ЗАГАЛЬНІ ВІДОМОСТІ ПРО ЛІТАКАХ Ту-154

Історія створення та експлуатація

Розробка вітчизняного середньомагістрального літака нового покоління, що призначався для заміни Ту-104, Ан-10 та Іл-18, почалася в ОКБ Туполева1963 році під керівництвом головного конструктора С. М. Егера. У конкурсі також брав участь проект ОКБ Ільюшина Іл-72, який не отримав подальшого розвитку. Ставилося завдання створити сучасний пасажирський літак, що не поступається за своїми параметрами створеному в той час Боїнгу-727.

Перший дослідний екземпляр з бортовим номером СРСР-85000 побудований У 1966 році. Перший політ відбувся 3 жовтня 1968 року (командир корабля Ю. В. Сухов). У 1969 році машину продемонстрували на авіасалоні в Ле-Бурже. У 1970 році в Куйбишеве, на авіаційному заводі № 18 (КуАЗ, нині Авіакор) почалося серійне проізводствосамолета. У травні 1971 року передсерійні літаки почали використовуватися для перевезення пошти з Москви (Внуково) в Тбілісі, Сочи, Сімферополь і Мінеральні Води.

Літакам сімейства Ту-154 (в СРСР, а потім в Росії) присвоювалися реєстраційні (бортові) номери, що починаються з 85. Наприклад: СРСР-85311, RA-85185.

На траси авіакомпанії «Аерофлоту» лайнер вийшов на початку 1972 року. Перший регулярний рейс з пасажирами на борту за маршрутом Москва - Мінеральні Води Ту-154 здійснив 9 лютого 1972 (командир корабля Є. І. Багмут). 2 квітня 1972 лайнер почав експлуатуватися на міжнародних авіалініях.

Початковаексплуатаціяпоказала, щолітаквимагаєподальшоїмодернізації, томувжечерездварокибулаготовадовиробництвамодифікаціяТу-154А, якаісталапершоюпішлавсерію - двигуниНК-8-2 булизаміненінабільшпотужніПК-8-2У.

У період з 1975 по 1981 літак модернізувався, злітна маса була збільшена з 94 до 98 тонн. Зміни торкнулися планера, крила, складу обладнання, збільшення пасажиромісткості. Нова модифікація отримала найменування Ту-154Б. Під цю конфігурацію згодом були доопрацьовані всі літаки перших серій.

У 1984 році в серійне виробництво надійшла модифікація Ту-154М (спочатку Ту-164), створена під руководствомА. С. Шенгардта. На цій машині були встановлені більш економічні двигуни конструкції ОКБ П. А. Соловйова. Літаки цієї модифікації мають максимальну злітну масу від 100 до 104 тонн.

Дев'ять літаків були перероблені у вантажні. Проект спочатку іменувався як Ту-154Т, потім Ту-154С.

П'ять літаків були переобладнані в літаючі лабораторії та істотно доопрацьовані за програмою випробувань космічного корабля «Буран». Два з п'яти Ту-154ЛЛ могли здійснювати повністю автоматичну посадку.

Дві машини були переобладнані в рамках програми «Відкрите небо». Літаки призначалися для всебічного контролю за військовою діяльністю країн НАТО та СНД. У Німеччині був переобладнаний літак Ту-154М, що належить «Люфтваффе» (машина зазнала катастрофи через два роки, в 1997). У РФ проект отримав найменування Ту-154М-ОН.

На базі Ту-154 був створений перший у світі літак, двигуни якого працювали на зрідженому газі (Ту-155).

Модифікації Ту-154 стали наймасовішими літаками в СРСР у середині 1980-х років. На цих літаках виконувалася значна частка перевезення авіапасажирів в СРСР. Ту-154 літали в багато аеропорти СРСР, а також більше 80 міст світу. Літак експлуатувався, крім «Аерофлоту», в 235-му (урядовому) авіазагоні (11 літаків), а також в авіації Збройних сил СРСР.

З середини 2000-х років авіакомпанії почали поступове виведення Ту-154 з експлуатації. Основною причиною відмови від цього типу літака є не тільки вироблення ресурсу (більшість використовуються в даний час Ту-154 зроблені в кінці 1980-х і в 1990-і роки і можуть літати ще щонайменше до 2015 року; лише окремі екземпляри переступили 30 - річний рубіж або близькі до нього) та якості літака (по комфорту Ту-154М не сильно поступається раннім А320), скільки низька паливна ефективність двигунів НК-8 і Д-30 (витрата палива у Д-30 майже в два рази більше, ніж у основного двигуна, що використовується на сучасних західних машинах, - СFM56). Ту-154 проектували в 1960-х роках, коли при плановій економіці ціна палива не була визначальним фактором. У той же час, до кінця 2008 року Ту-154 все ще складали основу середньомагістрального парку російських авіакомпаній. Однак вибухнула в кінці 2008 року економічна криза прискорила процес виведення літака-ветерана з експлуатації. 17 листопада 2008 весь свій парк Ту-154 вивела з експлуатації компанія S7 - найбільший російський внутрішній перевізник. Наступного року її приклад наслідували ГТК «Росія» і «Аерофлот»: 31 грудня 2009 року лайнер здійснив свій заключний рейс під прапором національного перевізника.

ЗАГАЛЬНІ ВІДОМОСТІ ПРО ЛІТАКАХ Ту-154

Літак Ту-154 призначений для перевезення пасажирів, багажу та вантажів наавіалініях малої і середньої протяжності. Літак розрахований на перевезення до 18,0 ткомерційного навантаження. Найбільша кількість пасажирських місць - 152.

Рис. 1.1. Загальний вигляд літака Ту-154

Екіпаж літака складається з двох пілотів, бортінженера і чотирьох-шестибортпровідників. Передбачена можливість розміщення у разі необхідностідодаткових членів екіпажу - штурмана і лоцмана.

Літак (рис. 1.1) являє собою вільнонесучий суцільнометалевиймоноплан з низькорозташованим стрілоподібним крилом і стрілоподібним Т-подібнимхвостовим оперенням, забезпечений трьома двигунами турбовентиляторів НК-8-2(НК-8-2У) і триколісні шасі з передньою ногою.Двигуни встановлені вхвостовій частині фюзеляжу: два по його боках, третійусередині фюзеляжу. Бічні двигуни обладнані реверсивним пристроєм тяги.Заборник повітря середнього двигуна виведений наверх фюзеляжу.Шасі забираються назад по потоку: головні ноги в гондоли на крилі, переднянога - в нішу передньої частини фюзеляжу.Фюзеляж має герметичну кабіну, у якій підтримується нормальнатемпература і тиск до висоти польоту 12000м.Літак обладнаний сучасним пілотажно-навігаційним, радіозв'язковим ірадіолокаційним устаткуванням, а також апаратурою автоматичного заходу напосадку.

Літак в процесі його виробництва зазнав ряд конструктивних змін, врезультаті яких почав випускатися модифікований літак Ту-154А.

Основними відмінностями літака Ту-154А від літаків перших випусків (Ту-154)є:

- Наявність додаткового кесон-бака в подфюзеляжной частини центроплана;

- Суміщена система управління закрилками, предкрилками і стабілізатором;

- Установка двошвидкісних склоочисників на лобових стеклах кабіниекіпажу;

- Установка другого комплекту радіокомпаса, радіовисотомір, радіодальномера;

- Доопрацьована автоматична бортова система управління заходу на посадку;

- Передбачена система подачі спеціальної рідини до фільтрів паливноїсистеми для розчинення кристалів льоду. На літаках Ту-154А встановленідвигуни НК-8-2У із збільшеною злітною тягою.

