Организация производственного процесса ремонта авиационной техники

Введение

Темой данного курсового  проекта является разработка организации  производственного процесса ремонта  авиационной техники на авиаремонтном  предприятии для заданной годовой  программы.

Для разработки организации  производственного процесса необходимо:

- определить трудоёмкость  ремонта одного самолёта;

- определить трудоёмкость  выполнения годовой программы  ремонта;

- рассчитать фонды рабочего  времени оборудования и рабочих;

- определить численность  персонала для выполнения годовой  программы ремонта авиационной  техники;

- рассчитать потребное  количество оборудования;

- определить площади основных  и вспомогательных помещений  цеха (участка) авиаремонтного производства;

- предложить объёмно-планировочные  решения производственных помещений;

- провести расчеты потребления  цехом (участком) ремонтного производства  электрической энергии, сжатого  воздуха, воды;

- назначить схему технологического  процесса ремонта.

1. Общие сведения о ремонтируемом самолёте

1.  Общие сведения

Пассажирский турбовинтовой  самолет Ан-24 предназначен для перевозки  пассажиров, почты и грузов на воздушных  линиях средней протяженности.

Основной пассажирский вариант  самолета имеет от 44 до 52 мест. Конструкция пассажирской кабины позволяет использовать его, кроме основного, в следующих вариантах:

• грузопассажирском — с любым уменьшением количества пассажирских мест и увеличением количества багажа или грузов
• деловом — повышенного комфорта с небольшим числом мест.
• транспортном (грузовом),специально оборудованном для перевозки грузов, а также людей на бортовых откидных сиденьях.

Переоборудование самолета основного варианта в указанные  осуществляется путем снятия соответствующего количества пассажирских кресел и перегородок в пассажирской кабине.Экипаж самолёта состоит из трёх человек : командира корабля, правого лётчика и бортпроводника.

Крейсерская скорость самолета 450 км/ч. Максимальная коммерческая нагрузка составляет в пассажирском варианте 5500 кг, в грузовом — 5700 кг. Максимальная дальность при полной загрузке — 2000 км. Высокие взлетно-посадочные качества и шасси высокой проходимости с низким удельным давлением обеспечивают нормальную эксплуатацию самолета на грунтовых и заснеженных аэродромах ограниченных размеров.

Самолет Ан-24 представляет цельнометаллический  свободнонесущий моноплан с высокорасположенным  крылом, горизонтальным оперением обычной схемы и однокилевым вертикальным оперением.

Фюзеляж — типа нолумонокок, балочно-стрингерной конструкции, герметизирован на участке между шпангоутами № 1—40. В этом отсеке фюзеляжа размещены кабина экипажа, пассажирская кабина, гардероб, туалет, багажное и грузовое помещения.

В негерметичном носовом  отсеке (до шпангоута № 1) расположены агрегаты радиооборудования. Хвостовой отсек фюзеляжа за шпангоутом № 40 также негерметичен и представляет технический отсек.

Крыло — трапециевидной формы в плане большого удлинения, обеспечивает хорошие несущие свойства до скоростей, соответствующих числу М=0,7 при незначительном лобовом сопротивлении, а также хорошие поперечную устойчивость и управляемость в широком диапазоне углов атаки.

Рис .1.  Общий вид самолета АН-24

Крыло — кесонного типа, включает центроплан, две средние  и две концевые части, соединенные  между собой болтами по профилям разъема. Каркас крыла имеет два  лонжерона, нервюры и работающую обшивку. Центроплан крыла состоит  из цельнопрессованных крупногабаритных панелей, лонжеронов и профилей разъема. В нем расположены 4 или 8 мягких топливных баков. Кессон- бак крыла образован по контуру двумя лонжеронами и двумя профилями разъема средней части крыла, верхними и нижними панелями и нервюрами. Носок по размаху крыла оборудован воздушным обогревом. Центроплан и средние части крыла снабжены выдвижными закрылками, при выпуске которых меняется кривизна профиля крыла и увеличивается его площадь, что приводит к увеличению подъемной силы. При выпуске закрылков создается щелевой эффект, препятствующий срыву потока на больших углах атаки, что также увеличивает подъемную силу крыла. На концевых частях крыла расположены двухсекционные (разрезные) элероны. На правом корневом элероне расположен сервокомпенсатор, на левом—сервокомпенсатор и триммер.

