Авиация и Время 2013 04

Як-40 per. RA-87807

Як-40 салон per. RA-87659 а/к “ Центр-Авиа”

ЯК-40К per. RA-87200 ТАНТК им. Г. М. Бериева

ЯК-40ЭК

Краткое техническое описание пассажирского самолета Як-40

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан, оснащенный тремя турбореактивными двигателями, один из которых установлен внутри хвостовой части фюзеляжа, а два других закреплены посредством пилонов на бортах фюзеляжа. Конструкция выполнена в основном из высокопрочных алюминиевых сплавов. Экипаж — два пилота.

Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне — 2,4 м, удлинение — 7,1. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. В кабине экипажа предусмотрено место для бортмеханика — откидное сиденье в проходе между креслами пилотов. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. Над входным люком в фюзеляже находится средний маршевый двигатель, воздухозаборник которого располагается над фюзеляжем перед килем. Между надфюзеляжным воздухозаборником и средним двигателем проходит S-образный воздушный канал. За срезом реактивного сопла этого двигателя располагается реверсивно-тормозное устройство, представляющее собой два вертикальных щитка, которые шарнирно закреплены на бортах фюзеляжа. В нерабочем положении эти щитки вписываются в обводы хвостового обтекателя фюзеляжа. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед.

Крыло самолета прямое, трапециевидной формы в плане, переменной относительной толщины. Крыло не имеет центроплана, консоли стыкуются по оси фюзеляжа. Удлинение крыла — 8,93; стреловидность его по линии 25 % хорд равна нулю. Угол установки крыла +3°, угол поперечного «V» равен +5°30’. Крыло оснащено однощелевыми закрылками и двухсекционными элеронами, имеющими аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Все секции закрылков кинематически связаны между собой. Углы отклонения закрылков — 20° (на взлете) и 35° (на посадке). Элероны отклоняются на 19° вверх и на 15° вниз. Внутренние секции элеронов снабжены триммерами.

Хвостовое оперение Т-образное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения — 10,2 м^2, угол его стреловидности по передней кромке равен 52°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11 %. Углы отклонения руля направления ±30°. PH снабжен триммером. Площадь горизонтального оперения — 13 м^2, угол его стреловидности по линии 25 % хорд равен 1Г. Углы отклонения руля высоты ±25°. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +3° до -6°.

Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Все опоры шасси — одноколесные, стойки — полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса основных опор размером 1120x450 мм оснащены дисковыми тормозами. Носовое колесо размером 720x310 мм нетормозное, управляемое в диапазоне ±50° (на рулении) либо ±5° (на разбеге/пробеге). Давление в пневматиках колес 3,5–4,0 кгс/см^2. Основные опоры убираются в крыло по направлению к оси самолета, носовая — против полета в фюзеляж. В полете ниша носовой опоры шасси полностью закрыта створками, ниши основных опор закрыты створками частично — колеса остаются открытыми.

Силовая установка включает три двухконтурных турбореактивных двигателя типа АИ-25. Тяга двигателя на взлетном режиме — 1500 кгс, на номинальном — 1120 кгс, на крейсерском (скорость 550 км/ч, высота полета 6000 м) — 356 кгс. Удельный расход топлива на крейсерской скорости составляет 0,83 кг/кгс-ч. Степень двухконтурности двигателя равна 2. Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из осевого двухкаскадного компрессора, включающего трехступенчатый компрессор низкого давления и восьмиступенчатый компрессор высокого давления, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой турбины высокого давления, двухступенчатой турбины низкого давления, корпуса задней опоры с двухконтурным реактивным соплом. Запуск двигателя — воздушный от ВСУ АИ-9, которая располагается в отсеке за надфюзеляжным воздухозаборником.

Мотогондоллы боковых двигателей, отсеки среднего двигателя и ВСУ оснащены системами обнаружения и тушения пожара. Тип огнегасящего состава — фреон 114 В2.

Топливо на самолете размещается в кессонах крыла. Максимальная заправка топливом — 5140 л. Кессон каждой консоли разделен на четыре сообщающихся между собой топливных отсека и один дренажный отсек.

Система управления самолетом — механическая, безбустерная. Колонки штурвального управления и педали обоих пилотов жестко связаны между собой. Система управления перестановкой стабилизатора — электрогидравлическая. Управление рулями, элеронами и стабилизатором может осуществляться в автоматическом режиме с помощью автопилота «Кремень-40Э». Для этого в механические проводки управления включены рулевые машинки РД-7А. Проводка управления элеронами, рули высоты и направления снабжены механизмами стопорения во время стоянки самолета.

Управление закрылками — электрогидравлическое, осуществляется от одного гидромотора ГМ-44 через центральный редуктор, трансмиссионный вал и винтовые механизмы с угловыми редукторами. Приводами триммеров элеронов и руля направления являются электромеханизмы МП-100М.

Гидравлическая система обеспечивает работу гидромоторов управления стабилизатором и закрылками, гидроцилиндров уборки/выпуска шасси и входного трапа, системы торможения основных колес шасси, распределительно- демпфирующего механизма управления колесом передней опоры и приводов стеклоочистителей.

Гидросистема закрытого типа, состоит из двух автономных контуров — основного и аварийного. Источниками давления являются два гидронасоса НП-72М и насосная станция НС- 14Д. Привод насосов осуществляется от маршевых двигателей, а насосной станции — от электродвигателя, работающего от бортовой сети или от наземного источника тока. Емкость гидробака — 26,5 л. В случае падения давления в основном контуре от аварийного питаются все потребители за исключением механизма управления носовым колесом и приводов стеклоочистителей.

Электросистема самолета состоит из трех сетей: постоянного тока напряжением 27 В, переменного однофазного тока напряжением 115 В с частотой 400 Гц и переменного трехфазного тока 36 В/400 Гц. Основными источниками постоянного тока являются три генератора ВГ-7500Я номинальной мощностью 9 кВт каждый, установленные по одному на двигателе. В случае выхода из строя какого-либо генератора нагрузка перераспределяется на два других, а некоторые второстепенные потребители отключаются. Аварийными источниками постоянного тока напряжением 24 В являются две аккумуляторные батареи 20НКБН- 25, номинальной емкостью по 25 А ч. Электрическая система постоянного тока выполнена по однопроводной схеме. В качестве минусового провода используется корпус самолета.

Потребители переменного однофазного тока питаются через два преобразователя ПО-1500, а трехфазного тока — через два преобразователя ПТ-500Ц.

Радиоэлектронное оборудование самолета подразделяется на радионавигационное, радиосвязное и радиолокационное. Радионавигационная аппаратура состоит из двух радиокомпасов АРК-9, курсоглиссадной системы посадки СП-50 с маркерным приемником МРП-56П или «Ось-1» и радиовысотомера малых высот РВ-ЗМ. В состав радиосвязного оборудования входят две командные радиостанции «Перо-11» или радиостанции «Ландыш-5» и «Балкан-5», а также аппаратура оповещения и коммутации. Радиолокационное оборудование включает РЛС «Гроза-40» и ответчик СО-69 или СО-70.