Эксплуатационные ограничения

1. Максимальная взлетная (посадочная) масса..... 24000 кг

2. Максимальная рулежная масса.......................... 24230 кг

3. Максимальная масса загруженного самолета

без топлива.............................................................. 22000 кг

4. Максимальная масса десантной нагрузки........ 5500 кг

.................................................................................. (6300 кг

при максимальной массе загруженного самолета без топлива)

5. Минимальная прочность грунта при

эксплуатации самолета с ГВПП............................ 5 кгс/см2

6. Предельно передняя центровка (шасси выпущено)

при эксплуатации с:

БВПП........................................................................ 15% САХ

ГВПП........................................................................ 19%САХ

7. Предельно задняя центровка (шасси выпущено)

при эксплуатации с:

БВПП........................................................................ 33%САХ

ГВПП........................................................................ 32%САХ

8. Максимальная эксплуатационная перегрузка.. 2.4

9. Допустимая отрицательная перегрузка............. - 0.5

10. Максимально допустимые приборные скорости:

при экстренном снижении на высотах

менее 6500 м............................................................. 540 км/час

эксплуатационная.................................................... 560 км/час

с выпущенным шасси............................................. 450 км/час

с открытым грузовым люком................................. 360 км/час

при закрытии рампы в полете от аварийной

гидросистемы........................................................... 350 км/час

(от основной гидросистемы).................................. 320 км/час

при выпуске и уборке закрылков и в полете

с выпущенными закрылками:

на 15о........................................................................ 320 км/час

на 38о........................................................................ 265 км/час

при выпуске и уборке шасси.................................. 310 км/час

11. Максимальная нагрузка на участок пола

между шпангоутами:

10…17....................................................................... 3100 кгс

17…20....................................................................... 5000 кгс

20…26....................................................................... 3000 кгс

26…33....................................................................... 1500 кгс

12. Максимальная нагрузка на колеса техники

при транспортировке на участок пола между

шпангоутами:

10…17 и 20…33....................................................... 625 кгс

17…20....................................................................... 1550 кгс

13. Максимальная нагрузка на колеса техники

при погрузке по всей длине пола.......................... 1550 кгс

14. Максимальная сосредоточенная нагрузка на

участке рельса транспортера длиной 500 мм...... 400 кгс

15. Максимальная равномерно распределенная

нагрузка на боковые панели пола между шпангоутами:

10…17 и 20…33....................................................... 2500 кгс/м2

17…20....................................................................... 8000 кгс/м2

16. Максимальная равномерно распределенная

нагрузка на среднюю часть пола (между

рельсами) по всей длине......................................... 800 кгс/м2

17. Максимальное рабочее избыточное

давление воздуха в гермокабине........................... 0.3 кгс/см2

18. Максимальная скорость руления при управлении

колесами передней стойки от штурвальчика....... 30 км/час

Краткая характеристика конструкции планера,

Систем и оборудования самолета

Планер, его части и системы

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высоко расположенным крылом, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями.

При изготовлении планера широко применяются клеевые и клеесварные соединения, монолитные крупногабаритные панели, высокопрочные алюминиевые сплавы и стали.

Для облегчения массы панелей фюзеляжа и хвостового оперения применено химическое фрезерование.

На самолете широко использованы неметаллические материалы – волокнит, пресспорошок, ориентированное органическое стекло, пенопласт, этролпаронит, слоистые пластики и стеклопластики, полиамидные смолы, полиэтилен, фторопласт, поролон и др.

Фюзеляжсамолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок, имеет три технологических разъема по шпангоутам 11, 33 и 40. Поперечный силовй набор состоит из 50 шпангоутов, продольный – из 74 стрингеров и ряда продольных балок. Нижние части шпангоутов совместно с продольными профилями образуют каркас пола фюзеляжа. Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминиевых листов толщиной 0.8…1.8 мм. Обшивка нижней части фюзеляжа между шпангоутами 11…27 изготовлена из биметаллических листов, состоящих из внутреннего дуралюмиевого и наружного титанового слоев. Заклепочные швы герметизируются герметиком У30МЭС-5 и лентой У20А. Фонарь кабины экипажа остеклен ориентированным органическим стеклом. Перед летчиком установлено по одному триплексному стеклу с пленочным электрообогревом. Слева и справа фонарь имеет по одной форточке, сдвигающейся назад. В фюзеляже установлены 9 окон и блистер штурмана. В правом борту между шпангоутами 7…9 расположена входная дверь. Для аварийного покидания самолета в конструкции фюзеляжа предусмотрены нижний, верхний и 2 бортовых аварийных люка. Погрузка и разгрузка военных грузов, а также десантирование грузов и личного состава осуществляется через грузовой люк, расположенный между шпангоутами 33…40.

