TU – 134 2. část

Kapitoly z historie ruského (sovětského) letectví – Aeroflot a jeho stroje.

TU-134 – „tažný kůň“ sedmdesátých a osmdesátých let 20. století.

Část 2.

Konstrukce letadla

Letoun TU-134 byl celokovový dolnoplošník s ocasními plochami ve tvaru „T“ a motory,, umístěnými v gondolách na zadní části trupu. Podvozek tvoří tři opěry v klasickém uspořádání. Popis konstrukce odpovídá konstrukci letadla TU-134A, tedy nejrozšířenější variantě.

Hlavními konstrukčními materiály letadel TU-134 byly osvědčené materiály, které se využívaly v leteckých konstrukcích první poloviny šedesátých let dvacátého století.  Největší procento představovaly duralové slitiny, hlavně různé varianty duralu D-16. Využívaly se také duraly V-95, V-65 a pro kované prvky AK-6 a AK-8. Vysoce namáhané části konstrukce byly zhotoveny z ocelí 30CHGSA a 30CHGSNA.  Pro lité lehké, nepříliš namáhané prvky, se používala hořčíková slitina ML-5T.  I technologicky a konstrukčně letadlo zapadalo do doby svého vzniku a navazovalo na své předchůdce. Nebyly na něm zaznamenány revoluční konstrukční změny a většinou byly jeho hlavní díly vyrobeny z nýtovaných konstrukcí duralových slitin. 

Technologické a provozní díly draku letadla TU-134.

1. zasklení kabiny navigátora, 2. přední část trupu, 3. střední část trupu, 4. demontovatelné náběžné části křídla, 5. koncový oblouk, 6. křidélko, 7. vnější část křídla, 8. střední část křídla, 9. interceptor, 10. vztlakové klapky, 11. podvozková gondola, 12. dvířka podvozkové gondoly, 13. hlavní podvozková noha, 14. motorová gondola, 15. náběžná hrana kýlu, 16. koncový aerodynamický kryt kýlu (doutník), 17.  výškové kormidlo, 18. trim výškového kormidla, 19. koncový oblouk  stabilizátoru, 20. stabilizátor, 21. trim-fletner směrovky, 22. směrovka, 23. kýl, 24. zadní část trupu, 25. kryty motorové gondoly, 26. předkýl, 27. pylon, 28. přistávací štít, 29. trim – fletner  křidélek, 30. fletner křidélek, 31. centroplán, 32. dvířka přední podvozkové šachty, 33. přední podvozková noha, 34. kryt radiolokátoru.

Trup letadla

Trup letadla TU-134A měl kruhový průřez s průměrem 2,9 m a byl poloskořepinové konstrukce. Jeho konstrukci tvořily přepážky, podélníky a hladký nosný potah. Celý trup se skládal ze 72 přepážek. Trup letadla TU-134A byl prodloužen oproti letadlu TU-134 o 2,1 metru, což umožnilo přidat další řadu sedadel. V ocasní části byla umístěna pomocná pohonná jednotka TA-8, a protože nové motory měly již reverz tahu, byl odtud demontován brzdící padák, který se používal u letadel TU-134.   Trup se skládal z nosové části (po přepážku č. 15), střední část začínala přepážkou 15A a byla ukončena hermetickou přepážkou č. 55 a přepážkou č. 55A  začínala ocasní část. Přepážka č. 62 byla protipožární a oddělovala úsek pomocné pohonné jednotky od trupu.

Schéma trupu letadla TU-134A. 

1. nehermetický úsek radiolokátoru, 2. kabina posádky, 3. nehermetický úsek šachty předního podvozku, 4. přední nákladový prostor, 5. nehermetický technický úsek hydraulického systému, 6. kuchyňka a přední vestibul, 7. první hermetický technický úsek, 8. přední salon cestujících, 9. druhý hermetický technický úsek, 10. zadní salon cestujících, 11. toalety, 12. zadní nákladový prostor, 13. třetí hermetický technický úsek, 14. čtvrtý nehermetický technický úsek, 15. úsek pomocné pohonné jednotky.

Na schématu jsou:              zkratkou НЧФ – označena přední část trupu, ЦЧФ– střední část trupu a  ХЧФ  –                                              ocasní část trupu.

                                               přepážky, jejichž čísla jsou zakroužkována, jsou silové, přepážky, jejichž čísla                                                                jsou uvedena v trojúhelnících, jsou zesílené

Přední a střední část trupu byly hermetické, zadní část trupu byla nehermetická.

Hermetická část trupu byla rozdělena podlahou na horní a dolní část. V horní části byl od přepážky č. 15D až přepážce č. 34 přední salon s dvanácti řadami sedadel pro 48 cestujících a od přepážky č. 34 po přepážku č. 45 byl zadní salon se sedmi řadami sedadel pro 28 cestujících.  Kuchyňka byla v předním vestibulu vedle vstupních dveří a v zadní části byly dvě toalety. Toto uspořádání měla standardní letadla Aeroflotu, kterých byla většina.

Schéma nejrozšířenějšího uspořádání kabiny cestujících letadel TU-134A Aeroflotu . 76 cestujících sedělo po čtyřech v řadě první řada byla otočena zády ke směru letu a mezi ní a druhou řadou byl pevný stolek.

Pod podlahou byly u všech variant dva hermetické technické úseky. Přední byl mezi přepážkami č. 15 a 28. Zadní se nacházel mezi přepážkami č. 34 a 45. Přístup k oběma byl přes speciální hermetická dvířka. Kromě hermetických technických úseků byly ve spodní části i tři nehermetické technické úseky, a to mezi přepážkami č. 20 a 22, č. 39 a 41 a třetí mezi přepážkami č. 55 a 60. Přístup do tohoto technického úseku umožňovala dvířka na pantech, uzavíraná šroubovými zámky. První dva měly nehermetická dvířka, uzavíraná pákovým mechanizmem.

K přepážce č. 2 se připojoval rám zasklení kabiny navigátora. Přepážky č. 4 a 6 svojí spodní stranou vytvářely nehermetický prostor pro meteorologický radiolokátor, k přepážce č. 8 se připojoval rám zasklení pilotní kabiny a ke spodní části této přepážky se připojovaly nosníky, které byly v šac  htě předního podvozku a pokračovaly až k přepážce č. 15., kde končila šachta předního podvozku.

Přepážky č. 28 a 34 sloužily k upevnění centroplánu na trupu. Byly to nejmohutnější přepážky na celém trupu.

Přepážka č. 37 pohlcovala síly od přistávacího štítu a přepážky č. 47 a 48 přenášely síly od předních závěsů motorových gondol. Přepážka č. 51 sloužila pro zadní úchyt motorových gondol.

Přepážka č. 55, kromě toho, že ukončovala hermetickou část trupu a sloužila pro spojení střední a ocasní části trupu, měla na sobě závěsy pro přední nosník kýlu.

Na přepážce č. 60 byla uchycena hydraulická čerpací stanice NS-45 a připojoval se k ní zadní nosník kýlu.

Mezi přepážkami č. 60 a 62 byl na horní straně nosník, který sloužil k upevnění hydraulického posilovače směrovky GU-108D.

V ocasní nehermetické části trupu byla umístěna pomocná pohonná jednotka TA-8, která se upevňovala k přepážkám č. 63 a 64.