Оперение — свободнонесущее, состоит из стабилизатора, руля высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных гребней. На каждой половине

руля высоты установлен триммер, на руле направления — пружинный  триммер-сервокомпенсатор. Стабилизатор и киль двухлонжеронного типа с работающей обшивкой. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Шасси — трехопорной схемы. Основные опоры установлены в гондолах, передняя — в отсеке под кабиной экипажа. Шасси убирается по полету в отсеки, закрывающиеся створками. На каждой опоре шасси самолета установлено по два колеса. Колеса основных опор шасси снабжены дисковыми тормозами.

Передняя опора оборудована  системой демпфирования колебаний и системой управления передними колесами на рулежном и взлетном режиме. Система управления колесами передней опоры обеспечивает достаточную маневренность самолета при рулении и помогает выдерживать направление при разбеге и пробеге.

Уборка и выпуск шасси  и управление колесами осуществляются гидравлической системой.

Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24 взлетной мощностью по 2550 э. л. с. с четырехлопастными винтами АВ-72 и турбореактивного двигателя РУ19А-300 с тягой 800 кгс.

Двигатели АИ-24 сохраняют  взлетную мощность до температуры —30°  С. Наработка двигателей на номинальном  режиме допускается до 40% ресурса, что дает возможность эксплуатировать самолет с большой взлетной массой. Кроме того, разрешается работа на максимальном режиме в течение 1,5 ч, что позволяет улучшить тяговые характеристики силовой установки при отказе одного из двигателей.

Двигатели АИ-24 установлены  на рамах в гондолах под центропланом крыла. Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы и крепится на раме к заднему лонжерону центроплана и к ферме шасси.

Система запуска двигателей электрическая. Она обеспечивает запуск на земле и в полете и холодную прокрутку двигателей. Запуск осуществляется как от аэродромного питания, так и от генератора, установленного на двигателе РУ19А-300.

Двигатели АИ-24 оборудованы  системами автоматического, ручного и гидравлического (аварийного) флюгирования.

Каждый двигатель имеет  выполненную по короткозамкнутой схеме  масляную

систему, состоящую из внутренней системы двигателя и самолетной системы.

Топливная система состоит из системы питания двигателей топливом и системы централизованной заправки под давлением. Топливные емкости каждой половины крыла состоят из двух групп баков. Заправка может производиться либо снизу под давлением, либо сверху через заливные горловины.

Управление самолетом состоит из систем управления рулями, элеронами и триммерами руля высоты, в которые включены рулевые машины автопилота. Для фиксации рулей и элеронов на стоянке самолета имеются механизмы стопорения с тросовым управлением от рукоятки на центральном пульте.

Гидравлическая  система состоит из основной и аварийной. Основная система предназначена для уборки и выпуска шасси и закрылков, поворота колес передней опоры шасси; торможения колес основных опор шасси, привода стеклоочистителей, аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двигателей. Высотность гидросистемы обеспечивается наддувом гидробака воздухом, отбираемым от двигателей.

Аварийная система используется при выходе из строя основной системы для выпуска закрылков и торможения колес шасси. Кроме того, насосная станция аварийной системы может быть включена в линию давления основной системы.

Питание потребителей электроэнергией осуществляется постоянным током 27,5 В, переменным однофазным током 115 В, 400 Гц и трехфазным током 36 В, 400 Гц.

В качестве основных источников электроэнергии постоянного тока на самолете используются два стартер-генератора СТГ-18ТМ. Аварийным источником постоянного  тока являются две аккумуляторные батареи 12САМ-28, основными источниками переменного тока 115 В, 400 Гц на самолете являются два генератора ГО-16ПБ8. Для аварийного питания этой сети установлен преобразователь ГЮ-750. Для питания самолетных потребителей переменным трехфазным током 36 В, 400 Гц на самолете имеются два преобразователя ПТ-1000Ц (рабочий и резервный), а для питания авиагоризонтов АГД-1 — преобразователь ПТ-125Ц.

Пилотажно-навигационное  оборудование. Самолет оснащен комплексом современного радиосвязного, радионавигационного и пилотажно-навигационного оборудования, имеющего многократное резервирование. Это оборудование обеспечивает выполнение полетов на внутренних и международных авиалиниях круглосуточно в сложных метеорологических условиях.

Основные пилотажно-навигационные  приборы и приборы, контролирующие работу двигателей и систем самолета, установлены на приборной доске пилотов, центральном, левом и правом пультах. Указатели скорости, барометрические высотомеры и авиагоризонты расположены на приборной доске пилотов.