ОСНОВНІ ДАНІ ЛІТАКА

Геометричні дані

Довжина, м ................................................................... 47,9

Висота, м .................................................................... 11,4

Розмах крила, м ......................................................... 37,55

Площа крила, м2:

без напливу ......................................................... 180,01

з напливом ......................................................... 201,45

Поперечне V крила, град .......................................... -1 ° 10 '

Середня аеродинамічна хорда крила, м ...................... 5,285

Кут установки крила, град .......................................... +3

Стреловідность крила по 1/4 хорди, град .......................... 35

Площа горизонтального оперення, м2 .............................. 40,55

Розмах горизонтального оперення, м ................................... 13,4

Стреловідность горизонтального оперення, град ..................... 40

Кут установки стабілізатора, град ............................. від-1, 5 до-7

Площа вертикального оперення, м2 .................................. 31,725

Розмах вертикального оперення, м ....................................... 5,65

Стреловідность вертикального оперення, град ......................... 45

Ширина колії шасі, м .................................................... 11,5

Поздовжнябазашасі, м ................................................ 18,92

Діаметрфюзеляжу, м ..................................................... 3,8

Обсяг багажних приміщень, м3:

переднього ............................................................... 21,5

заднього ................................................................. 16,5

Розміри люків багажних приміщень (ширина, висота), м:

переднього ............................................................ 1,35 х 1,20

заднього ............................................................. 1,35 х 1,20

Висота багажних приміщень, м:

переднього ....................................................................... 1,046

заднього ........................................................................... 0,951

Довжина багажних приміщень, м:

переднього ......................................................................... 9,0

заднього ........................................................................... 7,35

Розміри дверей і виходів (ширина, висота), м:

передньої вхідних дверей ............................................... 08 х 1,725

задній вхідних дверей ................................................. 0,8 х 1,725

запасний двері .......................................................... 0,61 х ​​1,28

службової двері ....................................................... 0,61 х ​​1,28

передніх аварійних виходів ....................................... 0,48 х 0,90

задніх аварійних виходів ............................................. 0,48 х 1,07

Масові дані літака

Максимальна злітна маса (вага), т:

літака Ту-154 ............................................................. 90,0

літака Ту-154А .......................................................... 94,0

Максимальна посадкова маса, т .......................................... 75,0

Маса порожнього літака (середня), т ......................................... 47,0

Маса спорядження, т ............................................................ 2,5

Маса спорядженого літака, т ............................................ 49,5

Повна комерційне навантаження, т ........................................... 18,0

Комерційне навантаження при повній заправці

літака паливом, т ........................................................... 7,5

Максимальний запас палива при централізованій

заправці (ρ = 0,8 г/см3), т ....................................................... 33,15

Допускаемая питоме навантаження на підлогу багажних

приміщень, кгс/м2 ................................................................. 600

Примітки. 1. Максимальна маса літака може перевищувати зазначену вище на450 кг за умови, що ці 450 кг палива будуть вироблені на землі в процесіопробування двигунів і рулювання літака на виконавчий старт.При визначенні злітної маси літака до розрахунку береться не середня масапорожнього літака, а маса, зазначена в паспорті даного літака.Маса спорядження літака включає в себе масу членів екіпажу - по 80 кг налюдини, масла в маслобака-105 кг, води і хімічної рідини в туалетнихкімнатах -170 кг, контейнерів з посудом і обладнанням буфету - 340 кг, дитячихколисок-16 кг, бортовий сходи - 9 кг.У варіанті польоту над водним простором до складу спорядження входять такожплоти і рятувальні жилети.До складу комерційного навантаження входять маса пасажирів - по 75 кг налюдини, багажу, пошти, продуктів в буфеті.Окремі посадки літака в необхідних випадках допускаються з масою,перевищує максимальну посадкову масу, аж до максимальної злітної маси.Після кожної такої посадки літак повинен бути оглянутий представниками заводу-виготівника і експлуатаційного підприємства. За результатами огляду складається акт іприймається рішення про подальшу експлуатацію літака.

Центровка літака

Гранично допустима передня центровка на злеті,

шасі випущено ................................................................... 21% САХ

Гранично допустима передня центровка на посадці, шасі випушено ... 18% САХ

Гранично допустима задня центровка на зльоті ........................ 32% САХ

При прибиранні шасі на літаку з максимальною злітною масою центр вагилітака переміщується назад на 0,7-0,8% САХ; при випуску центр ваги літаказміщується вперед приблизно на 1% САХ. Вироблення початкових 12, 0 т паливавикликає переміщення центру ваги літака назад на 5,0% САХ.Для забезпечення центрівок в допустимому діапазоні завантаження літака повиннавироблятися в повній відповідності з вимогами «Керівництва по завантаженню тацентрівці літака Ту-154 ».

Льотні дані

Максимальна швидкість горизонтального польоту (середня польотна маса

77,5 т, номінальний режим роботи двигунів, висота 11000 м), км / год ........ 945

Крейсерська швидкість польоту, км / год .................................................. 850-920

Практична стеля (злітна маса 90,0 т, номінальний режим роботи

11800

Практична дальність польоту (злітна маса 90,0 т, висота 11000 м,

крейсерська швидкість 900 км / год, аеронавігаційний запас палива на годину польоту,

зустрічний вітер 50 км / год, повний запас пального), км .............................. 4000

Дальність польоту при повній комерційної навантаженні, км ........................ 2560

Злітні і посадочні дані

Злітні дані для злітної режиму роботи двигунів злітної маси

літака 90,0 т, закрилків, відхилених на 28 °, предкрилков, відхилених на 18,5 °

при стандартних атмосферних умовах, складають:

Швидкість відриву літака, км / год .......................................................... 270

Довжина розбігу, м ......................................................................... 1215.

Злітна дистанція, м .................................................................... 2080

Посадочні дані для посадкової маси 69,0 т, закрилків, відхилених на

45 °, предкрилков, відхилених на 18,5 ° внутрішніх інтерцепторів, відхилених на

пробігу на 50 °, середовищ них інтерцепторів, відхилених на 45 °, при стандартних

атмосферних умовах складають:

Посадочна швидкість, км / год ............................................................... 230

Довжина пробігу, м ........................................................................... 710

Посадкова дистанція, м .................................................................. 2300

ПЛАНЕР ЛІТАКА

Планер літака має ряд роз'ємів, по яких ділиться на окремі частини(рис. 2.1). Роз'єми полегшують складання, транспортування та ремонт планера; розширюютьфронт робіт при споруді літака і дозволяють широко застосовувати більшдосконаліші технологічні процеси.Для отримання мінімальної маси конструкції планера багато йогоконструктивні елементи мають змінне перетин, отримане методомпрограмного та хімічного фрезерування, використовуються також стільникові конструкції.Хімічне фрезерування найбільш широко застосовується для обробки листівобшивки планера. При цьому методі частина металу віддаляється з аркуша хімічним шляхомдо одержання розрахункової товщини.

Широко застосовані в конструкції планера елементи, виготовлені шляхомштампування і пресування. Ці високопродуктивні технологічні процесизабезпечують високу якість виробів.

ОСНОВНІ КОНСТРУКЦІЙНІ МАТЕРІАЛИ ПЛАНЕРА

Силові елементи конструкції планера виготовлені в основному з алюмінієвихсплавів Д16, В95, АК6, АЛ 19; магнієвих сплавів МЛ5, МА8; сталей ЗОХГСА,ЗОХГСНА.

Рис. 2.1. Схемароз'ємівпланера:

1 - носовийобтічник; 2 - передняісереднячастинифюзеляжу; 3-передкрилки; 4-носокОЧК;5-кінцевийобтічниккрила: 6 - кесонОЧК; 7 - елерон; 8 - інтерцептори; 9 - зовнішнійзакрилок; 10-обтічникповітрозабірникасередньогодвигуна; 11-гондолазовнішньогодвигуна; 12 - дахів-килюків; 13 - каналповітрозабірникасередньогодвигуна ; 14 - відкиднікришки; 15 - перекривногострічка; 16, 17-носоккіля; 18-кінцевийобтічниккіля; 19 - кесонкіля; 20 - носокстабілізато-ра; 21 - кінцевийобтічникстабілізатора; 22 - кермовисоти; 23 - кесонстабілізатора; 24-про-текательстабілізатора; 25 - кермонапрямку; 26 - заднійстекатель; 27 - стулкинижньоголюкавідсікусередньогодвигуна; 28 - головнаногашасі; 29 - гондолашасі; 30 - стулкигондолишасі; 31 - щитокпідкосуголовноїногишасі; 32 - хвостовачастинафюзеляжу; 33 - кришкалюкатехнічноговідсіку; 34 - кришкалюказадньогобагажногоприміщення; 35 - внутрішнійінтерцептори; 36 - внутрішнійзакрилок; 37 - внутрішнійпредкрилок; 38 - носокцентроплана;39-центропланкрила; 40-подкессоннаясекція; 41 - кришкалюкапередньогобагажногоприміщення; 42-стулкинішіпередньоїногишасі: 43 - передняногашасі.