Přepážka č. 55.

1. fitinky, 2. podélné profily, 3. příčný nosník, 4. potah – dno přepážky,  5.konzoly, 6. přeplátování, 7. uzly zavěšení kýlu, 8. otvor pro potrubí ventilace, 9. konzole, 10. upevňovací šrouby, 11. otvor pro systém nafukování od motorů, 12. otvor pro potrubí vypouštěcího (2176G)  a pojistného (1691V) ventilu systému přetlakování, 13. hermetický výstup táhel řízení. 

Podélníky, které zesilovaly potah, byly rozmístěny rovnoměrně po celém průměru trupu a v horní části trupu byly vyrobeny z duralu D-16 a ve spodní části z duralu V-95. Podélníky procházely po celé délce trupu a byly přerušeny v místech výřezů pro centroplán, okna, vstupní dveře a dveře nákladového prostoru a dvířka technických úseků. V místech spojení jednotlivých částí trupu se podélníky ukončovaly spojením se spojovacími kováními jednotlivých částí trupu.

Potah trupu byl z duralu D-16 a měl tloušťku od 1,2 do 4 mm.

Cestující nastupovali jedněmi vstupními dveřmi na levé straně trupu před křídlem, které byly mezi přepážkami č. 15V a 15D. Na pravé straně trupu byly mezi přepážkami č. 11 a 13 služební dveře, které sloužily pro nakládání zavazadel do předního nákladového prostoru a cateringu do kuchyňky. Pro nakládání zavazadel do zadního nákladového prostoru se používala nákladová vrata po pravé straně trupu za křídlem. Ta byla mezi přepážkami č. č. 48 a 51 a otevírala se směrem nahoru.

Původní kabina cestujících letadla TU-134

Letadlo bylo vybaveno čtyřmi nouzovými východy. Byly po dvou na každé straně nad křídlem. Pro případ evakuace byl ve vstupních dveřích nafukovací skluz TN-3.  Na spodní straně trupu byly dva otvory do technických úseků letadla, které byly uzavřeny hermetickými kryty, otevíratelnými zvenku.

Zasklení kabiny posádky mělo charakteristické rysy Tupolevových strojů včetně zasklené kabiny navigátora v nosové části trupu.

Zasklení kabiny navigátora.

1. tvarové organické sklo, 2. litý rám, 3. triplexní ohřívané sklo ŠO-15(v dolní části), 4. hermetik UT-32, 5. duralové přeplátování, 6. přepážka č. 2

Zasklení kabiny navigátora TU-134A-3 RA-65995

Kabina posádky měla dvě triplexní vyhřívaná skla, čelní organická skla byla dvojitá, horní skla byla jednoduchá.  U každého pilota bylo otevíratelné boční okénko, které se při otevření odsouvalo směrem dozadu.

 Zasklení kabiny pilotů.

1. triplexní vyhřívané okno PO-24, 2. horní organická skla, 3. otevírací boční okénko, 4. rám, 5. přední organické sklo, 6. hermetik UT-32, 7. přítlačné ocelové pásnice, 8. panty se šrouby a matkami přítlačných pásnic. 

Na každé straně trupu bylo 15 okének o průměru 400 mm. Kromě nich byly okénka v každých dveřích, na toaletách a v zadním nákladovém prostoru. Ta měla průměr 300 mm. Skla okének byla dvouvrstvá, vnější měla tloušťku 16 mm a vnitřní 5 mm.        

Kabina cestujících letadla TU-134A RA-65024 s otevřenými policemi pro příruční zavazadla.

Kabina cestujících TU-134B-3 RA-65693 společnosti Alrosa, byla nejmoderněji vybavená a měla již uzavíratelné police pro příruční zavazadla.

Křídlo

Křídlo letounu TU-134 vycházelo z křídla jeho předchůdce letadla TU-124 a bylo v podstatě shodné pro verzi TU-134 a TU-134A . Bylo skříňové konstrukce dvounosníkové a skládalo se z obdélníkového centroplánu (I), dvou středních částí (II), dvou vnějších částí (III) a bylo ukončeno koncovým obloukem (IV). Centroplán, střední i vnější část měly dva nosníky, velké množství podélníků, 25 žeber na střední a vnější části a nosný potah. Náběžné (nosové) části křídla byly snímatelné a měly vnější potah z duralu D-16 o tloušťce 1,2 mm. Jejich vnitřní potah byl vlnitý a vytvářel kanál pro průtok horkého vzduchu systému odmrazování. Nýtované spoje byly na všech částech křídla, kromě spodní části centroplánu, zhotoveny speciálním hermetickým nýtováním. Horní část centroplánu byla součástí hermetické kabiny trupu a ostatní části křídla byly až po žebro č. 15 integrovanými nádržemi palivového systému. Ve střední části křídla nádrže tvořil objem mezi žebry č. 1 a č. 9 a byl rozdělen na dvě části (nádrž č. 1 a nádrž č. 2). Spoje konstrukce křídla byly hermetizovány speciálními hermetiky U-30mes a U-32. Každá část a každý spoj byl hermetizován trojitě.    

Používané způsoby hermetizace konstrukcí palivových integrálních nádrží.

a) šroubový spoj, b) spoj se samojistící maticí, v) nýtovaný spoj

1. hermetizace mezi švy, 2. povrchová hermetizace jednotlivých spojovacích prvků, 3. celková povrchová hermetizace (nástřikem, nebo rozlíváním).

Schéma křídla letadla TU-134:

I – centroplán, II – střední část křídla, III – vnější část křídla.

1. , 3. spojovací pásnice náběžných hran, 2. snímatelné náběžné hrany, 4. aerodynamické plůtky,    5.  koncový oblouk, 6. odtoková část křídla, 7. vnější část křidélka, 8. fletner křidélka, 9.  vnitřní část křidélka, 10. trim-fletner, 11. vnější klapka, 12. interceptor, 13. gondola podvozku, 14. vnitřní klapka, 15. , 16.  záclonky(štorky,krycí pásy, zakrývající  přední část klapek),   17. přední nosník centroplánu, 18. vrchní panel centroplánu, 19. zadní nosník centroplánu, 20. spodní panel centroplánu.

Centroplán

Centroplán opět tvořila dvounosníková skříň s nosným potahem, ale jeho konstrukce byla mnohem jednoduší než u letadla TU-124. Příčnou konstrukci tvořilo středové žebro, dvě vložená žebra a dvě spojovací žebra. Žebra rozdělovala centroplán na čtyři úseky. Ve dvou krajních procházely táhla řízení, potrubí hydraulických systémů a byly v nich hermetické kanály pro průchod kabeláží elektrických a radiových systémů. Dva střední úseky se u některých letadel využívaly k montáži dvou doplňkových gumových palivových nádrží. Horní panel potahu centroplánu byl z duralu V-95 a byl celý pevný. Spodní panel byl částečně demontovatelný, což umožňovalo přístup k agregátům a nádržím centroplánu. Nosníky, podélníky a žebra byly zhotoveny převážně z duralu D-16. Centroplán byl pomocí speciálních kování spojen s přepážkami trupu. Přední nosník centroplánu se spojoval s přepážkou č. 28 a zadní s přepážkou č. 34. 

