Общие сведения и основные данные самолёта Boeing (Боинг) 737-100

1)Общие сведения и основные данные самолёта Boeing (Боинг) 737-100

Общие сведения и основные данные самолёта Boeing (Боинг) 737-100 рассмотрены

согласно книге [1].Общий вид самолёта показан на рисунке 1.

1.1 Назначение и структура

Boeing (Боинг) 737-100 - самый популярный в мире узкофюзеляжный реактивный пассажирский самолет, самый массовo изготовляемый реактивный пассажирский самолет за всю историю мирового авиастроения. Выпускается компанией Boeing. Первый полет совершил 9 апреля 1967 г.

Боинг 737 — самый популярный в мире узкофюзеляжный реактивный пассажирский самолёт. Boeing 737 является самым массово производимым реактивным пассажирским самолётом за всю историю пассажирского авиастроения (на июнь 2011 года поставлено 6819 машин, и ещё 2109 заказов не выполнено). Самолёт производится корпорацией Boeing с 1967 года. Boeing 737 эксплуатируется настолько широко, что в любой момент времени в воздухе находится в среднем 1200 самолётов, и каждые 5 секунд где-то в мире взлетает один «737». Фактически, Boeing 737 — общее название более десяти типов воздушных судов.

Boeing 737 был разработан  для рынка пассажирских самолётов  сравнительно малой вместимости  и малой дальности, где основную  роль играли BAC 1-11 и DC-9. В этой борьбе  первоначально Boeing был далеко позади  своих конкурентов: в 1964 году, когда  была начата разработка самолёта, его конкуренты уже проходили  лётную сертификацию. Чтобы ускорить  процесс разработки, Boeing заимствовал  технологии, применяемые на Boeing 707 и 727 (наиболее заметно сходство  фюзеляжа Boeing 737 с фюзеляжами этих  самолётов), однако на статических  испытаниях с 95-процентной нагрузкой  одно из устройств крыла было  повреждено, выявив недостаток этой  конструкции. После перепроектировки  появилось новое, более совершенное  крыло, позволившее использовать  самолёт на коротких ВПП и  увеличившее крейсерскую высоту  полёта. Как следствие, повысилась  топливная эффективность. В целом  разработка самолёта обошлась  сравнительно недорого и была  проведена очень быстро. Кресла  в салоне размещались по 6 в  ряд, что обеспечило большую вместительность, чем у своих конкурентов, имевших  пять кресел в каждом ряду.

Модификации -100 и -200 узнаваемы благодаря сигарообразной гондоле двигателя, почти полностью встроенной в крыло от его передней до задней кромки. На первых моделях Boeing 737 использовались двигатели Pratt and Whitney JT8D с малой степенью двухконтурности. Также эти модели легко узнать по плавному изгибу верхней кромки киля.

Boeing 737-100 совершил свой  первый полёт 9 апреля 1967 и был  введён в эксплуатацию в западногерманской  авиакомпании Lufthansa в феврале 1968. 737-200 впервые взлетел 8 августа 1967. Было  поставлено всего лишь 30 самолётов  модификации 737-100. Boeing 737-200 с удлинённым  фюзеляжем стал гораздо более  популярным и производился до 1988 года. Первым заказчиком этой  модификации стала американская  авиакомпания United Airlines. После выпуска 135 самолётов Boeing разработал принципиально  новый, более эффективный механизм  реверса, но такое усовершенствование  обошлось Боингу в 24 миллиона  долларов.  В начале 1980-х Boeing 737 подвергся  первой серьёзной реконструкции. Самым большим изменением стало  использование двигателей CFM International CFM56 вместо JT8D. CFM56 — турбовентиляторный  двигатель с высокой степенью двухконтурности. Он значительно больше в диаметре, поэтому был подвешен под крылом на пилонах, а от принципа встроенного двигателя отказались. Но маленький клиренс самолёта (черта, заимствованная у Boeing 707) в этом случае создавал проблему, поэтому было решено агрегаты, расположенные обычно cнизу двигателя, разместить по бокам от секции компрессора. С этим связана необычная «расплющенность» гондолы. В то же время, кабина 737 была усовершенствована до уровня Boeing 757 и 767. Первая модель самолётов новой серии Classic — 737-300 была введена в эксплуатацию в 1984 году. В дальнейшем это поколение пополнилось самолётами 737-400 и 737-500.