Дуралюмин Д16 використовується для виготовлення обшивки, стрингерів, поясів істінок лонжеронів, шпангоутів, нервюр та інших силових елементів. Цей матеріалпри невеликій щільності, рівної 2,8 г/см3, має значний межа міцності,досягає 46 кгс/мм2. Сплав Д16 добре обробляється механічним шляхом, всвіжозакаленому і відпаленому стані досить пластичний для виготовленнялистових деталей холодної штампуванням. Сплав Д16 є надійнимконструктивним матеріалом, перевіреним тривалою експлуатацією на літакахрізних типів.

Алюмінієвий сплав В95 застосовується так само, як і дуралюмин Д16, длявиготовлення обшивки, стрингерів і деяких інших силових деталей. Цей сплав притакій же приблизно щільності, як і у сплаву Д16, має більш високий межа міцності, який досягає 52 кгс/мм2, тому більш вигідний у відношенні маси. Технологічні властивості сплаву В95 близькі дотехнологічних властивостях дуралюмина Д16.

ІстотнимнедолікомсплавуВ95 єйогопідвищеначутливістьдоконцентраціїнапружень, щоможевикликатипоявувтомнихтріщинбіляотворів, вмісцяхрізкогопереходуперетинівдеталі, подряпин, забоїніпр. У процесі експлуатації деталі зі сплаву В95 вимагають більш ретельного огляду.

Марки алюмінієвих сплавів Д16 і В95 можуть містити літери «А», «Т», «Н» і

«В», наприклад, Д16А, Д16А-Т, В95А-Т1НВ. Буква «А» вказує на знижений

кількість в сплаві шкідливих домішок (високоякісний сплав), «Т» - сплав в

загартованому стані (твердий); «Н» - нагартована; «В» - лист високої якості

прокату (викочування).

Алюмінієвий сплав АК6 використовується для виготовлення деталей методом гарячоїштампування (кування). Він застосовується насамперед для виготовлення кронштейнів,фітингів та інших деталей стикових з'єднань планера. Сплав АК6 має у своємускладі менше легуючих елементів, ніж дуралюмин Д16, тому більш пластичний, алеі менш міцний - його межа міцності становить 36-38 кгс/мм2.Алюмінієвий сплав АЛ19 застосовується для литих деталей стикових з'єднань,мають складну конфігурацію і несучих відносно невеликі навантаження.Магнієвий сплав МЛ5 застосовується для виготовлення деталей литтям. Основнимперевагою магнієвих сплавів (електронів) є їх низька щільність,складова 1,85 г/см3. Межа міцності сплаву МЛ5 21-22 кгс/мм2.

Недоліком магнієвих сплавів є низька корозійна стійкість, тому впроцесі експлуатації за деталями з магнієвих сплавів потрібно систематичнеспостереження для виявлення та усунення корозії.

СталиЗОХГСА (хромансіль) іЗОХГСНА (нікелевийхромансіль) використовуютьсядлявиготовленнявисоконавантаженихдеталейівузлів, виконанихмеханічноюобробкою,зварюваннямабогарячимштампуванням. НікелевийхромансільприоднаковійзісталлюЗОХГСАв'язкістюможебутизагартованийдобільшвисокоїміцності, томуйогозастосуваннябільшвигідновмасовомувідношенні. НедолікомсталиЗОХГСНАпопорівняннізісталлюЗОХГСАєпідвищеначутливістьдоконцентраціїнапружень; виникаютьуподряпин, забоїн, отворівірізкихпереходівперетинівдеталей. Концентрація напружень в цих місцях може викликати появу втомнихтріщин.

КРИЛО

Крило служить для створення підйомної сили і забезпечує поперечнустійкість літака; внутрішній об'єм крила використовується для розміщення палива.Крило кесонної конструкції, стреловидной форми в плані. Воно складається зцентроплана і двох окремих частин крила (ОЧК), стикованих по нервюрам № 14(рис. 2.31). Крило має механізацію: закрилки 12, 15, предкрилки 2, 4, 6, інтерцептори10, 13, 14. На крилі кріпляться головні ноги шасі і гондоли, в які вони забираються впольоті, а також встановлені елерони 8 і аеродинамічні перегородки 9.Носова частина крила забезпечена повітряно-тепловим і електротепловихпротиобмерзних пристроїв. Тепле повітря в носок центроплану подається відкомпресорів двигунів літака.Силовою частиною крила є кесон 3, 5, сприймаючий основні навантаження,діючі на крило. Носок і хвостова частини крила сприймають тільки місцевіповітряні навантаження і передають їх на кесон. Оскільки носок і хвостова частина неє силовими частинами крила, на ділянках, не обтічних повітряним потоком, -усередині фюзеляжу, всередині гондол шасі - вони не ставляться.

Рис. 2.31. Схема крила:

1-носова частина (носок) центроплана; 2-внутрішній предкрилок; 3-кесонцентроплана; 4-середній предкрилок; 5-кесон ОЧК; 6-зовнішній предкрилок; 7 -кінцевий обтічник; 8-елерон; 9-аеродинамічна перегородка; 10-елерон-інтерцептори; 11-хвостова частина ОЧК; 12-зовнішній закрилок; 13-середнійінтерцептори; 14-внутрішній інтерцептори; 15-внутрішній закрилок; 16-хвостовачастина центроплану.

Стреловідность крила збільшує величину критичного числа М; вонаскладає по лінії 1/4 хорд 35 °. На ділянках крила, які прилягають до фюзеляжу,стреловідность становить 41 °. Збільшення стріловидності в кореневій частині крилапов'язано з необхідністю компенсувати збільшення відносної товщини профілюкрила на цій ділянці.Крило має геометричну крутку - його перетину поступово повертаються,в міру віддалення від осі літака, в бік негативних кутів. Завдякигеометричної крутку підвищується максимальний коефіцієнт якості крила ідосягаються великі кути атаки без зриву потоку.Відносна товщина профілю крила змінюється за розмахом від максимальної уфюзеляжу до мінімальної на кінцях.На кінці крила встановлені тонкі, але більшнесучі профілі це поряд з геометричною круткой дозволяє запобігтикінцевий зрив повітряного потоку на значних кутах атаки.

Рис. 2.32. Схема розташування люків крила:

а-праве крило, вид зверху, б-ліве крило, вид знизу; 1 - паливомір № 1 і датчикзаправки кесона № 2; 2-кріплення носка; 3-повітро-повітряний радіатор (ВВР) ітурбохолодільнік (ТХ); 4-крани заправки;. 5-паливомір № 4 кесона № 2; 6 -паливомір № 2 кесона № 3; 7-індукційний датчик; 8 - паливомір № 5 кесона №3; 9-паливний насос № 5; 10-паливний насос № 2; 11-паливний насос № 4; 12 -паливний насос № 6; 13-сигналізатор тиску СДУ1-0.18; 14-паливомір М 2 ідатчик компенсації № 2 кесона № 2; 15-паливомір № 3 кесона № 2; 16-заливнагорловина; 17-заземлення заправного пістолета: 18 - паливомір № 1 і датчикзаправки кесона № 3; 19-паливомір № 3 кесона № 3; 25-паливомір № 4 кесона №3; 21-кріплення підйомника; 22-управління елерон-інтерцептори; 23-кермовоїпривід РП-55; 24-паливомір № 6 кесона № 3; 25-монтажний люк; 26-люк підпліт; 27-управління елерони і інтерцептори; 28-механізм закрилка; 29-маслянка;30 - навішування елерона; 31-підхід до ВВР; 32-підхід до турбохолодільніку;33-люк розподільної коробки (РК) протівообледенітеля; 34-керуванняпредкрилками; 35-сигналізатор тиску насоса № 7; 36-електроджгутів предкрилка;37-заземлення заправного пістолета; 38-кран для зливу палива; 39-кран для зливупалива в польоті; 40-паливний насос № 7; 41-мірна лінійка; 42-дренаж коробкитопливомера; 43-паливний насос № 1; 44-паливний насос допоміжної силовоїустановки: 45 - паливний насос № 3; 46-паливний насос № 6; 47-дренаж заливнийгорловини; 48-паливний насос № 8; 49-сигналізатор тиску насоса № 8; 50 -рульовий привід РГГ-59; 51-кріплення обтічника: 52-дренаж коробки компенсації:53-кермові приводи РП-57 і РП-58; 54-керуванні елеронами; 55-трубка для зливупалива при переповненні бака; 56-кріплення кінцевого обтічника і кришок люків;57-кріплення люка; 58-монтажний люк на лівому крилі і кран управління зливомпалива на правому крилі; 59-агрегати паливної системи на лівому крилі і привідзакрилків на правому крилі; 60-управління закрилками; 61-замок предкрилка.