Centroplán:

1. přední nosník, 2. horní panel, 3. zadní nosník, 4. osové žebro, 5. vložené žebro, 6. spojovací  žebro,  7. demontovatelný spodní panel, 8. hermetické kanály.

 Střední a vnější část křídla

Střední část křídla se k centroplánu připojovala na žebru č. 1. U tohoto typu podstatně větší než u jeho předchůdce a sahala až po žebro č. 15, na kterém se spojovala s vnější částí.  Konstrukčně představovala dvounosníkovou skříň s horními a spodními nosnými potahovými panely, vyztuženými podélníky, většinou ve tvaru písmene „I“, které byly z duralu V-95 i D-16. Horní potah byl zhotoven z duralu V-95, měl proměnnou tloušťku, která dosahovala maximálně až 7 mm a byl zhotoven metodou chemického frézování. Dolní potah měl rovněž proměnlivou tloušťku, byl zhotoven obdobně z duralu D-16. Na střední části křídla byla použita tři zesílená hermetická žebra nýtované konstrukce. Byla to žebra č. 1, č.9 a č.15., která ohraničovala a rozdělovala prostor na jednotlivé integrované nádrže.

Střední část křídla:

1. a 4. náběžné hrany křídla, 2. spojovací pásnice, 3.a 5. snímatelné panely, 6. aerodynamické plůtky,  7. interceptor, 8. záclonka vnějších klapek, 9. vnější klapka, 10. vnitřní klapka, 11. záclonka vnitřní klapky, 12 odtoková část křídla, 13. závěs podvozku, 14. horní panel. 

K přednímu nosníku střední i vnější části křídla se připojovaly snímatelné náběžné hrany. Jejich konstrukce byla poměrně složitá. Byly vertikální stěnou rozděleny do dvou komor. Do komory a) se přiváděl horký vzduch pro odmrazování, který omýval potah a přes vlnité panely se dostával do komory b), přes kterou postupoval podél rozpětí až ke koncovému oblouku, kde byl přes „žábry“ vypouštěn do atmosféry. 

Přední náběžná část křídla.

Zadní odtoková část střední části křídla, která byla umístěna za zadním nosníkem, měla samostatnou konstrukci, která byla součástí uzlů, které přijímaly velké síly. Její vnitřní část byla mezi motorovou gondolou a trupem. Měla pomocný nosník, který byl kolmo k rovině spoje s centroplánem a zesiloval místo upevnění hlavní podvozkové nohy. Na pomocném nosníku byly konzole upevnění vodících kolejnic vnitřních klapek a jejich šroubových zvedáků. Zároveň se k němu upevňovaly pružiny „záclonek“ klapky. Záclonky byly podélné otočné pásnice, které tvořily profilovou křivku potahu v přechodu mezi zadní odtokovou části křídla a vztlakovou klapkou. Při pohybech klapek se částečně otáčely a ve správné poloze je udržovaly silné pružiny.  Vnější odtoková část střední části křídla byla smontována na zadním nosníku a nacházela se od podvozkové gondoly po žebro č. 15. K zadnímu a pomocnému nosníku střední části křídla se upevňovaly šroubovicové zvedáky klapek, transmise ovládání klapek, kolejnice klapek, táhla řízení křidélek.

Vnější část křídla:

1. náběžná hrana, 2. horní snímatelný panel, 3. koncový oblouk, 4. vnější část křidélka, 5. fletner křidélka, 6. vnitřní část křidélka, 7. trim-fletner, 8. horní nedemontovatelný panel, 9. odtoková část.

Vnější část křídla byla mezi žebry č. 15 a č. 25. Hlavní částí její konstrukce byla nosná skříň, kterou tvořily oba nosníky a panely potahu. K přední části se upevňovala demontovatelná náběžná hrana, která měla stejnou konstrukci jako ve střední části křídla. Na předním nosníku bylo upevněno potrubí palivového systému a táhla ovládání křidélek. Na zadním nosníku byla na dvou konzolách upevněna vnitřní část křidélka a dále na třech vnější.  Táhla řízení přecházela mezi žebry č. 18 a č. 19 na zadní nosník, kde se spojovala přímo s táhly ovládání jednotlivých sekcí křidélek. Vnější část křídla ukončoval koncový oblouk. I ten měl zajímavou konstrukci. Byl demontovatelný a připojoval se k žebru č. 25 šrouby. Skládal se z potahu, diafragmy a žebra. V potahu byly dvě drážky pro vypouštění vzduchu, který ohříval náběžnou hranu při zapnutém odmrazovaní. Na koncovém oblouku byla polohová světla BANO-57, které zakrýval snímatelný plexisklový  kryt. Na koncovém oblouku byla také páka protipožářního systému, která byla zakryta aerodynamickým krytem. Na zadní straně koncového oblouku byl vybíječ statické elektřiny.  

Koncový oblouk křídla.

1. krycí plexisklo polohového světla, 2. mezery (žábry), 3. potah, 4. diafragma, 5. ukončení na odtokové straně, 6. vybíječ statické elektřiny, 7. podélné žebro, 8. podpěrné profily, 9. montážní otvory.

Takto vypadal koncový oblouk ve skutečnosti

Vztlakové klapky

Součástí konstrukce křídla byly vztlakové klapky. Byly připojeny ke střední části křídla.

Dvouštěrbinové vztlakové klapky rozdělovaly podvozkové gondoly na vnitřní a vnější. Vnitřní klapka byla na dvou vodících kolejnicích mezi trupem a podvozkovou gondolou. 

Vnitřní klapka:

1. směrovací háky, 2. vozíky, 3. deflektor, 4. náběžná hrana, 5. horní panel, 6. žebro, 7. válečková opěra, 8. konzole upevnění vozíku, 9. profilovaná vačka.

Vnější klapka byla na zadní straně mezi žebry č. 10 a č. 15. Pohybovala se na třech vodících kolejnicích. Obě klapky byly jednonosníkové nýtované konstrukce. Nosník měl tvar „I“. Žebra byla několika druhů: jednoduchá, zesílená a silová, která byla nýtované konstrukce, a připojovaly s k nim vozíky, na kterých se klapky pohybovaly po vodících kolejnicích, vnitřní klapka měla dva vozíky a vnější tři.

Vnější klapka:

1. horní panel, 2. stěna upevnění válečkové opěry, 3. válečková opěra, 4. spodní panel, 5. žebro, 6. nosník klapky, 7. diafragma náběžné hrany, 8. náběžná hrana klapky, 9. deflektor, 10. profilovaná vačka, 11. diafragma deflektoru, 12. nosník deflektoru, 13. náběžná hrana deflektoru, 14. vozíky, 15. konzole upevnění vozíku, 16. vidlicový otočný čep.

Vnější vztlaková klapka ve vysunuté poloze. Pásy potahu za imatrikulační značkou jsou upomínané „záclonky“

Křidélka


Na každé vnější části křídla byla na odtokové části umístěna dvoudílná křidélka. Vnitřní část byla zavěšena na dvou závěsech a vnější na třech. Na vnitřních částech byl umístěn trim-fletner  a na vnějších částech fletner.

Konstrukce obou částí byla prakticky shodná a tvořily ji: nosník, žebra, podélníky potah, hořčíkový nůž, snímatelná náběžná hrana. Ve snímatelné náběžné hraně byla umístěna závaží kompenzačního vyvážení. Část potahu byla demontovatelná. K nosníku byly upevněny konzole zavěšení křidélek, táhla ovládání fletneru, páka ovládání křidélka.  