 

1.2 Аэродинамическая схема  и конструктивные признаки.

Боинг 737-100 — двухдвигательный низкоплан со стреловидным крылом и однокилевым оперением, с турбореактивными двигателями, установленными под крылом.Boeing 737-100 был разработан для рынка пассажирских самолётов сравнительно малой вместимости и малой дальности, где основную роль играли BAC 1-11 и DC-9. В этой борьбе первоначально Boeing был далеко позади своих конкурентов: в 1964 году, когда были начата разработка самолёта, его конкуренты уже проходили лётную сертификацию. Чтобы ускорить процесс разработки, Boeing заимствовал технологии, применяемые на Boeing 707 и 727 (наиболее заметно сходство фюзеляжа Boeing 737 с фюзеляжами этих самолётов), однако на статических испытаниях с 95-процентной нагрузкой одно из устройств крыла было повреждено, выявив недостаток этой конструкции. После перепроектировки появилось новое, более совершенное крыло, позволившее использовать самолёт на коротких ВПП и увеличившее крейсерскую высоту полёта. Как следствие, повысилась топливная эффективность. В целом разработка самолёта обошлась сравнительно недорого и была проведена очень быстро. Кресла в салоне размещались по 6 в ряд, что обеспечило большую вместительность, чем у своих конкурентов, имевших пять кресел в каждом ряду.

 

                             Рисунок 1 – Общий вид самолёта  Боинг 737-100

 

 

 

 

1.3 Основные лётно-технические данные самолёта Боинг 737-100

Экипаж - 2

 Количество пассажиров - 141

 Длина, м - 30,4

 Высота, м - 11,3

 Размах крыла, м - 28,4

 Максимальная взлетная  масса, кг - 56470

 Масса пустого, кг - неизвестно

 Максимальная скорость, км/ч - 965

 Крейсерская скорость, км/ч - 795

 Практический потолок, м – 10700

Максимальная дальность полета, км – 4620

 

2)Система управления воздушными тормозами самолёта ЯК-42.

2.1 Понятие устойчивости  и управляемости

Элементы управления и сигнализации системы постоянного тока расположены на панели «ЭЛЕКТРОСИСТЕМА» верхнего пульта, вольтметр с переключателем и выключатели аккумуляторов — на панели «ЭЛЕКТРОСИСТЕМА» правого пульта, амперметр постоянного тока с переключателями — на правой приборной доске.

Включение и проверка аккумуляторов

Выключатели аккумуляторов на правом пульте в нормальном положении всегда ВКЛЮЧЕНЫ. При этом подготовлены их цепи управления. Перед включением аккумуляторов в сеть надо проверить их ЭДС. Для этого переключатель вольтметра установить в положение «АККУМУЛЯТОРЫ ЛЕВ. ПРАВ.» ЭДС допускается не менее 25В.

Для включения аккумуляторов в цепь переключатель «АККУМ. АЭР. ЭЛ. ПИТ.» на верхнем пульте установить в положение «АККУМ. ВКЛ.». При включении загораются светосигнализаторы и светосигнальное табло в кабине экипажа, срабатывает система сброса нагрузки — мигает красное светосигнальное табло «ПИТАНИЕ ОТ АКК.» на правой приборной доске. В этом случае получают питание только аварийные потребители постоянного тока. Ток нагрузки аккумуляторов можно контролировать по амперметру «КОНТРОЛЬ ТОКА» на правой приборной доске в положениях его переключателя «АКК. ЛЕВ.», «АКК. ПРАВ.».

Перед полетом самолета, нужно проверить напряжение аккумуляторов под нагрузкой 100±5А. При проверке аккумуляторов одновременно проверяется ручное объединение бортов.

Для проверки выполнить следующие действия:

- отключить индивидуальные  выключатели аккумуляторов на  правом пульте;

- включить АЗР фар на  левой и правой панелях АЗР;

- переключатели управления  фарами установить в положение  «ВЫПУСК» и переключатели света  — в режиме «ПОСАДКА»;

- переключатель «ОБЪЕДИНЕНИЕ  БОРТОВ» — в положение «ВКЛ.»;

- нагрузка аккумулятора  – 100, напряжение — не менее 25В;

- включить выключатель  левого аккумулятора:

нагрузка — 100±5А.

