гидропривода и замкнутой тяговой цепи. При отклонении и откате рампа может фиксироваться в промежуточных положениях. В отсеке крепления оперения размещено пилотажно-навигационное и радиооборудование, доступ к которому осуществляется через люки в нижней панели этого отсека и створке грузолюка.
Крыло самолета – двухлонжеронное, кессонного типа. Оно состоит из центроплана (между нервюрами 7), двух средних частей (между нерв. 7-12) и двух отъемных частей (между нерв. 12-23). Поперечные стыки центроплана с СЧК и СЧК с ОЧК – фланцевые. Крыло крепится к фюзеляжу по шп. 17 и 20 с помощью восьми фитингов и двух дуг, которые закреплены на лонжеронах и соединены с обшивкой фюзеляжа. Панели центроплана – монолитные, прессованные. В кессоне центроплана размещены десять мягких топливных баков, а кессон каждой СЧК представляет собой бак-отсек.
Крыло хорошо механизировано. Оно оснащено закрылками общей площадью 15 м 2 , автоматическими предкрылками и элеронами. На каждом полукрыле установлены две секции закрылка – внутренняя (на центроплане) и внешняя (на СЧК). Внутренние закрылки выполнены двухщелевыми, отклоняющимися с фиксированной осью вращения и поворотным хвостовым
звеном. Внешние – трехщелевые, выдвижные, с фиксированным дефлектором и поворотным хвостовым звеном. Угол отклонения закрылков на взлете – 15', на посадке – 38'. Предкрылок каждой консоли также двухсекционный: внутренняя секция установлена на СЧК, внешняя – на ОЧК. Предкрылки удерживаются пружинными амортизаторами, а в полете выпускаются под действием аэродинамических сил. Левый и правый элероны имеют весовую балансировку и выполнены двухсекционными. Угол отклонения элерона вверх – 24', вниз – 16'. Обе корневые секции элеронов оснащены кинематическими сервокомпенсаторами, кроме того, на левой из них установлен триммер. Сервокомпенсаторы и триммер элеронов изготовлены из стеклотекстолита с пенопластовым наполнителем.
Хвостовое оперение – свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулем высоты (суммарная площадь – 20,3 м г ) и киля с форкилем и рулем направления (суммарная площадь – 16,7 м 2 ). Конструкция киля и консолей стабилизатора – двухлонжеронная, рулей – однолонжеронная. Панели киля, стабилизатора и руля высоты – клеесварные. Стыки киля и консолей стабилизатора с фюзеляжем фланцевые, с помощью фитингов. Рули высоты и направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. Площадь РВ – 5,16 м г ; угол его отклонения вверх – 25', вниз – 20'. Площадь РН – 5,14 м 2 ; углы отклонения составляют ±25'. Руль высоты состоит из двух половин, соединенных между собой валом с карданными узлами. На каждой половине РВ установлен триммер, а на РН – триммер- сервокомпенсатор. Конструкция рулевых триммеров – трехслойная, обшивки и соты алюминиевые.
Подфюзеляжные гребни образованы стек- лопластиковой обшивкой, которая подкреплена рифтами, заполненными пенопластом, и установленными в плоскостях шпангоутов диафрагмами.
Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Передняя опора полурычажного типа, убирается против полета в нишу под кабиной экипажа. Основные опоры – телескопические, убираются против полета в специальные отсеки мотогондол. Все опоры двухколесные, оснащены азотно-масляными амортизаторами. Основные колеса имеют дисковые тормоза и пневматики размером 1050 х 390 мм с давлением 5,0 кгс/см 2 . Носовые колеса – нетормозные, оснащены пнев- матиками 700 х 250 мм с давлением 4,5 кгс/см 2 . Передняя опора оборудована центрирующим устройством и рулевым механизмом. При отключении управления колесами они становятся самоориентирующимися, а рулевой механизм выполняет роль гасителя шимми. Колея и база шасси при стояночном обжатии амортизаторов – 7,9 и 7,6 м, соответственно.