 
Trim křidélek se skládal z nosníku, hořčíkového nože, závaží váhové kompenzace, žeber a potahu. 

Vnitřní sekce křidélka.

1. horní panel, 2. položebro horního panelu, 3. položebro spodního panelu. 4., 11 čelní žebra, 5. nosník křidélka, 6. konzole zavěšení křidélka, 7. konzole upevnění páky ovládání trimu, 8. demontovatelná náběžná hrana, 9. demontovatelná část potahu náběžné hrany křidélka,  10. konzole zavěšení a ovládání křidélka, 12. spodní panel, 13., 20. odtokové hrany (nože), 14. konzole zavěšení trimu-fletneru, 15. aerodynamický kryt, 16. trim-fletner, 17. žebro, 18. páka ovládání trimu-fletneru, 19. demontovatelná náběžná hrana trimu-fletneru, 21. montážní otvor, 22. ouška upevnění páky ovládání křidélka, 23. páka ovládání křidélka, 24. čep. 

Pohled na křídlo z kabiny cestujících. Dobře jsou vidět obě sekce křidélek a povysunuté vztlakové klapky.

1. Křidélko, 2. trim-servokompenzátor, 3. kolejnice klapek, 4. krytka palivového čerpadla, 5. krytka induktivního snímače kurzového systému, 6. krytka vysílače palivoměru. 

Interceptor

Na horním povrchu střední části křídla za motorovou gondolou byly umístěny interceptory, které sloužily k brzdění letadla po přistání a vychylovaly se nahoru na 520 . Na posledních verzích letadel TU-134 byly interceptory uzpůsobeny i pro brzdění za letu. Konstrukce byla jednoduchá jednonosníková, se žebry a spodním a horním potahem. Interceptor se ovládal pomocí hydraulického válce. 

Interceptor:

1. konzole zavěšení a ovládání interceptoru, 2. horní potah, 3. žebro, 4. odtoková hrana, 5. panty zavěšení, 6. nosník

Interceptor. Pohled na vysunutý interceptor po přistání a dobře jsou také vidět vysunuté vztlakové klapky.

Ocasní plochy

Ocasní plochy měly uspořádání do „T“. Tvořily je za letu přestavitelný stabilizátor a výšková kormidla a kýl se směrovkou.

Vertikální ocasní plocha se skládala z kýlu a směrovky. Kýl se upevňoval k trupu na přepážkách č. 55 a č. 60. Skládal se ze dvou nosníků (předního a zadního), silových a mezi žeber, dvou panelů, koncového „doutníku“ a odtokové části. 

Nosníky měly nýtovanou konstrukci z pásnic a stojin a byly obdobné jako nosníky křídla. Na jejich koncích byly kované ocelové fitinky (z oceli 30CHGSA), pomocí kterých se kýl připevňoval k trupu a stabilizátor se připevňoval ke kýlu. 16 žeber kýlu mělo v podstatě stejnou konstrukci, silová žebra byla žebra č. 10 a č. 15. Žebra byla kolmo k zadnímu nosníku. Potahové panely byly z obou stran stejné, ale na pravé straně byl v potahovém panelu kýlu demontovatelný panel po celé délce kýlu. Potah byl proměnné tloušťky, zhotovený chemickým frézováním a byl zesílen podélníky. Náběžné hrany měly obdobnou konstrukci jako náběžné hrany křídla a procházel jimi vzduch odmrazovacího systému. Náběžná hrana kýlu se skládala ze tří částí. Ve spodní části kýlu byl ještě lapač vzduchu, od kterého se vzduch přiváděl k vzduchově vzduchovému chladiči systému klimatizace. Koncový doutník zakrýval spoj stabilizátoru, mechanizmus jeho ovládání a mechanizmy ovládání trimů výškového kormidla.    

Směrovka měla jednonosníkovou konstrukci a skládala se z nosníku, náběžné části, odtokových panelů, trimu fletneru, opěrné vidlice s přírubou a dalších částí. Náběžnou část tvořil potah, pod kterým byla k nosníku připevněna závaží, zabraňující vzniku nežádoucích aeroelastických jevů. Směrovka byla připojena ke kýlu čtyřmi závěsy. Trim směrovky měl jednonosníkovou konstrukci s potahovými panely a hořčíkovou odtokovou hranou. Ke směrovce se připojoval na čtyřech závěsech. V náběžné části byla opět závaží. 

Vertikální ocasní plocha

1. horní část náběžné hrany, 2. střední část náběžné hrany, 3. spodní část náběžné hrany, 4. přední nosník, 5. náběžná část koncového „doutníku“, 6. střední část  koncového „doutníku“, 7. zadní část koncového „doutníku“, 8. opěrné žebro, 9. zadní nosník, 10. čelní žebro, 11. silové žebro, 12. kýl, 13. panel, 14. mezi žebro, 15. směrovka, 16. trim-fletner směrovky, 17. opěrná konzole směrovky, 18. fitinky upevnění stabilizátoru, 19. fitinky upevnění páky ovládání stabilizátoru,   20. lapač vzduchu, 21. odtoková část kýlu, 22. spojovací fitinky, 23. profil ve tvaru písmene „T“, 24. otvory pro vypouštění vzduchu z odmrazování 

Horizontální ocasní plocha se skládala ze stabilizátoru a výškového kormidla. Stabilizátor byl za letu přestavitelný a byl otočně namontován na kýlu. Stabilizátor měl dvounosníkovou konstrukci a skládal se ze dvou stejných částí, které byly spojeny přeplátováním spojovacími kováními předního a zadního nosníku. Každá část stabilizátoru se skládala z nosníků, žeber, horního a spodního potahového panelu, snímatelné náběžné hrany s odmrazovacím systémem a koncového oblouku. Na zadním nosníku bylo umístěno pět konzol zavěšení výškového kormidla. Žebra stabilizátoru byla různé konstrukce, jedno žebro bylo nýtované opěrné, pět žeber bylo silových a 18 bylo mezi žeber. K silovým žebrům č. 6, 10, 14, 18 a 22 byly v zadní části připojeny konzoly zavěšení kormidla. Potahové panely byly shodné s podélníky, vyztužujícími potah, které byly rovnoběžně se zadním nosníkem. Náběžná část byla dvoudílná a spojovala se na žebru č. 12. Odmrazovala se elektricky, ohřev obstarávaly dva odporové drátky o Ø 0,15 mm a dva mosazné pásky, které byly na vnitřním duralovém povrchu samotných náběžných hran a byly chráněny skelnou tkaninou.

Horizontální ocasní plochy letadla TU-134A

1. konzole upevnění oka ovládání stabilizátoru, 2. stabilizátor, 3. snímatelná náběžná hrana, 4. přední nosník, 5. mezižebro, 6. koncový oblouk, 7. protizávaží, 8. výškové kormidlo, 9. zadní nosník stabilizátoru, 10. konzole zavěšení výškového kormidla, 11. trim, 12. uzly zavěšení trimu, 13. páka ovládání výškového kormidla, 14. kardanový hřídel, 15. konzole zavěšení kardanového hřídele, 16. potah horního panelu, 17. potah spodního panelu. 