напряжение — не менее 24В в течении 5-6 сек.

- отключить выключатель  левого аккумулятора;

- переключатели амперметра  и вольтметра — в положение  «АКК.ПРАВ»;

- включить и проверить  правый аккумулятор аналогично  левому.

После проверки все переключатели установить в исходное положение и выключить АЗР фар.

При работающих выпрямителях аккумуляторы должны быть включены в сеть для заряда. Напряжение в сети при включенных аккумуляторах допускается не более 29В. Амперметр «КОНТРОЛЬ ТОКА» в положениях переключателя «АКК. ЛЕВ.» и «АКК. ПРАВ.» показывает зарядный ток аккумуляторов, который допускается не более 12-15 А.

При зарядном токе в полете более 25А отключить соответствующий аккумулятор выключателем на правом пульте. Отключение от сети любого аккумулятора сигнализируется желтым светосигнализатором «АККУМ. ОТКЛЮЧИ на верхнем пульте. Непосредственно от аккумуляторов питаются следующие потребители :

а) от левого:

- контроль напряжение

- топливный клапан и  зажигание ВСУ

- аварийное освещение  выходов

- аварийное отключение  отбора воздуха от двигателей

- включение ППС при  посадке с невыпущенным шасси

- пиропатроны I очереди ППС

б) от правого:

- контроль напряжения

- МСРП, «МАРС-БМ», сигнализатор  скорости ССА-1-150

- дежурное освещение

- подсвет светосигнального  табло «АВАР. ВЫХОД»

- уборка трапа

- пиропатроны II очереди ППС.

Для исключения отказа электроснабжения при тепловом разгоне аккумуляторов введен контроль температурного режима батареи с выдачей сигнала на табло «ОТКЛЮЧИ АККУМ.» По бюл. 6795Д от 13.03.95 г. устанавливаются термовыключатели типа АД-155-56К независимо от типа аккумулятора, настроенные на температуру +70°С.

2.2 Назначение системы  управления воздушными тормозами

Воздушная система самолёта обеспечивает запуск двигателя, уборку и выпуск шасси, управление

посадочным щитком, а также управление тормозами колес шасси.

Воздушная система состоит из двух автономных систем: основной и аварийной, связанных общей

магистралью зарядки.

Питание сжатым воздухом каждой системы осуществляется от индивидуальных бортовых

баллонов:

- основной системы - от  одиннадцатилитрового шарового  баллона ЛМ375Я-П-50;

- аварийной системы - от  трехлитрового - шарового баллона  ЛМ375Я-3-50.

Зарядка баллонов производится через общий зарядный штуцер 3509С59 от аэродромного

баллона сухим (с точкой росы не выше - 50°С) сжатым воздухом. Рабочее давление воздуха в

обеих системах 50 кг/см2. В полете баллон основной системы подзаряжается от компрессора АК-

50А, установленного на  двигателе.

Зарядный штуцер расположен на левом борту фюзеляжа между шпангоутами 10 и 11.

Давление в основной и аварийной системах контролируется по показаниям двухстрелочных

манометров 2М-80, установленных на левых панелях приборных досок в обеих кабинах.

Баллоны основной и аварийной системы установлены на правом борту фюзеляжа между

шпангоутами 10 и 11.

Магистрали зарядки и подзарядки состоят из зарядного штуцера, компрессора, фильтра 31ВФЗА,

фильтра - отстойника ФТ, обратных клапанов 636100М, предохранительного клапана.

Предохранительный клапан предохраняет воздушную систему от перегрузки, стравливая воздух

через отверстия в своем корпус в атмосферу при давлении в системе более 70~10 кг/см2, на

которое оттарирована его пружина.

Проводка воздушной системы состоит из жестких трубопроводов, рукавов оплеточной конструкции

и соединительной арматуры.

2.3 Состав,основные агрегаты  и их назначение

АГРЕГАТЫ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

1. Компрессор АК-50Т

2. Электропневмоклапан ЭК-48

3. Подъёмник главной ноги  шасси

4. Аварийный клапан

5. Тормозное колесо К141/Т141

6. Фильтр-отстойник ФТ

7. Вентильный кран 992АТ-3 аварийного  выпуска шасси в первой кабине.