Профількрила біля кореня має негативну кривизну, тим самимзабезпечується сприятлива інтерференція між крилом і фюзеляжем.З метою обслуговування агрегатів і вузлів, розташованих усередині крила, а також зтехнологічних міркувань крило має велику кількість люків (рис. 2.32).

Центроплан

Центроплан складається з кесона, носовій і хвостовій частин. на центропланівстановлені внутрішні закрилки, внутрішні предкрилки, внутрішні інтерцептори ішторки; на ньому кріпляться головні ноги шасі і їх гондоли. Носок центроплана від бортуфюзеляжу до предкрилка обладнаний повітряно-тепловим протівообледенітелем.

Кесон

Поздовжній набір кесона утворений (рис. 2.33) трьома лонжеронами: переднім 1,середнім 5 і заднім 15 і стрингерами 7; поперечний набір складається з 29 нервюр 2.Внутрішній об'єм виконаний герметичним і утворює кесон-баки, якізаповнюються паливом.

Рис. 2.33. Центроплан крила:

1-передній лонжерон; 2-нервюри; 3-знімний носок (перший); 4 - знімний носок(другий); 5-середній лонжерон; 6-внутрішній предкрилок; 7-стрингери; 8 – знімнапанель; 9-профілі роз'єму; 10 - внутрішній закрилок; 11-внутрішній інтерцептори;12-хвостова частина; 13-нервюра № 3; 14-профіль; 15-задній лонжерон; 16-балкамеханізму закрилка; 17-стикова стійка; 18-нервюра № 14; 19-вузли кріпленняцентроплана до фюзеляжу.

Лонжероницентроплана балкового типу. Вони складається з верхнього танижньогопоясів і стінки, підкріпленої стійками. Стійки служать також для кріплення нервюр долонжеронам. Стінки до поясів лонжеронів і стійок приклепуються, стійки з поясамиз'єднуються болтами.Пояси лонжеронів виготовлені зі сплаву Д16А-Т1, стінки-зі сплаву Д16А-ТН.Ділянки лонжеронів, що обмежують кесон-баки, виконані герметичними.У стінках переднього і середнього лонжеронів між нервюрами № 1-2 маютьсятехнологічні люки.У площині бортових нервюр № 3 лонжерони мають стики. У стикахвстановлені штамповані зі сплаву АК6 вузли 19, верхні частини яких служать длякріплення центроплана до шпангоутам фюзеляжу.

Стрингери кесона виконані з пресованих профілів двотаврового перетину.Матеріал стрингерів - алюмінієвий сплав В95-Т1. Стрингери № 12 і 25 верхній частиніцентроплана зроблені посиленими.

Нервюрикесонної частини центроплана мають балкову конструкцію. по осісиметрії літака розташована нульова нервюра, праворуч і ліворуч від неї - нервюри №1, потім нервюри № 2 і т. д. Закінчується центроплан нервюрами № 14. Нервюри № 3 і14, обмежують кесон-бак, герметичні.На літаку Ту-154А передній і задній лонжерони виконані герметичними повсій довжині, середній лонжерон-на ділянці між нервюрами № 3; на літаку Ту-154герметичними зроблені ці ж, ділянки лонжеронів, за винятком передньоголонжерона між нервюрами № 3. Це пов'язано з тим, що на літаках перших випусківцентроплан між переднім і середнім лонжеронами і нервюрами № 3 не єкесон-баком.Нервюри № 11 і 13, сприймають зусилля від головних ніг шасі, зробленісиловими.Типова, нервюра складається з верхнього та нижнього поясів і стінки, підкріпленоїстійками. Стінка зі стійками і поясами склепуваний, а в деяких випадкахз'єднується болтами. Стінки негерметичних нервюр мають отвори для полегшення.Для доступу в кесон-бак в стінках нервюр № 14 зроблено по два люки, закритихлегкознімними герметичними кришками.Нервюри № 11 і задня частина нервюр № 13 штампуються зі сплаву АК6, переднячастина нервюри № 13 аналогічна по конструкції типовимнервюрам.

Обшивкавиконана з листів алюмінієвого сплаву В95А-Т1НВ (верхня) іД16А-Т1В (нижня), оброблених хімічним фрезеруванням.При збірці центроплана обшивка і стрингери попередньо склепуваний впанелі. Верхня поверхня кесона утворена із семи технологічних і двохзнімних панелей; нижня поверхня - з шести технологічних панелей.Знімні панелі 8 призначені для доступу всередину кесона при зборці і ремонтіцентроплана. Ці панелі проходять над середнім лонжероном центроплану від нервюри №3 до нервюри № 14. Панелі по нервюрам № 14 закінчуються профілями роз'єму 9, а понервюрам № 3 - профілями стику. Профілі роз'єму і профілі стику виготовлені зматеріалу Д16-Т і кріпляться до панелей болтами. Панелі кріпляться за допомогою болтів допоясам лонжеронів і до Стрінгер, що проходить в місцях стику панелей, і з'єднуютьсяміж собою за профілями стику.Технологічні панелі, крім того, кріпляться до нервюрам. Для цієї мети

прилеглі до нервюрам полки стрингерів приклепуються до поясів нервюр, а обшивкапанелей в деяких прольотах між стрингерами кріпиться болтами за допомогоюпресованих кутів.

Герметизація кесон-бака.Кесон-бак герметизуєтьсясамовулканізуючимися герметиками У-30МЕС і УТ-32, які наносяться в триетапи: внутрішовні, внешовная і поверхнева герметизація. кожен етапгерметизації самостійно забезпечує герметичність кесон-бака, а в сукупностівони підвищують надійність герметизації.Внутрішовні герметизація 1 (рис. 2.34) здійснена шляхом нанесенняпастоподібного герметика У-30МЕС на поверхні всіх дотичних деталей,наприклад на поверхні прилягання стрингерів до обшивки, поясів лонжеронів дообшивці і стінок лонжеронів і т. д. Внешовная герметизація 2 досягається шляхомнанесення джгутиків з герметика У-30мес і кистьовим покриттям герметиками УТ-32 абоУ-30МЕС болтових і заклепочних швів зсередини кесона. Поверхнева герметизація 3виконана шляхом двократного поливу рідким герметиком УТ-32 усією внутрішньоюповерхні кесон-бака.

Рис. 2.34. Герметизація кесон-бака:

а-типова герметизація болтового з'єднання; б-типова герметизація заклепувальногоз'єднання; 1-внутрішовні герметизація; 2-внешовная герметизація; 3 -поверхнева герметизація.

З експлуатаційних міркувань все монтажі виведені за межі кесон-бака,ніж виключається необхідність розтину його при виконанні монтажних тадемонтажних робіт, а болти, як правило, поставлені головками зсередини кесона.

Носова частина центроплану

Носова частина (носок) центроплана з кожного боку фюзеляжу складається з першогоі другого носка. Перший носок розташований від фюзеляжу до предкрилка, другий носок -в зоні предкрилка - від нервюри № 7 до кінця центроплана.

Рис. 2.35. Перший носок центроплана:

1-виріз для виходу охолодженого повітря через нижній гофр; 2-діафрагма; 3 -отвір під фланець труби подачі гарячого повітря; 4-канал для виходуохолодженого повітря через верхній гофр; 5-вихід каналу продувки воздуховоздушногорадіатора (ВВР); 6 - поздовжня стінка; 7-силові ферми; 8-обшивка; 9 - профіль;10-жалюзі для виходу повітря; 11-виріз під фару; 12-експлуатаційний люк; 13 -люки для заправки палива в кесон-бак (тільки на правому носку); 14-відсік загрегатами системи кондиціонування повітря; 15-люк для підходу дотурбохолодільніку; 16-люк для монтажу ВВР; 17-повітро-повітряний радіатор; 18 -повітрозабірник ВВР; 19-турбохолодільнік; 20-екран: 21 - гофр; 22 – переднійлонжерон центроплана; А-канал для надходження гарячого повітря; Б-камера для виxoдa охолодженого повітря.