Výškové kormidlo mělo jednonosníkovou konstrukci. Bylo rozděleno na pravou a levou část, které byly spojeny kardanovým hřídelem. Každá polovina byla otočně zavěšena na pěti konzolách, které byly vykovány ze slitiny AK-8. Náběžná část nebyla demontovatelná a byla v ní umístěna vyvažovací závaží, nosník byl nýtovaný, žebra a potah byly z listového duralu D-16, ostrá odtoková hrana byla z hořčíkové slitiny. Jedno nosníkovou konstrukci měl také trim. Na náběžné části byla opět vyvažovací závaží, silová žebra byla u konzol závěsů, ostatní žebra byla normální, potah byl z listů D-16 a odtoková hrana také z hořčíkové slitiny.

Detailní pohled na ocasní plochy letadla RA-65995

Řízení letadla

Hlavní systém řízení byl určen pro rozdělené nebo společné vychýlení kapitánem nebo druhým pilotem hlavních řídících ploch: výškového kormidla, křidélek a směrovky. K výchylce kormidel dochází na základě změny polohy řídících orgánů: sloupku řízení, volantu a pedálů. Pro zmenšení sil ve všech kanálech řízení slouží trimy, které jsou ovládány elektricky. Trim výškového kormidla má ještě záložní ovládání lanem, které je v kabině napojeno na kola trimu výškového kormidla u každého pilota.

Ovládání výškového kormidla

Výškové kormidlo se ovládalo piloty pomocí sloupku řízení. Sloupky byly spolu pevně spojeny a jejich pohyb „vpřed-vzad“ pomocí táhel, které vedly po levé straně pod podlahou kabiny cestujících, proporcionálně měnil polohu výškového kormidla.

Schéma ovládání výškového kormidla.

1. sloupky řízení, 2. součásti propojení sloupků, 3. trubková táhla, 4. kladková vodítka táhel, 5. otočné páky a vodítka, 6. vodící uzly v centroplánu, 7. hermetický výstup, 8. součásti spojení servomotoru autopilota se systémem ovládání výškového kormidla, 9. kardanová hřídel, 10. táhlo s vysílačem DDU-1automatu trimování AT-2, 11. omezovače výchylek kormidla, 12. konzola zavěšení výškového kormidla, 13. zajišťovací čep, 14. štít se zajišťovacím otvorem, 15. lana, 16. odtahující kladka, 17. páka.

Táhla řízení procházela kladkovými vodítky, která byla na přepážce č.28, v centroplánu a za ním. Mezi přepážkami č. 41 a č. 42 se nacházela dvouramenná páka, která posouvala táhla ovládání stabilizátoru v zadní části trupu blíže k jeho ose. Na přepážce č. 55 vycházela táhla hermetickým výstupem z hermetické části trupu. Na zadní stěně přepážky č. 60 byla dvojitá páka, od které postupovalo vertikální táhlo, které bylo připojeno otočným pákám a vodítkům, spojeným s horní kladkou systému servomotoru autopilota. Servomotor autopilota byl umístěn na samostatném držáku vedle přepážky č. 60. Výstupní kladka servomotoru byla lanem spojena s dvojitou kladkou, která také byla na přepážce č. 60. Pootočení serva se přes dolní kladku přenášelo na horní, která byla pevně spojena s táhly řízení. Maximální výchylka výškového kormidla při pracujícím autopilotu byla: nahoru: 14, 5 stupně a dolů 7,5 stupně.  Pokud byl autopilot vypnut, výchylky výškového kormidla byly: nahoru 22 ±10 a  16 ±10 dolů. Na zadním nosníku stabilizátoru byla otočně upevněna dvouramenná páka. Její jedno rameno bylo spojeno s táhly řízení a druhé rameno bylo pomocí regulovatelného táhla, uvnitř kterého byl namontován zdvojený snímač síly PDU-1 z kompletu AT-2 BSU-3P, spojeno s táhlem ovládání výškových kormidel, která byla pevně spojena s kardanovou hřídelí. 

Ovládání směrovky

Směrovka se ovládala pedály kapitána a druhého pilota. Směrovka se ovládala systémem pevných táhel a otočných pák. Do systému byl zařazen nevratný jednokanálový hydraulický posilovač GU-108D. Pro imitaci aerodynamických sil na pedály byl zařazen vzletově-přistávací zatěžovač (2), který byl namontován mezi přepážkami č. 8 a č. 9. Pro snížení jím vytvářených sil se požíval mechanizmus trimového efektu (4). Pro omezení výchylky směrovky za letu se zasunutými vztlakovými klapkami na ±50 byl do systému zařazen letový  zatěžovač, který byl namontován mezi přepážkami č. 7 a č. 8.  Zapínal se automaticky při zasunutí vztlakových klapek a bylo možné jej v případě potřeby vypnout. Toto omezení bylo určeno pro zabránění velkých vybočení při vysokých rychlostech, které by mohly způsobit destrukci konstrukce letadla. Pro zlepšení charakteristik boční stability a řiditelnosti pracoval při vypnutém autopilotu ve všech režimech tlumič bočních kmitů DR-134M.  Do jeho soupravy patřily i snímače úhlových rychlostí bočení a náklonu. Jejich signály se zpracovávaly v elektronickém bloku, který vydával signály ke dvěma servo agregátům  RAU-108. Ty tvořily vlastně výsuvná táhla, která byla do vedení řízení zařazena v úseku přepážky č. 60. Každý agregát RAU-108 byl nezávislý a pracoval na základě signálů jednoho kanálu tlumiče kmitů DR-134. 

Konstrukčně se systém ovládání směrovky skládal z pedálů, které při stlačení jejich špiček ovládaly brzdy hlavních podvozkových noh, táhel řízení, které tvořily duralové trubky o průměru 40 mm. Táhla byla umístěna na levé straně trupu pod podlahou vedle táhel ovládání výškového kormidla a obdobně procházela až na přepážku č. 60.  Na této přepážce byl smontován řídící uzel ovládání směrovky. Redukční válec (17) byl připojen k servomotoru autopilota (15) lanovou smyčkou. Jeho otočení se přenášelo na páku s kladkou (14). Výsledný pohyb táhel přicházel do nevratného posilovače GU-108 a ten odkláněl proporcionálně směrovku. Při vypnutém autopilotu se výsledný pohyb táhel vytvářel na základě výchylky pedálů a pohybu výkonných mechanizmů tlumiče kmitů RAU 108. Při zapnutém autopilotu výchylku směrovky zajišťoval servomotor autopilota.

Schéma ovládání směrovky.

1.pedály nožního řízení, 2. sestava letového zatěžovače s mechanizmem připojení, 3. táhla, 4. imitátor zatížení (VPPZ) s mechanizmem připojení, 5. kladková vodítka,  6. vodící uzly v centroplánu, 7. vahadlová páka, 8. vodítko, 9. hermetický výstup, 10. RAU 108 II. kanálu, 11. GU 108D, 12. dorazy maximální výchylky směrovky, 13. elektrický mechanizmus MP 100MT-36, 14. páka s kladkou, 15. servomotor autopilota, 16. RAU 108 I. kanálu, 17. redukční válec, 18. dvouramenná páka, 19. protizávaží, 20. otvor pro zajišťovací čep blokování řízení, 21. centroplán.