Питание мембранно-анероидных приборов осуществляется от двух бортовых приемников воздушного давления ПВД-17 и одного приемника воздушного давления ПВД-1. Питание мембранно- анероидных приборов дублируется.

Радиотехническое  оборудование позволяет: осуществлять двухстороннюю телефонную и телеграфную связь с землей и с самолетами, находящимися в воздухе, и связь между членами экипажа; определять истинную высоту; выполнять расчет на посадку; производить посадку в сложных метеоусловиях и ночью; осуществлять обзор земной поверхности для целей навигации, определять радиопеленг, угол сноса и путевую скорость самолета; обнаруживать по маршруту грозовые фронты и зоны интенсивной турбулентности в атмосфере.

Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание в герметической кабине давления и температуры воздуха, необходимых для пассажиров и экипажа при полетах на больших высотах. Воздух для наддува герметической кабины отбирается от компрессоров двигателей. Теплозвукоизоляция кабин самолета защищает кабины от пониженных температур окружающего воздуха и внешних источников шума.

Высотная система обеспечивает в герметической кабине во время  полета нормальные условия для пассажиров и экипажа без дополнительного  питания кислородом. Кислородное  оборудование, установленное на самолете, предназначено для кратковременного питания кислородом членов экипажа на время снижения самолета до безопасной высоты в случае разгерметизации кабины. Кроме того, предусмотрено питание кислородом отдельных пассажиров, плохо чувствующих себя в нормальных условиях полета.

Противообледенительная  система применяется двух типов: теплового и электрического обогрева.

Для обогрева передних кромок крыла, оперения и воздухозаборников двигателей используется воздушно-тепловая противообледенительная система, работающая по принципу микро- эжекции.

Микроэжекторная воздушно-тепловая система весьма эффективна, так как

 количество горячего  воздуха, потребное для ее работы, на 30—40% меньше, чем у обычных  воздушно-тепловых противо- обледенительных  систем.

Противообледенительная  система электрического обогрева используется для обогрева воздушных винтов, лобовых стекол фонаря кабины пилотов и приемников воздушного давления. Включение противообледенительной системы ручное и автоматическое.

1.2. Краткое описание конструкции объекта ремонта

1.2.1. Фюзеляж самолета

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный  полумонокок. Поперечное сечение фюзеляжа образовано дугами различных радиусов, в точках пересечения которых проходит плоскость пола пассажирской кабины. Фюзеляж технологическими разъемами по шп. № 11 и 40 разделен на три отсека: носовой Ф-1, средний Ф-2 и хвостовой Ф-3 (рис. 2).

Участок фюзеляжа от 1 до 40 шпангоута  выполнен герметичным. Он представляет собой гермокабину, в которой размещены: кабина экипажа, переднее грузовое помещение, пассажирская кабина, буфет, вестибюль, туалет, гардероб, заднее багажное помещение.

Отсек Ф-1 до шп. № 1 закрыт радиопрозрачным  обтекателем, под которым установлены  блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования.

Отсек Ф-3 выполнен негерметичным. К нему крепится оперение. В отсеке размещены блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования и механизмы управления самолетом. Для доступа на земле в отсек Ф-3 из отсека Ф-2 в стенке шп. № 40 имеется люк, крышка которого открывается в сторону гермокабины. Фюзеляж состоит из поперечного и продольного силовых наборов, пола, обшивки, фонаря кабины экипажа, окон, дверей и люков.

Поперечный силовой набор  состоит из 49 шпангоутов, которые  делятся на типовые, усиленные и  силовые. К силовым шпангоутам относятся шп. № 1, 4, 7, 17, 20, 40, 43 и 45, к усиленным— 2, 3, 5, 6, 18, 19.

Шп. № 1 является передней стенкой  гермокабины, на нем крепятся блоки радиооборудования и кронштейны систем управления самолетом. Верхняя часть шпангоута до пола герметична.

На шп. № 4 установлены  узлы подвески передней опоры шасси, узел крепления гидроцилиндра уборки—выпуска опоры, замок выпущенного положения передней опоры и другие агрегаты. Нижняя часть шпангоута герметична.

Шп. № 7, ограничивающий кабину экипажа, выполнен в виде сплошной стенки с дверью для входа в кабину экипажа. На стенке шпангоута и двери установлены бронеплиты. В нижней части шпангоута имеется гнездо под опору наземного гидроподъемника.