Першийносок(рис. 2.35) складаєтьсязобшивки 8, поздовжньоїстінки 6 іпоперечногонаборудіафрагм 2 іферм 7. Верхня я нижня крайки обшивкипідкріплені профілями 9 таврового перетину.До обшивці зсередини приклепаний гофр 21, за гофром встановлено екран 20протиобмерзних пристроїв. Гаряче повітря, що надходить із двигунів уканал А, проходить між екраном і гофром, потім між гофром і обшивкою носка івиходить в канал Б, утворений поздовжньої стінкою і переднім лонжероном 22центроплана. З каналу Б повітря скидається в атмосферу через жалюзі 10. Всерединіноска встановлений повітро-повітряний радіатор (ВВР) 17 системи кондиціонуванняповітря в герметичній кабіні, канал 18 підведення повітря в радіатор і канал 5 відводу повітря зрадіатора в атмосферу.Носок має верхній і нижній люки для доступу до агрегатів системи

кондиціонування, а також другий нижній люк для підходу до арматури обігрівупредкрилка. Направому носку через цей же люк забезпечується доступ до агрегатівцентралізованої заправки літака паливом.На верхній поверхні носка передбачені три різьбових отвори,заглушених болтами. При знятті носка в ці отвори вворачиваются Ушков болтидля кріплення строп такелажного пристосування.

Другийносокскладаєтьсязобшивки, підкріпленоїпоперечнимидіафрагмамиідвомапоздовжнімипрофілямитавровогоперетину, приклепанимиповерхнійінижнійкрайкахобшивки.У двох місцях, по опорах предкрилка, носок розрізаний.Носова частина центроплану кріпиться за допомогою болтів і анкерних гайок доверхньому і нижньому поясам переднього лонжерона. Між бортом фюзеляжу і носком №1 встановлена ​​перекривного стрічка, прикріплена болтами до носку і поясам передньоголонжерона. Обшивка носка № 2 накладається в стику на обшивку носка № 1, томудля зйомки першого носка необхідно зняти предкрилок і перший відсік другого носка.

Хвостова частина центроплану

Хвостова частина центроплану (рис. 2.36) складається з поздовжньої балки 16, діафрагм1, 15 і обшивки 7, підкріпленої пресованими профілями 8: Балка має верхній інижній пояси і стінку з приклепаними до неї стійками 11.Усередині хвостовій частині передбачений відсік 5 для рятувального плоту. Люквідсіку з легкоз'ємною кришкою 4 знаходиться на верхній обшивці.Кріпиться хвостова частина до заднього лонжерона центроплана за допомогоюзаклепок, з'єднують діафрагми і обшивку, і двох вузлів кріплення зовнішнього кінцябалки.

Рис. 2.36. Хвостова частина центроплану:

1, 15-діафрагми: 2-нижня панель; 3-задній лонжерон центроплана; 4-кришкавідсіку рятувального плоту; 5-отсекспасательного плоту; 6-люк для підходу дорукоятці викиду рятувального плоту; 7-обшивка; 8-профілі; 9-кришка люка дляпідходу до гідропідйомників внутрішнього інтерцептори; 10-кронштейн кріпленнявнутрішнього інтерцептори; 11-стійка; 12 - кронштейн кріплення підйомникавнутрішнього закрилка; 13, 18 - кронштейни підвіски шторки; 14-кронштейнкріплення валу трансмісії системи управління закрилками; 15-поздовжня балка;17-балочка; 19-шторки; 20-гумовий профіль.

Кріплення центроплана до фюзеляжу

Центроплан до фюзеляжу кріпиться таким чином (див. рис. 2.33).

1. Вузли 19 на передньому, середньому і задньому лонжеронах центроплана кріплятьсяболтами відповідно до шпангоутам № 41, 46, 49 фюзеляжу.

2. Обшивка фюзеляжу, яка примикає зверху до центроплану, кріпиться до ребер,наявними на профілях стику верхніх панелей по нервюрам № 3.

3. Обшивка фюзеляжу, прилегла до стінок переднього і заднього лонжеронівцентроплана, прикріплена до них за допомогою уголкових профілів 14. стрингери цихділянок обшивки пов'язані зі стінками лонжеронів за допомогою фітингів і болтів.

Устикукрилазфюзеляжемвстановленізалізопообохбортахфюзеляжу.Залізоусуваютьшкідливийвзаємнийвпливфюзеляжуікрила, щовикликаєзбільшенняопорулітакавпольоті.Залізвиконанийздуралюміновихлистів, прикріпленихдомембраннафюзеляжі. Міжобшивкоюзалізоіцентропланоммаєтьсящілина, перекритагумовимпрофілем. Кріпленнязалізонафюзеляжіінаявністьщілиниміжзалізоіцентропланомусуваютьвпливназаліздеформаційкрила.Заліз складається з носової 7 (див.рис. 2.3), середньої 9 і хвостовий 11 частин. Середнячастина Залізо встановлена ​​над крилом; її обшивка, що примикає до центроплану, зробленазнімною для доступу до монтажу і кріпиться болтами і анкерними гайками.Носова і хвостова частини по лівому борту незнімні. По правому бортухвостова частина Залізо зроблена частково відкидний у зв'язку з розміщенням тут люкабагажного приміщення.

Відкидна частина Залізо підвішена до незнімної частини на двох петлях. петлі маютьовальні прорізи, завдяки яким відкидна частина підтягується до кришки люкабагажного приміщення під дією механізму замикання відкидний частини Залізо.Механізм замикання відкидний частини Залізо аналогічний механізму кришок люківбагажних приміщень.

Від'ємна частина крила

Від'ємна частина крила (рис. 2.37) складається з кесона 1, носової частини 15, хвостовийчастини 10 і кінцевого обтічника 22.На ОЧК підвішені середній 16 і зовнішній 17 предкрилки, елерон 23, середнійінтерцептори 26, елерон-інтерцептори 24, зовнішній закрилок 27, шторки 25.Внутрішня порожнина кесона від нервюри № 14 до нервюри № 45 утворює кесон-бак, що заповнюється паливом.

Кесонскладається з переднього 14, середнього 4 і заднього 11 лонжеронів, стрингерів20, нервюр 2 і обшивки. Лонжерони і стрингери утворюють поздовжній набір кесона,нервюри - поперечний.Лонжерони балочної конструкції складаються з верхнього та нижнього поясів і стінки,підкріпленої стійками. Стійки розташовані по осях нервюр і служать також длякріплення нервюр до лонжеронів.Передній і задній лонжерони, які є стінками кесон-бака, виконанігерметичними. Середній лонжерон закінчується у нервюри № 33, далі його поясапереходять в стрингери.Пояси лонжеронів виконані з пресованих профілів В95-Т1, механічнооброблені по довжині для додання змінного перерізу з метою зменшення маси. Устику з центропланом пояси мають фітинги із сплаву АК6 для кріплення до фітингівлонжеронів центроплана. Фітинги до поясів і стінок лонжеронів кріпляться болтами, апо середньому лонжерону - також і заклепками.

Рис. 2.37. Від'ємна частина крила (аеродинамічні перегородки не показані):

а-загальний вигляд, б-перетин ОЧК по нервюр № 18; 1-кесон; 2-нервюри; 3-першатехнологічна панель; 4-середній лонжерон; 5, 6-стикувальні профілі; 7-нервюра№. 45; 8-друга технологічна панель; 9-кронштейни підвіски елерона; 10 -хвостова частина ОЧК; 11-задній лонжерон; 12-нервюра № 14; 13-профілі роз'єму;14 - передній лонжерон; 15-носова частина ОЧК; 16-середній предкрилок; 17-зовнішнійпредкрилок; 18-перша знімна панель; 19-друга знімна панель; 20-стрингери;21-третя знімна панель; 22-кінцевий обтічник; 23-елерон; 24-елерон-інтерцептори; 25 - шторки; 26-середній інтерцептори; 27-зовнішній закрилок; 28 -балка механізму закрилка.

Стінки лонжеронів виготовлені з листового дуралюмина Д16А-ТН, вони маютьзмінну товщину, отриману шляхом хімічного фрезерування.На передньому і задньому лонжеронах у нервюр № 15 і 29 є по два різьбовихотвори, в які вкручуються такелажні болти при зйомці і установці ОЧК.Стрингери виконані з пресованих профілів В95-Т1 двотаврового і Z-образного перетинів. Шляхом механічної обробки двотаврові стрингери переведені докінця крила в Z-образні і далі нижні стрингери - в куточок.