Ovládání křidélek

Křidélka byla ovládána volanty pilotů. Otočení libovolného volantu vedlo k otočení ozubené hvězdičky (3), namontované na ose volantu (4). To vedlo k pohybu na ní navlečeného řetězu (5). Ten byl spojen s lany KSAN – 4,5 (6), která otáčela segment (8). Pohyb se táhly přenášel na vahadlovou páku (11), dále na dvouramennou páku (14),  která byla umístěna pod podlahou kapitána letadla. Pohyb dvouramenné páky se přenášel na táhla řízení křidélek, která byla také umístěna na levé straně pod podlahou cestujících. Táhla pokračovala až k trupové přepážce č. 28, před kterou byla dvouramenná páka (20), která vedení rozdělovala na dvě části, které vystoupily hermetickými vývody (21) na přední nosník křídla po kterém postupovaly ke křidélkům.    

Schéma ovládání křidélek.

1. volant druhého pilota, 2. volant kapitána letadla, 3. hvězdička, 4. osa, 5. řetěz, 6. lana, 7. kladka, 8. segment, 9. páka, 10, 15. táhla, 11, 14. vahadlová páka, 12. táhlo, 13, 16. konzole, 17. táhla systému řízení, 18. kladková vodítka, 19. dvojitá páka ve tvaru ruského písmena П, 20.dvouramenná páka, 21. hermetický výstup, 22. otočná páka, 23. doraz, 24. pružinový zatěžovač, 25. servomotor autopilota, 26. sektor s vahadlovou pákou, 27. dorazy výchylek křidélek, 28. konzole

Mezi přepážkami č. 19 a č. 20 byl namontován servomotor autopilota. Lana od jeho kladky pohybovala sektorem s vahadlovou pákou (26). K ní byl připojen zatěžovač křidélek. Ten vytvářel při plné výchylce křidélek na zemi sílu na volantech 12 kp. Mezi žebry č. 18 a č. 19 byla namontována úhlová páka a vedení ovládání křidélek přecházelo na zadní nosník vnější části křídla. Na samém konci táhla opět přicházela k dvouramenné páce, která rozdělovala táhla pro ovládání obou sekcí křidélek.  

Ovládání trimů

Ovládání trimů výškového kormidla mělo dva způsoby. Trimy bylo možné ovládat velkými koly u obou pilotů přes lanové vedení nebo elektricky pomocí přepínačů na volantech řízení. Bylo možné okamžitě přecházet z jednoho typu ovládání na druhý.

Trim fletner směrovky se ovládal elektricky mechanizmem MP-100MT-36, který byl namontován na zadním nosníku kůlu. Ovládal se pouze v případě při vypnutém hydraulickém posilovači GU-108D z pultů ovládání trimu fletneru směrovky u obou pilotů.

Ovládání trimů křidélek. Na vnitřních částech pravého i levého křidélka byly umístěny trimy fletnery a na vnějších částech křidélek byly pouze fletnery. Trimy vychylovaly dva elektrické mechanizmy MP-100MT-20, které byly namontovány na zadním nosníku křídla. Mechanizmy se uváděly do činnosti tlačítkovým vypínačem, umístěným na pultu ovládání trimů u obou pilotů. Neutrální polohu na každém křidélku signalizovala bílá žárovka.

Ilustrační snímek části ovládacích prvků na levé straně vedle kapitána letadla.

1. stop kohouty motorů, 2. páka aretace řízení, 3. přepínač interceptorů, 4. plynové páky, 5. páky ovládání reverzu, 6. páka zabrzdění plynových pák, 7. kolo mechanického trimování výškového kormidla, 8. přepínač trimování směrovky, 9. přepínač přestavění stabilizátoru, 10. levý pedál.

Nad ovládáním trimu směrovky bylo ještě ovládání trimu křidélek. Na pultu je vidět pouze bílá žárovka neutrální polohy.

Pro zabránění poškození řídících ploch a systému řízení od nárazů větru bylo možné řízení při parkování zajistit. Systém zajištění řízení blokoval stop kohouty v poloze „stop“ a neumožňoval spouštění motorů při zajištěném řízení. Směrovka a křidélka se zajišťovala v neutrální poloze, výškovka v maximální spodní výchylce. Po uvedení kormidel a stop kohoutů do požadovaných poloh se páka zajišťování uvedla do polohy zajištěno. Lanové vedení uvedlo zajišťovací čepy do zajišťovacích otvorů a tím zamezilo volnému pohybu řídících ploch. Při odjištění se páka dala do polohy odjištěno a zajišťovací čepy odjistily pružiny, které je udržovaly v odjištěné poloze. Zároveň byly odjištěny i kohouty zastavení motorů. 

Ovládání klapek

Vysouvání a zasouvání vztlakových klapek zabezpečoval elektro mechanický systém SEUZ-1 druhé série.  Klapky se ovládaly rukovětí na mechanizmu MKV-43A a přepínačem druhu činnosti, které byly umístěny na horním štítku přístrojových desek pilotů. Výkonným mechanizmem byl MPZ-18A-5, který byl upevněn k zadnímu nosníku centroplánu a skládal se ze dvou stejnosměrných motoru D-600-5 s elektromagnetickými spojkami brzdění, diferenciálního reduktoru, brzdící objímky omezení momentu, ručního náhonu a připojovacích elektrických zástrček. Poháněl transmisi, která uváděla do činnosti šroubové zvedáky klapek. Součástí systému byly mechanizmy koncových vypínačů MKV-43A, MKV-42A a MKV-41. Jejich signály zpracovával elektronický blok BU-2A. Systém pracoval ve třech režimech.

Principiální schéma ovládání klapek.

1. přepínač druhu činnosti, 2. červená žárovka signalizace polohy klapek („Zkontroluj synchronizaci klapek“), 3. ukazatel polohy klapek, 4. blok řízení BU-2, 5. snímač polohy klapek DS-10, 6. šroubový zvedák klapek, 7. mechanizmus MKV-42A, 8. výkonný mechanizmus byl MPZ-18A-5, 9. mechanizmus MKV-41, 10. siréna, 11. transmise, 12. páčka ovládání klapek

Pokud byl přepínač druhu činnosti v poloze „Automat“, bylo možno dát zadávací páčku do libovolné polohy a klapky se zastavily na zadané hodnotě. Při vysazení automatického režimu bylo nutné přepínač uvést do polohy „Ručně“ a zadávací páčku dát při vysunutí na maximální hodnotu 380.  Pokud bylo nutné vysunout do mezipolohy, bylo nutné sledovat ukazatel a při požadované hodnotě ovládací páčku přendat na nějakou jinou hodnotu než 380. Tak přestal být systém napájen a klapky zajistila brzdící objímka. Třetím režimem byl režim synchronizace. Pokud došlo k porušení mechanických náhonů klapek a jednotlivé sekce se vysouvaly nesynchronně, což signalizovala červená žárovka „Zkontroluj synchronizaci klapek“, bylo nutné přepínač druhu činnosti uvést do polohy „vypnuto“. V tom momentě se připojoval jeden motor mechanizmu MPZ-18A-5 a funkční klapku uvedl do synchronní polohy. Poté se obvody rozpojily a klapky se zajistily. 