8. Цилиндр замка убранного  положения главной ноги шасси.

9. Стравливающий клапан 562300.

10. Цилиндр замка убранного  положения передней ноги шасси.

11. Баллон аварийной системы.

12. Вентильный кран 992АТ-3 аварийного  выпуска шасси во второй кабине.

13. Кран 625300М уборки-выпуска  шасси в первой кабине.

14. Командный кран уборки-выпуска  шасси во второй кабине.

15. Подъёмник передней  ноги шасси.

16. Предохранительный клапан.

17. Воздушный фильтр 31ФЗА

18. Обратный клапан 636100М.

19. Сдвоенный манометр  сжатого воздуха 2М-80 в первой  кабине.

20. Сдвоенный манометр  сжатого воздуха 2М-80 во второй  кабине.

21. Редукционный клапан  У139 (ПУ-7).

22. Электромагнитный клапан  УП53/1М.

23. Дифференциал У135 (ПУ-8).

24. Зарядный штуцер 3509С50.

25. Баллон основной системы.

26. Цилиндр выпуска-уборки  посадочных щитков.

27. Кран 625300М выпуска уборки  посадочного щитка в первой  кабине.

28. Кран сети 992АТ-3 (вентельный).

29. Кран 625300М выпуска-уборки  посадочного щитка во второй  кабине.

Управление двигателем и его агрегатами состоит из управлений дроссельной заслонкой

карбюратора (газом), шагом винта, пожарным краном, подогревом смеси, жалюзи капота и

створкой выходного канала тоннеля масляного радиатора.

Дроссельная заслонка карбюратора, шаг винта и пожарный кран управляются из обеих кабин с

помощью рычагов, установленных на левых пультах.

Жалюзи, створка канала тоннеля маслорадиатора и подогрев смеси управляются из первой

кабины рычагами, установленными на правом пульте.

Проводка системы управления двигателем состоит из тяг полужесткого типа. Тяги выполнены из

стальных тросов, заключенных в дюралевые направляющие трубки. Вилками и шаровыми

шарнирами тяги соединяются с рычагами управления двигателем и агрегатами. Крепление тяг к

конструкции фюзеляжа происходит с помощью колодок. На изгибах тяг колодки устанавливаются в

начале и конце изгиба.

Перемещение рычагов в кабинах и поводков на агрегатах во всем рабочем диапазоне должно

быть плавным, без рывков и заеданий.

Во всем диапазоне хода между подвижными частями управления и другими деталями самолета

обеспечиваются зазоры не менее 3 мм.

На пультах управления дроссельной заслонкой и шагом винта установлены тормозные рукоятки,

которые регулируют усилие перемещения рычагов или фиксируют их в заданном положении.

Рычаги управления двигателем и агрегатами работают следующим образом: при движении вперед

по полету (от себя) обеспечивается увеличение газа и уменьшение шага винта (малый шаг),

открытие пожарного крана, заслонки подогрева смеси, створки тоннеля маслорадиатора и жалюзи

капота.

При движении рычагов назад по долёту (на себя) обеспечивается останов двигателя, увеличение

шага винта (большой шаг), закрытие-пожарного крана, заслонки подогрева смеси, створки тоннеля

маслорадиатора и жалюзи капот.

2.4 Общие сведения об  эксплуатации

Разработка среднемагистрального пассажирского самолёта Як-42 началась в ОКБ А.С.Яковлева в конце 1972 года. Он предназначался для замены Ил-18 и Ту-134. При работе над проектом использовался опыт создания пассажирского самолёта Як-40, а так же опыт ведущих самолётостроительных фирм мира. Проектирование велось из условий эксплуатации на слабооснащённых аэродромах вдали от АТБ. В 1975 году было завершено изготовление первого прототипа с крылом со стреловидностью 11° по линии четвертей хорд. 6 марта 1975 года он впервые поднялся в воздух. По результатам испытаний было решено увеличить стреловидность крыла до 23°, применить двухосные колёсные тележки основных стоек шасси. Серийное производство началось в 1979 году на авиазаводах в Саратове и Смоленске. В 1980 году самолёт получил сертификат типа и началась его эксплуатация в гражданской авиации. 22 декабря был выполнен первый рейс с пассажирами на борту.