Нервюри - балочної конструкції, складаються з верхнього та нижнього поясів і

стінки, підкріпленої стійками.Пояси і стійки виконані з пресованих дуралюмінових профілів уголковогоі таврового перерізів.Нервюри № 14 і 45, які обмежують кесон-бак, виконані герметичними. Встінках цих нервюр зроблено по два люки для огляду і виконання технологічнихоперацій по герметизації кесон-бака. Кришки люків ставляться на гумових профілях ікріпляться болтами і гайками, встановленими ст. герметичних ковпачках.

Обшивка виконана з алюмінієвих сплавів: Д16А-ТВ по нижній частині і В95А-Т1СВ по верхній. Обшивка має змінну за розмахом товщину, отриманухімічним фрезеруванням. Нижня обшивка змінюється по товщині від 6 мм у рознімання до2,67 мм у нервюри № 27. Верхня обшивка від 3,0 мм у рознімання поступово утоньшаетсядо 2,2 мм у нервюри № 21 і далі до 2,0 мм у нервюри № 29. Занервюр № 29встановлена ​​обшивка товщиною 1,8 мм. Уздовж поясів лонжеронів, в зонах стику листів, атакож у зоні люків листи обшивки мають місцеві потовщення.При збірці окремій частині крила обшивка і стрингери склепуванийпопередньо в панелі: одну нижню і п'ять верхніх. З п'яти верхніх панелей дває технологічними і три панелі (18, 19, 21)-знімними.Знімні панелі призначені для доступу в кесон при зборці ОЧК іремонтних роботах. Перша панель знімається також при стикуванні і відстиковки ОЧК.Знімні панелі проходять над середнім лонжероном ОЧК по всій довжині кесона, вониз'єднуються між собою за стикувальним профілям 5, 6, встановленим на нервюрах №21 та 33.

На знімних і технологічних панелях в площині роз'єму ОЧК і центропланавстановлені профілі роз'єму 13, службовці для стику ОЧК з центропланом. Профіліроз'єму кріпляться до верхніх панелей болтами, до нижньої панелі - болтами і сталевимизаклепками. Профілі роз'єму кріпляться також до фітингів лонжеронів.Нижня панель кріпиться до нервюрам заклепками за допомогою компенсаторів зпресованих профілів, встановлених на стрингери панелі і частково міжстрингерами на обшивці.

Верхні технологічні панелі 3, 8 кріпляться до нервюрам болтами і заклепками:полки стрингерів кріпляться безпосередньо, а обшивка - через компенсаториза допомогою заклепок.Знімні панелі кріпляться сталевими болтами до профілю роз'єму, стикувальнимпрофілям нервюр № 21, 33 і 45, верхньому поясу середнього лонжерона, Стрінгер,проходять під кромками панелей, і компенсаторам на верхніх поясах нервюр. на цихелементах конструкції ОЧК гайки болтів встановлені в герметичних ковпачках. Накомпенсаторах верхніх поясівнервюр гайки зроблені плаваючими.На кожній знімної панелі, по кутах, маються різьбові отвори, заглушеніболтами. При знятті панелі в ці отвори вворачиваются такелажні болти.Необхідно мати на увазі, що довжина такелажних болтів не повинна перевищувати 19,5 мм підуникнути порушення герметичності кесон-бака в цих точках.Герметизація кесон-бака ОЧК виконується таким же чином, як і кесон-бакацентроплана (див.вище).

Носова частина(носок) ОЧК розрізана в місцях установки рейок предкрилка нап'ять частин. Кожна частина носка складається з обшивки 3 (рис. 2.38), підкріпленоїдіафрагмами 5, верхнім 1 і нижнім 4 профілями, прикріпленими по крайкахобшивки. Обшивка двох внутрішніх частин носка додатково підкріпленастрінгером 2.

Носок кріпиться до поясів переднього лонжерона ОЧК болтами і плаваючимианкерними гайками. У стиках між частинами носка встановлені сполучні стрічки;при знятті стрічок відкривається доступ до кареткам предкрилка.

Рис. 2.38. Перший знімний носок ОЧК:

1, 4 - профілі жорсткості; 2-стрингер; 3-обшивка; 5-діафрагми

Хвостова частинаОЧК по конструктивному виконанню ділиться на чотириділянки. Різниця в конструкції цих ділянок викликано установкою на крилі закрилка,елерона і інтерцепторів. Дві ділянки розташовані в зоні закрилка, причому перший зних знаходиться за місцем установки інтерцепторів, другий - між інтерцепторами іелеронів. Третя ділянка знаходиться в зоні елерона, четвертий - від елерона до кінцяОЧК.Перша ділянка (рис. 2.39, перетин А-А) складається з верхньої 1 і нижньої 5обшивок, які є продовженням панелей кесонної частини. верхня обшивкапідкріплена окантовочним профілем 18, балочки 20 і підкосами 21, а нижняобшивка-косинками 22 і окантовочним профілем 23.

Рис. 2.39. Хвостова частина ОЧК:

а-вид зверху на хвостову частину, б-вид зсередини на низ хвостовій частині; 1-верхня

обшивка; 2-лючок стикувального болта підйомника № 4; 3-лючок качалок управління

елеронів-інтерцептори; 4-лючок рульового приводу РП-55; 5-нижня обшивка; 6 -

лючок кермових приводів РП-57 і РП-58; 7, 9, 10-лючки управління елеронами-

інтерцептори; 8-лючок гойдалки елеронів-інтерцепторів; 11-задній лонжерон ОЧК;

12-знімний обтічник РП-55; 13-щиток підйомника; 14-знімна панель; 15 -

шторка № 3; 16-шторка № 2; 17-шторка № 1; 18, 23-окантовочні профілі; 19 -

гумовий профіль; 20-балочка; 21-підкіс; 22-косинка; 24-діафрагма; 25-стрічка

жорсткості; 26-кронштейн з роликом; 27-законцовочний профіль; 28-гумова

пластина; 29-внутрішня обшивка; 30-профіль жорсткості; 31-гвинти

Другаділянка (перетинБ-Б) складаєтьсязверхньої 1 івнутрішньої 29 обшивоктанижнійзнімноїпанелі 14, підкріпленихдіафрагмами 24. Нижня панель зробленазнімною для доступу до деталей управління і монтаж на задньому лонжероне ОЧК. Цяпанель кріпиться гвинтами 31 до нижньому поясу заднього лонжерона, діафрагм та профілемжорсткості 30. По задній кромці панелі встановлений гумовий профіль 19, ущільнюючийщілину між хвостовою частиною і закрилком. На задній кромці внутрішньої обшивкизакріплені гумові пластини 28 щоб уникнути зіткнення закрилка зметалевими частинами крила.

Третя ділянка (перетин В-В) складається з верхньої 1, нижньої 5 і внутрішньої 29обшивок, підкріплених діафрагмами 24 і профілями 18. Верхня і нижня обшивкиє продовженням панелей кесонної частини. Внутрішня обшивка зроблена знімноюдля доступу до деталей управління і монтаж; вона кріпиться гвинтами 31 і анкернимигайками.

Четверта ділянка складається з верхньої та нижньої обшивок, підкріпленихдіафрагмами і стрингерами.

Кінцевий обтічник(рис. 2.40) складається з обшивки 2, підкріпленоїдіафрагмами 8, верхнім і нижнім профілями 10, передній 11 і задній 7 стінками.Задня кромка обтічника склеєна з склотканини на епоксидній смолі.У обтічнику встановлені бортовий аеронавігаційний вогонь, прикритийзовні обтічником 1 з органічного скла і антени радіоапаратури. У заднійчастини обтічника закріплені електростатичні розрядники 6.

Рис. 2.40. Кінцевий обтічник:

1-обтічник Бано-62; 2-обшивка; 3-лючок; 4, 9-антени радіоапаратури; 5 -концевая закладення; 6-електростатичний розрядник; 7-задня стінка; 8-діафрагма;10-поздовжній профіль; 11-передня стінка

Кінцевий обтічник знімний, кріпиться до ОЧК гвинтами, анкерні гайки якихвстановлені на поясах нервюри № 45.