Ovládání klapek na horním štítku. Uprostřed černá zadávací páčka se stupnicemi na boku, vlevo od ní ukazatel polohy klapek, vlevo od něho nahoře červená signální žárovka, pod ní pod krytkou přepínač druhu činnosti. Pod krytkou byl v poloze „Automat“.

Ovládání přistávacího štítu

Vysouvání a zasouvání přistávacího štítu, pokud nebyl na letadle napevno zaaretován,  se také zabezpečovalo výkonným mechanizmem MPZ-18A-5, který roztáčel transmisi a dva šroubové zvedáky. Mechanizmus se nacházel ve druhém technickém úseku v zóně přepážky č. 37. Vysouvat a zasouvat štít mohli oba piloti, přepínače ovládání štítu byly umístěny na elektrickém štítku pilotů.

Ovládání stabilizátoru

Stabilizátor se otáčel kolem jeho upevňovacích bodů na zadním nosníku kýlu pomocí elektrického mechanizmu MUS-7A. Celkový úhel otočení stabilizátoru byl 20 30´. Stabilizátor mohl být přestavován kapitánem letadla i druhým pilotem pomocí přepínačů 2PNG-15, které byly umístěny na levém pultu ovládání trimů a na pravém elektrickém panelu přístrojové desky. Páka otočného mechanizmu se otáčela z jedné krajní polohy do druhé pomocí šroubového zvedáku mechanizmu MUS-7A, který byl namontován na konzole předního nosníku kůlu a skládal se ze dvou elektromotorů D-600TV a diferenciálního reduktoru.

Principiální schéma ovládání stabilizátoru.

1. elektrický mechanizmus MUS-7A, 2. mechanizmus koncových vypínačů MKV 38, 3. šroubovice zvedáku, 4. otočná páka, 5. závěsné oko, 6 konzola na předním nosníku kýlu, 7. ukazatel polohy stabilizátoru, 8. snímač polohy stabilizátoru DZP 47, 9. pružiny, 10., 11. přepínače ovládání stabilizátoru.

Poloha stabilizátoru se kontrolovala pomocí ukazatele polohy stabilizátoru na horním štítku palubní desky vpravo od páčky ovládání klapek. Na start se stabilizátor přestavoval na úhel mínus 30 vůči stavební ose trupu letadla, což odpovídalo mínus 1,50 na ukazateli polohy. Za letu a při přistání měl stabilizátor polohu mínus 1,50 vůči stavební ose, a to odpovídalo hodnotě 00 na ukazateli.

Ovládání interceptorů

Interceptory ovládal kapitán letadla pomocí elektro hydraulického systému ovládání. Systém se aktivoval tlačítkem 204KS, které bylo namontováno na pravém rohu volantu kapitána a třípolohovým přepínačem PPNG-15K, umístěným na levém pultu. Přepínač měl polohy „Zapnuto“ – dopředu, „Vypnuto“ v neutrální poloze a „Nouzové zasunutí“ dozadu. Interceptory se vysouvaly po přistání při stlačení tlumičů hlavních podvozkových noh při poloze přepínače „Vypnuto“, pokud kapitán prstem stlačil páčku tlačítka 201K. Pokud páčku pustil, interceptory se zasunuly. Interceptory bylo možné zasunout také přepínačem na pultu, bylo třeba dát jej do polohy „Nouzové zasunutí“. 

Podvozek

Podvozek byl jedním ze systémů, které převzaly velkou část svých částí z předcházejících typů, na první pohled byla viditelná shoda s podvozkem letounu TU-124. 

Podvozek byl zatahovací, tříbodový příďového typu a tvoří jej přední noha a dvě hlavní podvozkové nohy. Podvozek se zasouvá hydraulicky po směru letu. Přední noha do podvozkové šachty v přední části trupu a hlavní nohy do podvozkových gondol v zadní části křídla. Přední podvozková noha je tvořena stojinou, která vytváří pneumaticko-kapalinový tlumič, dvěma nebrzděnými koly K-288 o rozměrech 660 x 200 mm a hydraulickým válcem řízení tlumení kmitů. Systém řízení přední nohy byl poháněn hlavním hydraulickým systémem a měl dva režimy vzlet a přistání a pojíždění. Při pojíždění (při zasunutých vztlakových klapkách) umožňuje výchylku ± 550 a při vzletu a přistání (při vysunutých klapkách) ± 80 .

Přední podvozková noha

Přední podvozková noha letounu TU-134A

1. stojina s tlumičem, 2. řídící a tlumící válec (RDC), 3. rozpěrný mechanizmus, 4., 7. otočné páky, 5. hydraulický válec zasouvání a vysouvání, 6. zámek zasunuté polohy, 8. zlamovací vzpěra, 9. oko závěsu přední nohy, 10. rozpojovací nůžky přední podvozkové nohy, 11. kolo K-288 (K-288D), 12. maznice, 13. šroub upevnění čepu, 14. čep, 15. uzel upevnění stojiny, 16. otočné ložisko, 17. uzel upevnění zlamovací vzpěry, 18. mechanizmus zpětné vazby řízení, 19. přední dvířka podvozkové šachty, 20. zadní dvířka, 21. uzemňovací metlička, 22. blatník, 23. traverza, 24. hlavice pístnice. 25. signalizátor tvrdého přistání, 26. páka.   

Stojina s tlumičem byla z ocelového válce z oceli 30CHGSNA s přivařenou hlavicí, plunžru, ocelové pístnice a dalších součástí. K horní části byly upevněny dvě části traverzy (23), které již byly vykovány z duralové slitiny V93. Každá část měla uši a ocelový čep (14), který byl upevněn šroubem (13). Pomocí těchto součástí se noha upevňovala k uzlům, které byly namontovány na nosnících v podvozkové šachtě u trupové přepážky č. 8. Na spodní části válce byly přivařeny tři vidlice. K bočním byly připevněny ocelové vzpěry ze stejného typu oceli jako sám válec. Jejich horní části se upevňovaly šrouby k horním traverzám. Ke třetí vidlici byla připevněna zadní vzpěra a oko zavěšení na zámek zasunuté polohy. Na spodní části válce byl namontován řídící a tlumicí válec (RDC). Na jeho zadní části bylo ucho pro upevnění horní části nůžek (10), které se spojovaly se spodním dílem pomocí lehce rozpojitelného zámku. Při přetahování letadla na zemi bylo možné při rozpojeném zámku dosáhnout výchylky až ± 750 od neutrální polohy. Před startem musely být nůžky spojeny a zajištěny drátem. Pro nastavení nohy do neutrální polohy po startu sloužil vačkový mechanizmus, jehož kladka zapadala při plném roztažení nůžek vačkového výřezu a stabilizovala kola v neutrální poloze.

Přední podvozková noha na skutečném letadle  

Řízení přední nohy a tlumení kmitů zajišťoval řídící a tlumící válec. Noha byla řízena pedály kapitána a druhého pilota. Systém měl několik režimů práce.

1. režim pojíždění (velké úhly). Při plném vyšlápnutí pedálů se kola předního podvozku otáčela na ± 550 od neutrální polohy, tento režim se zapínal vypínačem VG-15 a krátkodobým stlačením tlačítkového vypínače VNG-15K, který byl označen „Otočení 550“ a byl umístěn na horním elektrickém štítku. Zapnutí tohoto režimu signalizovala žárovka na levém pultu.