Шп. № 17 и 20 конструктивно  выполнены одинаковыми. К ним  болтами по переднему и заднему  лонжеронам крепится центроплан крыла.

Шп. № 40 выполнен герметичным  и является задней стенкой гермокабины. Сверху к нему болтами крепится передний лонжерон киля, а к стенке со стороны Ф-3 — гермовывод тяг и тросовой проводки управления самолетом.

К шп. № 43 и 45 с боков болтами  крепятся передний и задний лонжероны  стабилизатора, а сверху к шп. № 43 — задний лонжерон киля. В нижней части шп. № 43 имеется гнездо под опору наземного гидроподъемника.

Продольный силовой набор  фюзеляжа состоит из стрингеров и  балок, которые установлены на участке  шп. № 1 ... 40.

Нижние части всех шпангоутов вместе с продольными профилями образуют каркас пола фюзеляжа. Настил пола между шп. № 1 ... 11 и в туалете изготовлен из листового алюминиевого сплава. На участке между шп. № 7... 1.1 металлический пол покрыт фанерным настилом.

На участке между шп. № 11 и 40 настил пола представляет собой  панели, изготовленные из армированного  пенопласта, облицованные сверху и снизу фанерными листами. Нагрузка на пол в багажных помещениях не должна превышать 400 кгс/м² (400Х XIО⁵ Па), а в пассажирской кабине 250 кгс/м² (250-10⁵ Па).

Обшивка фюзеляжа выполнена  в виде отдельных технологических панелей, изготовленных из листов алюминиевого сплава с преобладающей толщиной 0,8 ... 1,5 мм. Исключением является верхняя передняя панель отсека Ф-3 толщиной 2,5 мм, обшивка хвостового обтекателя толщиной 0,5 мм, нижние панели центроплана под центропланом, изготовленные из химически фрезерованных листов.

Под центропланом исходный лист толщиной 5 мм установлен до уровня смотровых 

окон пассажирской кабины, на остальных участках этот лист фрезерован до 1,8 мм. Обшивка фюзеляжа крепится к шпангоутам и продольным балкам заклепками, а стрингеры к обшивке  крепятся с помощью' клея и точечной электросварки.

Фонарь кабины экипажа (рис. 3) состоит из хромансилевого каркаса 6, обшивки из алюминиевого сплава 1 и стекол 5.

Фонарь остеклен органическим стеклом толщиной 10 ... 12 мм. Перед  пилотами установлено по одному триплексному стеклу с пленочным электрообогревом. По обоим бортам фонаря имеются две форточки, сдвигающиеся назад по направляющим. За фонарем кабины экипажа между шп. № 5 и 7 расположен аварийный люк (см. рис. 1), крышка 4 которого открывается внутрь кабины экипажа.

Окна фюзеляжа. Фюзеляж имеет 20 окон: по одному — в левом и правом бортах кабины экипажа и по девять — в каждом борту пассажирской кабины (см. рис. 1). Второе окно в левом борту пассажирской кабины от носовой части фюзеляжа и шестое в правом борту— совмещены с аварийными ' люками, закрытыми крышками бортового люка 47.

Каждое окно пассажирской кабины состоит из двух выпуклых наружу органических стекол: внешнего и внутреннего толщиной соответственно 4 и 3 мм.

Межстекольное пространство герметизировано резиновой прокладкой и соединено с резиновой камерой, заполненной осушенным воздухом.

Рис .2. Технологические разъемы  планера самолета

Окна штурмана и бортового  радиста остеклены органическим стеклом толщиной 10 мм. Для осмотра  носка стабилизатора при полете в условиях обледенения в хвостовой части фюзеляжа по левому борту, между шп. № 36 и 37, имеется смотровое окно, а между шп. № 40 и 41 —окно подсвета с фарой.

Рис. 3. Фонарь кабины экипажа

Бортовые двери  и люки фюзеляжа (см. рис. 1). В бортах фюзеляжа имеются входная 39, багажная 22 и грузовая 3 двери, а сверху за фонарем кабины экипажа — крышка аварийного люка 4. Кроме этого, имеются два аварийных люка 47, закрытых крышками и совмещенных со смотровыми окнами пассажирской кабины и люк в шп. № 40.

Все двери и люки, установленные  на герметичной части фюзеляжа, открываются внутрь фюзеляжа, что способствует улучшению их герметизации в полете.