Силовая установка самолета состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-20Д 5-й серии с четырехлопастными воздушными винтами изменяемого шага АВ-68ДМ, вспомогательной силовой установки ТГ-16М и систем, обеспечивающих их работу. Двигатель АИ-20Д выполнен по одновальной схеме и состоит из планетарного редуктора, осевого десятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, осевой трехступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Мощность двигателя на взлетном режиме (в условиях МСА) – 5180 э.л.с., в крейсерском полете (Н=8000 м, V=530 км/ч) – 2800 э.л.с. Удельный расход топлива – 240 и 198 г/э.л.с. ч, соответственно. Длина двигателя – 3,1 м, сухая масса – 1040 кг. Управление двигателем – механическое. Двигатель располагается в мотогондоле над центропланом так, что его ось ориентирована под углом 4' к плоскости крыла. При помощи рамы и двух подкосов-амортизаторов двигатель крепится к силовому шпангоуту мотогондолы, который связан фермой с кессоном центроплана. Реактивное сопло двигателя телескопически соединено с удлинительной выхлопной трубой, изготовленной из титанового листа. Винт АВ-68ДМ – флюгируемый, диаметром 4,7 м. флюгирование его производится при необходимости летчиком либо системой автоматического флюгирования по крутящему моменту и отрицательной тяге. Винт не имеет реверса. Дополнительное торможение самолета на пробеге обеспечивается переводом лопастей винтов на минимальный установочный угол, что создает отрицательную тягу.
Вспомогательная силовая установка ТГ-16М состоит из газотурбинного двигателя ГТД-16М, редуктора, стартер-генератора ГС-24А и обеспечивающих систем. Длина турбогенератора ТГ-16М – 1,58 м, сухая масса – 190 кг. Мощность на редукторе – 100 л.с., расход топлива – не более 120 кг/ч. Запуск его – электрический от бортовых аккумуляторных батарей или аэродромных источников постоянного тока. Располагается ВСУ под центропланом в хвостовом отсеке правой мотогондолы и закреплена на раме, присоединенной к заднему лонжерону и ферме крепления шасси.
Силовая установка включает также системы: топливную, масляную, противопожарную, запуска, управления и контроля. Топливная система самолета состоит из двух автономных систем – правого и левого полукрыльев. Каждая система обеспечивает свой маршевый двигатель (правая – также и ВСУ) и включает пять мягких топливных баков в центроплане и бак-отсек СЧК. Системы соединены между собой трубопроводом с краном кольцевания. Полная эксплуатационная заправка самолета топливом – 7100 л. Заправка баков может производиться самотеком сверху через заправочные горловины, расположенные на центроплане и СЧК, либо централизованно под давлением через заправочный штуцер, установленный в отсеке шасси левой мотогондолы. Каждый двигатель имеет автономную маслосистему, выполненную по короткозамкнутой схеме, которая обеспечивает подачу масла для смазки и охлаждения двигателя, работы измерителя крутящего момента и управления воздушным винтом. Емкость маслосистемы двигателя – 90 л, заправка маслобака – 32 л. Запуск двигателей на земле – электрический от ВСУ или аэродромного источника постоянного тока. Система запуска включает по два стартер-генератора на двигателе, один из которых после запуска автоматически переводится в генераторный режим, другой работает вхолостую. Самолет оборудован тремя стационарными противопожарными системами (ППС самолета и две автономные ППС двигателей) и двумя переносными огнетушителями ОР1-2-20-30, находящимися в грузовой кабине. Противопожарная система двигателя, предназначенная для обнаружения и тушения возгорания в его внутренних полостях, имеет один огнетушитель типа 1-4-1 емкостью 4 л. Противопожарная система самолета обеспечивает обнаружение и ликвидацию пожара в топливных отсеках крыла, отсеках маршевых двигателей и ВСУ. Она включает четыре огнетушителя типа 2-8-1 емкостью по 8 л, установленные в хвостовом отсеке левой мотогондолы, четыре системы сигнализации о пожаре ССП-2А, трубопроводы и распылительные коллекторы. Для предотвращения распространения пожара в мотогондолах имеются противопожарные экраны и перегородки из титанового листа.
Система управления самолетом механическая, безбустерная. Проводки управления рулями и элеронами выполнены жесткими и соединены с рулевыми машинками автопилота. На штурвале левого летчика установлен электромеханический вибратор, создающий искусственную тряску штурвалов при выходе самолета на максимально допустимые углы атаки. Самолет оснащен механической системой стопорения на земле рулей и элеронов.
Управление триммерами руля высоты производится при помощи штурвала, установленного на центральном пульте кабины пилотов, и тросовой проводки. Для исключения рывка на штурвале при отключении в полете автопилота к системе управления триммерами РВ подключена триммерная машинка автопилота. Управление триммерами элерона и руля направления – электродистанционное. Закрылки управляются гидроприводами посредством трансмиссионных валов и винтовых шариковых подъемников.
Гидравлическая система состоит из основной и вспомогательной систем, которые питаются из одного гидробака объемом 37 л. В качестве рабочей жидкости в системах используется около 65 л масла АМГ-10 или его зарубежных аналогов. Основная гидросистема предназначена для уборки-выпуска шасси,