Крылосамолета – высоко расположенное, свободно несущее, имеет разъемы по нервюрам 7 и 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК).

Центроплан – прямоугольной формы в плане, остальная часть крыла – трапецевидной. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла – по одному выдвижному двухщелевому закрылку, отъемные части – по две секции элеронов. Крыло кессонного типа и состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров, образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. В кессонах центроплана расположены 10 мягких топливных баков. Кессоны СЧК представляют собой герметизированные топливные баки-отсеки. Большинство элементов конструкции крыла выполнено из алюминиевых сплавов.

Хвостовое оперение – свободнонесущее, однокилевое. Состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направления и форкиля. Стабилизатор и киль – двухлонжеронной конструкции с работающей дуралюминиевой обшивкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер, а на руле направления пружинный триммер–сервокомпенсатор. Руль высоты и руль направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную балансировку.

Шасси самолетаубирающееся в полете, выполнено по трехопорной схеме. Состоит из двух основных и одной передней опоры. Основные опоры установлены в гондолах двигателей и в полете, убираются вперед в специальные отсеки. На каждой амортстойке основной опоры установлены на общей неподвижной оси два колеса с пневматиками низкого давления и дисковыми тормозами. Колеса снабжены инерционными датчиками юза. Передняя опора установлена в носовой части фюзеляжа и в полете также убирается вперед в отсек под кабиной экипажа. На амортстойке передней опоры установлены на общей вращающейся оси два нетормозных колеса с пневматиками низкого давления, имеющие рулежное и взлетно-посадочное управление. В выпущенном и убранном положениях амортстойки фиксируются механическими замками, которые открываются с помощью гидроцилиндров. Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпущенном положениях амортстоек. Выпуск и уборка шасси, открытие замков, торможение клес основных опор и поворот колес носовой опоры осуществляется гидроцилиндрами. В случае выхода из строя гидросистемы, замки убранного положения всех амортстоек шасси могут быть открыты вручную с помощью механической системы. Основные силовые детали шасси выполнены из хромансилевой стали.

Система управления самолетом обеспечивает управление рулями, элеронами, их триммерами, а также закрылками. С системой управления самолетом связаны автопилот, а также системы управления поворотом колес передней опоры и торможения колес основных опор шасси. Для фиксации рулевых поверхностей на стоянке предусмотрена система стопорения рулей и элеронов. Управление рулями и элеронами прямое, двойное, то есть осуществляться с мест обоих летчиков. Проводка управления рулями и элеронами представляет собой систему тяг и качалок. Управление триммером руля высоты - тросовое, триммерами элеронов и руля направления - электрическое. Управление закрылками электрогидромеханическое. Выпуск и уборка закрылков осуществляется гидроприводом посредством трансмиссионного вала и шести винтовых подъемников.

Гидравлическая система самолета является составной частью энергетической системы самолета и обеспечивает: уборку и выпуск шасси и закрылков, поворот передней опоры и торможение колес основных опор шасси, привод стеклоочистителей, аварийное флюгирование воздушных винтов и останов двигателей, привод транспортера, открытие и закрытие крышки нижнего аварийного люка, управление грузолюком. В качестве рабочей жидкости в системе используется минеральное масло АМГ-10. Гидросистема функционально состоит из основной и аварийной систем, а также системы ручного насоса. Источниками давления в системе служат два шестеренные насосы с приводом от двигателей, электроприводная аварийная насосная станция НС-14, ручной насос НР-01 и два гидроаккумулятора. Номинальное давление жидкости в основной гидросистеме 155⁺⁵ кг/см², в аварийной – 160⁺¹⁵ кгс/см². Высотность системы обеспечивается за счет наддува гидробака воздухом, отбираемым от комрессоров двигателей.