Створка грузовой двери 3 — сдвижная, открывать ее можно изнутри и снаружи. Возле рукоятки замка двери с внутренней стороны расположена защелка, которая перед полетом должна быть в положении «Открыто». В противном случае открыть створку двери с внешней стороны невозможно. Входная 39 и багажная 22 створки дверей, а также створка грузовой двери 3 и крышка люка шп. № 40 оборудованы системой сигнализации закрытого положения.

 При надежном закрытии  дверей и люка лампочка системы  сигнализации «Двери и люки  открыты» на центральной панели  приборной доски не горит.

Для того чтобы невозможно было открыть двери и люки с  внешней стороны при стоянке  самолета в аэропорту, их рукоятки с  внутренней стороны фюзеляжа контрятся  штырями. Перед вылетом штыри нужно снять и установить в гнезда возле шп. № 7 (или шп. № 11). Лампочки сигнализации установки Штырей в гнезда шп. № 7 (11) установлены в кабине экипажа на верхнем пульте.

1.2.2. Крыло самолета

Крыло самолета — цельнометаллическое, высокорасположениое свободнонесущее, двухлонжеронное, трапециевидной формы  в плане, кессонного типа. Кессоны крыла образованы лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки.

Носок крыла имеет воздушно-тепловую противообледеннтель- ную камеру. Крыло  технологическими разъемами по нерв. № 7 и 12 делится на центроплан, две  средние и две отъемные части (счет нервюр ведется от продольной оси самолета влево и вправо до 23).   

Центроплан (рис. 4) состоит из кессона, носовой 10 и хвостовой 4 частей. Кессон состоит из переднего 11 и заднего 3 лонжеронов, набора нервюр и работающей обшивки 13. Панели обшивки / и 2 изготовлены заодно с ребрами жесткости Т-образной формы, выполняющими роль стрингеров. К заднему лонжерону 3 крепятся две секции отклоняющихся однощелевых закрылков.

Между нерв. № 3... 5 установлены  четыре мягких топливных бака. На нерв. № 5 и 6 имеются узлы 7, к которым  крепятся силовые фермы подвески двигателей и основных опор шасси. В нижних полках нерв. № 4 имеются гнезда под опоры наземных гидроподъемников. К нерв. № 7 с помощью болтов и фитингов профиля

разъема 6 к центроплану  крепятся две средние части крыла.

Средняя часть крыла (СЧК). СЧК (рис. 5) состоит из кессона, носовой и хвостовой 5 частей. Кессон выполнен герметичным и представляет собой топливный бак-кессон. Он состоит из переднего 9 и заднего 3 лонжеронов, набора нервюр 4 и 7, стрингеров,

Рис. 4. Центроплан

несъемных 1 и съемной 2 панелей, обшивки и других деталей. Нижняя панель обшивки несъемная. В обшивке верхних панелей находятся люки под датчики топ- ливомера, заливная горловина и отверстие для вывода трубопровода дренажа, а в нижней панели — люк для крепления подкачивающего насоса ЭЦН-14А и крана для слива отстоя. К заднему лонжерону 3 каждой средней части крыла крепятся два монорельса и головки двух винтовых подъемников.

Рис. 5. Средняя часть крыла

К нерв. № 12 СЧК с помощью  болтов и фитингов крепятся отъемные части крыла.

Отъемная часть крыла (ОЧК). ОЧК. но конструкции аналогична средней части, но ее кессон выполнен негерметичным. К нерв. № 23 крепятся концевые обтекатели с жалюзи для выхода воздуха из противообледенительной камеры в атмосферу. К заднему лонжерону крепится элерон (см. рис. 2), который состоит из корневой 13

 и концевой 12 секций. Каждая  секция состоит из лонжерона, нервюр и работающей обшивки. На корневой секции левого элерона установлены сервокомпенсатор 41 и триммер 42, а правого — только сервокомпенсатор. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку.

Рис. 6. Установка подъемника однощелевого закрылка и механизм

управления щитком

Закрылки самолета состоят  из четырех секций: две на центроплане и две на средних частях крыла. Закрылки центроплана — однощелевые, отклоняющиеся. Закрылок состоит из лонжерона, нервюр и обшивки.

Каждый закрылок (рис. 6) крепится к центроплану двумя кронштейнами 1. Между кронштейнами установлен винтовой подъемник 7. К хвостовой части центроплана шомпольной петлей 3 закреплен щиток 2, открывающий профилированную щель при отклонении закрылка. При отклонении закрылка направляющая 8 поворачивает качалку 6, которая тягой отклоняет щиток 2 вверх. Когда закрылок

отклонится на 15°, щиток  полностью откроет щель между  центропланом и закрылком.