Стик окремої частини крила з центропланом

Від'ємна частина крила стикується з центропланом по верхнім і нижнім профілямроз'єму і по стінках лонжеронів. Відповідні стикові елементи ОЧК іцентроплана мають однакову конструкцію.Профілі роз'єму 1, 5 (рис. 2.41) мають колодязі і пази, в які вкладаютьсястикувальні болти 10 с попередньо навернути на них самоконтряшиїсягайками. Головки болтів розміщуються в колодязях ОЧК, гайки-в колодязях центроплана.Болти затягнуті тарованим ключем. Місце стику закривається зверху і знизу стрічками7, закріпленими на гвинтах.Стінки переднього, середнього і заднього лонжеронів ОЧК і центропланаз'єднуються за допомогою болтів 11 з сталі 30ХГСА з самоконтряшиїся гайками;болти встановлюються в отвори стійок 2, закріплених на стінках лонжеронів.Стійки виготовлені механічною обробкою з уголкового пресованогодуралюмінового профілю.У стику по середньому лонжерону між стиковими стійками поставлені сталевівкладиші 14. З метою забезпечення герметичності кесон-бака стикові болти постійок середнього лонжерона як з боку головок, так і з боку гайок закритіковпачками 15 з алюмінієвої фольги та герметичними кожухами 12. Кожухи кріплятьсягвинтами і глухими анкерними гайками 16.Підхід до болтів стику стінок переднього лонжерона здійснюється при зняттіперший носка ОЧК, до болтів стику стінок середнього лонжерона - при знятий першийзнімній панелі ОЧК, до болтів стику стінок заднього лонжерона - з гондоли головноїноги шасі.Зазор у стику носових частин ОЧК і центроплана перекривається стрічкою,установлюваної по контуру носка на гвинтах з самоконтряшиїся плаваючимианкерними гайками.

Рис. 2.41. Стик центроплана з ОЧК:

а-стик по верхній поверхні крила, б-стик по нижній поверхні крила: в-стикпо передньому лонжерону; г-стик по середньому лонжерону; д-стик по задньомулонжерону;1-нижні профілі роз'єму; 2-стикувальні стоїки; 3-передній лонжерон; 4 -центроплан; 5-верхні профілі роз'єму; 6-середній лонжерон; 7-стрічка; 8-від'ємначастина крила; 9-задній лонжерон; 10, 11 - стикувальні болти; 12-герметичнийкожух; 13-гумові ущільнювальні кільця; 14-сталеві вкладиші; 15-ковпачки;16-анкерні гайки

Гондола головної ноги шасі

Гондоли є обтічниками головних ніг шасі в прибраному положенні.Гондоли розташовані за переднім лонжероном центроплану між нервюрами №10-14.Силовий набір гондоли складається з шпангоутів, двох лонжеронів, стрингерів іобшивки. Лонжерони окантовують з боків нижній виріз гондоли.Нижній виріз гондоли закривається щитком, двома передніми стулками і двомазадніми стулками. Щиток закріплений трьома хомутами на підкосилися головною ноги шасі іпереміщується разом з ним.Передні і задні стулки кріпляться шарнірно до вузлів на лонжеронах гондоли.Передні стулки мають по два вузли, задні стулки - по чотири вузли підвіски.На кожній передній стулці встановлено по одному кронштейна, а на кожнійзадній стулці - по два кронштейна для кріплення тяг управління стулками.У задній частині гондоли мається контейнер для рятувального плоту. Зверхуконтейнер закривається кришкою.Кріплення гондоли до центроплану здійснюється болтами за допомогоюкосинців, поставлених на верхній і нижній панелях центроплана по бортах гондоли,а також - заклепками за допомогою косинців, розташованих на стінці задньоголонжерона центроплана. За місцем кріплення обшивка гондоли посилена накладками.

Закрилки

Закрилки служать для поліпшення злітних та посадочних характеристик літака.Закрилки виконані висувними, трьохщільна, із змінною хордою.Висувні закрилки характерні тим, що при випуску вони зрушуються назад і,отже, збільшується не тільки кривизна профілю, але і площа крила.Трьохщільна закрилками зроблені, щоб запобігти зриву потоку з верхньоїповерхні крила при відхиленні закрилка на значні кути. одна щілинаутворюється між закрилком і крилом, дві інші - в самому закрилки: міждефлектором і середньою частиною, а також між середньою частиною закрилка і його хвостиком.При зльоті літака закрилки відхиляються на кут 28 °, при цьому відкриті тількидві щілини в закрилки; при посадці закрилки відхиляються на кут 45 °, в цьому випадкувідкриті всі три щілини.Закрилки змінної хорди забезпечують оптимальні аеродинамічніхарактеристики крила як при зльоті літака, так і при посадці.

Рис. 2.42. Загальний вигляд закрилка окремій частині крила:

1-дефлектор; 2-середня частина; 3-обтічник гвинта підйомника; 4-обтічникимеханізмів закрилка; 5-хвостик

Закрилокзмалоюхордоюпропонуєкращіаеродинамічнимякістю, щоособливоважливопризльотівумовахжаркоїпогодиабозвисокогірногоаеродрому,колидвигунилітакамаютьзниженутягу. У закрилка, відхиленого назлітна кут, дефлектор притиснутий до крила і в потоці знаходяться тільки середню ланку іхвостик, утворюючи двущелевой закрилок зменшеною хорди. Оскільки передня щілиназакрита, не виникає додатковогозбільшення опору крила і,отже, зменшення його якості. Однак при посадці вигідний закрилок великийхорди, що забезпечує високий коефіцієнт підйомної сили.Збільшення хорди закрилка при його відхиленні в посадкове положеннядосягається шляхом розсування закрилка - видалення дефлектора і хвостика від середньоїчастини. У посадковому положенні закрилка відкриті всі три щілини, забезпечуючи бессривноеплавне обтікання закрилка повітряним потокомЗакрилок складається з чотирьох частин: двох внутрішніх і двох зовнішніх.Внутрішні частини закрилка розташовані на центроплані між бортами фюзеляжу ігондолами головних ніг шасі; зовнішні частини закрилка підвішені на відокремлених частинахкрила на ділянці від роз'ємів крила до елеронів. Конструкція внутрішніх і зовнішніхчастин в основному однакова.Кожна частина закрилка складається із середньої частини 2 (рис. 2.42), до якої кріплятьсядефлектор 1 і хвостик 5.

Средня частина(рис. 2.43) складається з переднього 5 і заднього 13 лонжеронів,нервюр 12, обшивки 14.Лонжерони балочної конструкції складаються з верхнього та нижнього поясів і стінки.Нервюри, за винятком внутрішньої торцевої нервюри 9,. розрізані лонжеронами натри частини: носок 7, середню частину 12 і хвостик 11. Шкарпетки і хвостики штампуються злистового матеріалу, середні частини складаються з стінки і поясів. Середня частина зовнішньоїторцевої нервюри виготовлена ​​у вигляді литого вузла для кріплення зовнішнього підйомниказакрилка.

Рис. 2.43. Середня частина зовнішнього закрилка:

1-опора закрилка № 5; 2-додаткова опора дефлектора; 3-опора закрилка № 4;4-обшивка носка; 5-передній лонжерон; 6-опора закрилка № 3; 7-носок нервюри;8-лючки для підходу до механізмів і вузлів підйомників; 9-торцовая нервюра; 10 -задня зашивання; 11-хвостики нервюр; 12-середні частини нервюр; 13-задній лонжерон; 14-обшивка

Нервюри, розташованіпоопорахзакрилка, - силові, двізних (№ 49 і 50)виконаніштампуваннямзісплавуАК6.Обшивка середній частині виконана з дуралюмина, місцями обробленахімічним фрезеруванням. Середня частина обшивки носка зроблена знімною івстановлюється на гвинтах. Для доступу до механізмів та вузлів підйомників закрилка наобшивці є лючки 8: шість зверху, одна знизу і один на внутрішній торцевоїнервюрами.Середня частина закрилка має різьбові отвори для такелажних вузлів.

Дефлектор(рис. 2.44) складається з лонжерона 5, нервюр 8 і обшивки. Лонжеронибалкового типу, мають верхній і нижній пояси і стінку з відбортованого отворами.Нервюри в місцях встановлення опор дефлектора і кріплення тяг управління хвостикомзакрилка виконані силовими.Обшивка дуралюміновая, має лючки для доступу до болтів кріпленнякронштейнів опор дефлектора.Дефлектор внутрішнього закрилка кріпиться до середньої частини допомогою двохосновних опор. Дефлектор зовнішнього закрилка має три основні і дві додатковіопори. Додаткові опори призначені для усунення деформації дефлектора впольоті.