Топливная системаобеспечивает питание топливом двигателей АИ-24ВТ и РУ19А-300. Топливные емкости самолета состоят из десяти мягких баков и двух баков отсеков, каждый из которых разделен перегородкой на два бака. Баки расположены симметрично в крыле. Мягкие баки №1,2,4,5 и 6 размещены в межлонжеронном пространстве центроплана, по пять между нервюрами 1…6. Баками-отсеками №3 и №3а являются кессоны средней части крыла. Баки каждого полукрыла образуют три группы. В первую группу входят пять мягких баков, во вторую группу-бак №3 и в третью группу бак №3а (расходный бак). Полная емкость топливных баков составляет 7316 л. Эксплуатационная заправка с учетом недозаправки 3% объема баков на температурное расширение равна 7080 л. Питание каждого двигателя осуществляется из расходного бака при помощи двух подкачивающих насосов. Питание двигателя РУ19А-300 осуществляется из баков правого полукрыла. Топливо из первой и второй групп вырабатывается перекачкой в расходный бак. Управление выработкой топлива может осуществляться автоматически или вручную. Заправка баков топливом может производиться сверху через заправочные горловины или централизованно, снизу, под давлением. Дренажная система открытого типа, она обеспечивает заполнение воздухом освобождаемых от топлива объемов на всех режимах полета, в том числе и при аварийном снижении.

Противопожарное оборудование самолета состоит из стационарной противопожарной системы, ручных переносных огнетушителей и конструктивной защиты. В качестве огнегасящего состава в огнетушителях стационарной противопожарной системы применен фреон 114В₂. Переносные огнетушители заряжаются углекислотой. Стационарная противопожарная система предназначена для обнаружения и ликвидации пожара в наиболее пожароопасных местах: в гондолах двигателей, в двигателях и в крыле в местах расположения топливных баков. Стационарная противопожарная система состоит их противопожарной системы самолета и противопожарной системы двигателей. Обе системы имеют общую электросистему и щиток пожаротушения.

Система нейтрального газапредназначена для заполнения нейтральным газом топливных баков с целью создания в них взрывобезопасной среды. В качестве нейтрального газа применяется углекислый газ (СО₂). Система обеспечивает подачу нейтрального газа непосредственно в топливные баки, из которых производится выработка топлива, а также во все баки одновременно через систему дренажа при снижении самолета. В настоящее время система не используется.

Система кондиционирования воздуха предназначена для создания и поддержания в кабине самолета условий, необходимых для нормальной жизнедеятельности человека на больших высотах полета. Этими условиями являются температура и давление воздуха в кабинах. Воздух для отопления (охлаждения), вентиляции и наддува кабины отбирается из-за компрессоров двигателей АИ-24ВТ и после охлаждения до нужной температуры в агрегатах турбохолодильных установок подается в кабину. Количество отбираемого воздуха обеспечивает 20…26 кратный обмен воздуха в кабине в течение одного часа. Температура воздуха в кабинах регулируется изменением температуры подаваемого в кабины воздуха, а давление-сбросом определенного избытка воздуха через выпускные клапаны.

Противообледенительная системасамолета обеспечивает безопасность полета в условиях обледенения. Для защиты от обледенения самолет оснащен воздушно-тепловыми, электрическими и жидкостными противообледенительными устройствами. Воздушно-тепловыми противообледенительными устройствами оснащены крыло, оперение самолета, воздухозаборники двигателей, маслорадиаторов и воздуховоздушных радиаторов, а также входные направляющих аппараты двигателей. Электрическими противообледенительными устройствами оборудованы воздушные винты и их обтекатели, смотровые стекла летчиков, приемники воздушного давления ППД и ПВД, датчики сигнализаторов обледенения РИО-3 и СО-4АМ и датчик углов атаки ДУА. Жидкостная система используется для защиты от обледенения блистера штурмана.

Основная силовая установка самолета состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24ВТ с взлетной мощностью по 2820 л.с. и флюгерными четырехлопастными винтами АВ-72Т с рабочей частотой вращения 1300 об/мин. Двигатели установлены в гондолах, расположенных на центроплане. Каждый двигатель с помощью рамы через силовой шпангоут гондолы крепится к ферме, смонтированной на переднем лонжероне крыла. На двигателе, кроме воздушного винта, монтируются: обтекатель редуктора, капот, противообледенительная система, выходное устройство, агрегаты маслосистемы, система обдува генераторов и двигателя, система топливопитания и противопожарная система. Горячая часть двигателя и выходное устройство отделены от конструкции крыла специальными противопожарными перегородками и экранами.

Вспомогательная силовая установка выполнена на базе турбореактивного двигателя РУ19А-300, который установлен в хвостовой части правой гондолы. Он обеспечивает: дополнительную тягу (до 800 кгс) при взлете и наборе высоты, необходимую тяговооруженность самолета при отказе одного двигателя АТ-24ВТ, бортовой запуск двигателя АИ-24ВТ, питание электроэнергией бортсети самолета на стоянке при неработающих двигателях, питание электроэнергии бортсети самолета в полете при отказе генераторов СТГ-18ТМО.