Рис. 7. Подвеска двухщелевого закрылка

При дальнейшем отклонении закрылка ролик 9 качалки 6 будет скользить  по полке направляющей 8, удерживая  щиток в открытом положении. При  уборке закрылков этот механизм работает в обратной последовательности. На самолетах первых серий закрылки центроплана двухщелевые выдвижные.

Закрылки средних частей крыла — двухщелевые выдвижные (рис. 7). Закрылок 5 по конструкции аналогичен закрылку центроплана, но к нему посредством диафрагм приклепан профилированный дефлектор 6.

К каждому закрылку закреплены две каретки. Каретка 7 состоит из двух рам, между которыми на осях установлены игольчатые подшипники.

Между верхними и нижними  подшипниками расположена нижняя полка монорельса 4. Монорельсы закреплены на заднем лонжероне СЧК. Каждый закрылок СЧК управляется двумя винтовыми подъемниками.

Подъемник головкой крепится к заднему лонжерону СЧК, а  проушинами внутренней трубы — к  закрылку. Винтовые подъемники являются узлами подвески закрылка.

1.2.3. Оперение самолета

Оперение самолета — цельнометаллическое, свободнонесущее, однокилевое, состоит  из стабилизатора, руля высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных  гребней.

Стабилизатор состоит  из двух симметричных консолей (рис. 8), каждая из которых включает в себя носок 1, оборудованный воздушно-тепловой противообледенительной камерой, кессон, хвостовую часть и концевой обтекатель 2 с жалюзи для выхода воздуха из противообледенительной камеры в атмосферу.

Кессон изготовлен из верхней  и нижней клеесварных панелей. Каждая панель состоит из двух полулонжеронов 6 и 7, половинок нервюр 4 и 5, стрингеров и работающей обшивки. Корневая и концевая нервюры неразрезные. К заднему лонжерону стабилизатора крепится руль высоты.

Руль высоты состоит из двух половин. Каждая половина (рис. 9) включает в себя две клеесварные панели, соединенные в плоскости хорд. Клеесварная панель изготовлена из полулонжерона 4, нолунервюр, обшивки и балансировочного груза 3. На корневой нервюре 1 установлена вилка 2 крепления вала управления рулем высоты. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. К каждой половине руля крепится триммер.

Киль по конструкции аналогичен консоли стабилизатора. К заднему лонжерону киля подвешен руль направления, который по конструкции аналогичен половине руля высоты. К нижней части руля направления крепится сервокомпенсатор, а над ним триммер'. Может быть совмещенный триммер-сервокомпенсатор.

Форкиль и подфюзеляжные  гребни увеличивают площадь вертикального оперения. Они конструктивно аналогичны, имеют в сечении треугольную форму.

Рис. 8. Правая косоль стабилизатора

Рис. 9. Руль высоты

1.2.4 . Гондолы двигателя

Гондолы служат для размещения силовой установки и основных опор шасси.

Каждая гондола (левая  и правая) состоит из передней, средней и задней части (рис. 10). Технологически гондола разделена передним 16 и задним 9 силовыми шпангоутами. В передней части гондолы размещен двигатель АИ-24, в средней — основные опоры шасси. Кроме того, средняя часть гондолы является зализом между центропланом и гондолой. В задней части правой гондолы установлен двигатель РУ19А-300, в задней части левой гондолы — противопожарное оборудование.

Передняя часть гондолы  состоит из обтекателя втулки воздушного винта 1, обтекателя 2 редуктора воздушного винта, воздухозаборника 3 двигателя АИ-24, шпангоута 4 воздухозаборника, боковых крышек 5 капота, закрепленных на продольной балке 6 и нижней крышке 16 капота. Балка 6 крепится к шпангоутам 4 и 16.

Рис. 10. Гондола

Средняя часть гондолы  состоит из боковых панелей 8, верхней  панели — зализа 7, экрана 15, отделяющего  выхлопную систему двигателя  от отсека шасси и створок отсека шасси задних 12 и 13 и передних 14. Ограничивается средняя часть гондолы по длине  силовыми шпангоутами 16 и 9. Центроплан от выхлопной системы двигателя защищен экраном 15 из нержавеющей  стали.