Рис. 2.44. Дефлектор зовнішнього закрилка:

а-додаткова опора дефлектора, б-основна опора дефлектора:1-кронштейн кріплення каретки основної опори дефлектора; 2-підім'яті під тягууправління шторкою; 3-обшивка носка; 4-діафрагма; 5-лонжерон; 6-торцоваянервюра; 7-сухарі; 5-нервюри; 9-верхня обшивка; 10-нижня обшивка: 11 -кронштейни кріплення рейки додаткової опори; 12-кронштейн кріплення тягиуправління хвостиком; 13-рейку додаткової опори дефлектора; 14-дефлектор;15-середня частина закрилка; 16-кронштейн кріплення каретки додаткової опоридефлектора; 17-каретка додаткової опори дефлектора; 18-каретка основнийопори дефлектора; 19-рейку основної опори закрилка; 20-тяга управління хвостиком

Основні опори знаходяться в місцях розташування рейок підвіски закрилка докрилу, а додаткові - між основними опорами дефлектора зовнішнього закрилка.Основна опора складається з каретки 18, закріпленої на дефлектор знизу; роликикаретки спираються на верхню полицю рейки 19 підвіски закрилка до крила.Додаткова опора дефлектора складається з рейки 13, закріпленого наДефлектори, що спирається на ролики каретки 17, встановленої на середній частинізовнішнього закрилка.Каретки основних (рис. 2.45) і додаткових опор дефлектора по конструкціїаналогічні кареткам закрилка (див.нижче), за винятком того, що їхні рами виконаніз алюмінієвого сплаву.

Рис. 2.45. Каретка основної опори дефлектора:

1-рама; 2-бічний ролик; 3-маслянка; 4-ролики; 5-ексцентрикова втулка: 6 -чохли; 7-палець

Хвостик закрилка(рис. 2.46) складається з лонжерона 4, нервюр 7, обшивки 3 іпрофілю 6, посилюючого задню крайку хвостика.Хвостик підвішується до середньої частини закрилка на двох (для внутрішньогозакрилка) або трьох (для зовнішнього закрилка) шарнірних вузлах. Крім того, хвостикспирається на середню частину закрилка допомогою додаткових опор: однієї – навнутрішньому закрилки і чотирьох - на зовнішньому. Додаткові опори розташованіміж основними вузлами підвіски, а на зовнішньому закрилки - також і на його кінцях.Вузол підвіски хвостика має кронштейн 12 на середній частині закрилка ікронштейн 14 на хвостику. Між собою кронштейни з'єднані осьовим болтом 13.Додаткова опора складається з кронштейна з роликом 10, встановленого нахвостику, і кронштейна-рейки 9, закріпленого на задньому лонжеронесередній частинізакрилка. Ролик опори у всіх положеннях хвостика спирається на робочу поверхнюкронштейна-рейки.

Рис. 2.46. Хвостик зовнішнього закрилка:

а-загальний вигляд, б-додаткова опора хвостика; в-вузол підвіски хвостика до середньоїчастини закрилка; 1-кронштейн додаткової опори; 2-кронштейн кріплення тягиуправління хвостиком; 3-обшивка; 4-лонжерон хвостика; 5-торцева нервюра; 6 -профіль; 7-нервюри; 8-задній лонжерон середній частині закрилка; 9-кронштейн-рейок; 10-ролик; 11-тяга управління хвостиком; 12-кронштейн середній частинізакрилка; 13-осьової болт; 14-кронштейн хвостика

Підвіска закрилка до крила.Закрилок підвішується на крилі з допомогоюрейок 14 (рис. 2.47), жорстко закріплених на закрилки, і кареток 15, встановлених накрилі. Внутрішні закрилки мають по дві такі опори, зовнішні - по три.Рейки закрилків виконані зі сталі 30ХГСА у формі дуги кола. Так якзовнішній закрилок на відміну від внутрішнього стреловіден, то його рейки виконані подузі кола у вигляді гвинтової лінії. У зоні середньої частини закрилка рейки маютьтаврове перетин, в зоні дефлектора - двотавровий перетин на внутрішніх закрилках іZ-подібне - на зовнішніх закрилках.Верхня і нижня полиці рейки служать робочими поверхнями, за якимипереміщаються ролики кареток: на верхню полицю спираються ролики каретки дефлектора,на нижню - ролики каретки закрилка.Для підвищення твердості та корозійної стійкості робочі поверхні рейкихромуються. Кріпиться рейка до середньої частини закрилка на двох кронштейнах 13.Каретка закрилка (рис. 2.48) складається з двох штампованих сталевих рам 2, розділенихміж собою розпірками 6 і стягнутих болтами 4. На рамах закріплені пальці 7 зроликами 8, 9, представляють собою голчасті підшипники.Кожна каретка має три групи роликів: чотири несучих 9, чотирипідтримуючих 8 і два бічних направляючих 3.Несучі і підтримуючі ролики закриті чохлами 5 із повстянимисальниками. Сальник прилягає до робочої поверхні рейки і очищає її при русіролика по рейці.Верхні і нижні ролики встановлені на ексцентрикових втулках 10,дозволяють регулювати зазор між роликом і полицею рейки.Ролики змазуються через маслянки 1, мастило від яких по внутрішніх каналахрами надходить в голчастий підшипник ролика.

Рис. 2.47. Механізм закрилка:

1-хвостова частина крила; 2-каретка дефлектора; 3-дефлектор; 4,5-тяги механізмурозсування закрилка; 5-качалка механізму розсування закрилка; 7-середня частиназакрилка; 8-хвостик закрилка; 9-задня частина обтічника; 10, 11-кронштейнипідвіски хвостика закрилка; 12-передня частина обтічника; 13-кронштейн кріпленнярейки закрилка; 14-рейку закрилка; 15-каретка підвіски закрилка; 16-важількаретки дефлектора; 17-елементи механізму розсування закрилка; 18 – балкамеханізму закрилка

Рис .. 2.48. Каретка закрилка:

1-маслянка; 2-рама; 3-бічний ролик; 4-стягнутий болт; 5-чохли; 6-розпірка; 7 -пальці; 8-підтримуючі ролики; 9 - несучі ролики; 10-ексцентрикові втулки

Каретки закрилків встановлені всередині балок механізмів закрилків балкакріпиться кронштейнами 2, 5 (рис. 2.49) до середнього і заднього лонжеронів крила.Передбачена можливість подовжнього переміщення балки відносно крилапри взаємних деформаціях. Для цієї мети зроблені пази в кронштейні кріплення балки досередньому лонжерону.

Рис. 2.49. Балка механізму закрилка:

1 - передня частина балки; 2 - кронштейн кріплення балки до середнього лонжеронукрила; 3 - стінка;4 - діафрагма; 5 - кронштейн кріплення балки до заднього лонжерона крила; 6 -кронштейн кріплення каретки закрилка; 7 - задня частина балки; 8 - днище балки: 9 -середня частина балки; 10 - гумовий профіль

По верхньому периметру балки приклеєний гумовий профіль 10, ущільнюючийщілину між балкою і крилом.Передня частина 1, задня частина 7 і днище 8 балки зроблені знімними і кріпляться досередньої частини болтами і анкерними, гайками.Усередині балки змонтовані, крім каретки закрилка, елементи механізмурозсування закрилка і механізму управління шторкою.Випуск і прибирання закрилків здійснюється за допомогою гвинтових підйомників,закріплених шарнірно на задньому лонжероне крила. Гайки підйомників кріпляться дошворня на закрилки. Внутрішні і зовнішні закрилки мають по два гвинтовихпідйомника, розташованих у кінців закрилків.

Шторки

Шторки розташовані в хвостовій частині крила перед закрилком по всьому розмахуостаннього.При прибраному закрилки шторки вписуються в нижній контур крила, закриваючищілину між дефлектором і середньою частиною закрилка. При випущеному закрилки шторкивідхиляються вгору на 23 °, направляючи повітряний потік в щілину перед дефлектором. На кожній половині крила встановлено по шість шторок: три на центроплані ітри на ОЧК.

Шторка (рис. 2.50) складається з пресованого лонжерона 5, верхньої та нижньоїдуралюмінових обшивок 1, діафрагм 2, підкріплюють обшивку, і законцовочногопрофілю 4, що забезпечує жорсткість задньої кромки шторки. Законцовочний профільвиготовлений з магнієвого сплаву МА8; на ньому встановлений гумовий профіль 3 дляущільнення щілини між дефлектором закрилка і шторкою.

Кожна шторка підвішується до крила шарнірно на трьох вузлах. Вузол складаєт