2. vzletově – přistávací režim (malé úhly).  Při plném vyšlápnutí pedálů se kola předního podvozku otáčela na ± 80 30´ od neutrální polohy. Režim se uváděl do činnosti vypínačem VG-15 na levém pultu, nebo při vysunutí klapek, pokud byl před tím zapnut systém pojíždění. Systém se také zapínal od signálu koncového vypínače přední podvozkové nohy po přistání, pro tuto funkci bylo nutné mít zapnutý vypínač VG-15 na levém pultu.

3. režim nouzového pojíždění. Ten se používal pro objezd překážek před vjezdem na dráhu nebo při výjezdu na dráhu s již vysunutými klapkami. Do činnosti se uváděl zapnutím vypínače VG-15 a stlačením tlačítkového vypínače VNG-15, který bylo nutné na dobu využívání tohoto režimu držet stlačeným.

4. režim orientace neutrální polohy. V tomto režimu se kola a pedály nastavily do neutrální polohy. Tento režim se aktivoval při vypnutí systému vypínačem na levém pultu, nebo při vypnutí elektrického napájení paluby letadla, nebo po odlepení přední nohy při startu, kdy se systém vypínal koncovým vypínačem na nůžkách přední nohy, a zdvojoval se koncovým vypínačem na rozpěrném mechanizmu.

Dalšími důležitými součástmi přední nohy byly zlamovací vzpěra, rozpěrný mechanizmus a zámek zasunuté polohy, hydraulický válec a mechanizmus ovládání dvířek.

Zlamovací vzpěra byla určena pro fixaci nohy ve vysunuté poloze, pro kinematické spojení válce zasouvání s nohou při zasouvání a vysouvání a pro otevření a zavření zadních dvířek podvozkové nohy při vysouvání a zasouvání.

Zámek zasunuté polohy držel nohu v zasunuté poloze a přes šoupátka, která při svém pohybu ovládal, se přiváděla hydraulická kapalina k válcům zadních dvířek. Zámek se zajišťoval při najetí oka nohy na jeho hák, který se pootočil a pomocí pružiny uvedl západku do polohy zajištěno. Západka se odjišťovala malým hydraulickým válcem.

Rozpěrný mechanizmus byl silovým prvkem, který byl společně se zadní vzpěrou určen k udržování nohy ve vysunuté poloze. Skládal se ze dvou částí, dvou pružin, hydraulického jednosměrného válce, koncového vypínače a dalších součástí.   

Ve spodní části pístnice tlumiče byl otvor pro osu podvozku. Osa kol předního podvozku byla usazena ve dvou válečkových ložiscích a otáčela se společně se dvěma nebrzděnými koly K-288 o rozměrech 660 x 200 mm.

Hlavní podvozková noha.  

Hlavní podvozková noha

1. stojina s tlumičem, 2. pístnice, 3. kola KT-81/3-6, 4. vozík, 5. pružné táhlo, 6. dvouramenná páka, 7. nůžky, 8. stabilizační tlumič, 9. hydraulický válec-vzpěra zasouvání a vysouvání, 10. šrouby zavěšení stojiny s tlumičem a hydraulického válce-vzpěry zasouvání a vysouvání.

Hlavní podvozkové nohy byly zavěšeny teleskopicky. Hlavními díly byly stojina s pneumaticko-kapalinovým tlumičem, vozík se čtyřmi brzděnými koly KT-81/3 s pneumatikami o rozměrech 930 x 305, šikmý hydraulický válec-vzpěra zasouvání a vysouvání s kleštinovým zámkem, stabilizační tlumič, který udržoval správnou polohu vozíku za letu a mechanizmy otevírání a zavírání dvířek podvozkových gondol.

Stojina se skládala z válce traverzy, který byl vykován z duralu V93 a uvnitř měl zalisovánu ocelovou vložku. Na horním konci měla oka, kterými byla čepy otočně spojena s konstrukcí křídla. Vozík sloužil k upevnění brzděných kol KT-81/3 a byla to konstrukce svařená z ocelových trubkových a lisovaných dílů. Vozík se uprostřed otočně upevňoval ke stojině a na koncích měl dvě osy pro upevnění kol. Na osy se montovaly čtyři páky s přírubami, ke kterým se šrouby upevňovaly tělesa brzd a táhla. Válec-vzpěra byl určen pro držení nohy ve vysunuté poloze a pro její otáčení v procesu vysouvání a zasouvání. Jeho součástí byl kleštinový zámek, který zajišťoval nohu ve vysunuté poloze. Všechny součásti válce-vzpěry byly zhotoveny z legované oceli. Další důležitou součástí byl kuličkový ventil, který byl také umístěn na válci-vzpěře a sloužil pro přepouštění hydraulické kapaliny do válce ovládání dvířek podvozkových gondol. Na vzpěře byl ještě stupňovitý škrtič, který zpomaloval odtékání kapaliny z válce vzpěry při uvolnění nohy ze zámku zasunuté polohy a tím brzdil její počáteční pohyb při vysouvání. Další důležitou součástí hlavní podvozkové nohy byl mechanizmus výchylky vozíku, který tvořilo pružné táhlo, stabilizační tlumič a dvouramenná páka. Tento mechanizmus umožňoval výchylku vozíku a překonání nerovnosti povrchu letiště až do výšky 200 mm. Stabilizační tlumič sloužil hlavně k udržení vozíku v potřebných krajních polohách, což ve vysunuté poloze umožňovalo správné absorbování sil, vznikajících při přistání a v zasunuté poloze udržoval správnou polohu nohy při zasunutí. 

Zasouvání a vysouvání podvozku

Systém zasouvání a vysouvání podvozku patřil k nejvýznamnějším spotřebičům hlavního hydraulického systému. Při závadě hlavního hydraulického systému bylo možné podvozek vysunout nouzově tlakem kapaliny brzdového hydraulického systému.

Kinematické schéma zasouvání hlavních podvozkových noh. Na něm je zřetelně vidět, že vozík se při zasunutí do podvozkové gondoly přetočí skoro o 180 stupňů.

Postup zasouvání podvozku byl následující. Po odlepení musel kapitán letadla stlačit na 2 -3 sec pedály a zabrzdit kola. Poté vydal příkaz „Zasunout podvozek“. Palubní mechanik přesunul přepínač ovládání podvozku do polohy „Zasunuto“. Zapnul se elektromagnetický ventil GA-142/1 a kapalina přicházela k agregátům hydraulického systému zasouvání podvozku.

Schéma systému zasouvání a vysouvání podvozku (znázorněna poloha zasouvání)

2. odpojující ventil, 3. elektromagnetický ventil GA-142/1, 4. šoupátkové rozdělovače, 5. válec zasouvání a vysouvání přední nohy, 6. člunkový ventil, 7. zámek zasunuté polohy přední nohy, 8. přepouštěcí ventil, 10. válec rozpěrného mechanizmu, 11. hydraulický válec zadních dvířek předního podvozku, 12. mechanický náhon, 13. přepouštěcí ventil, 14. a 16. pístnice, 17. kleštiny, 18. válce-vzpěry, 19. pístnice kleštinových zámků, 20. zámky zasunuté polohy hlavních podvozkových noh, 21. škrtič

Zasouvání přední nohy

Kapalina přicházela k válci rozpěrného mechanizmu (10) a přepouštěcímu ventilu (8) zámku zasunuté polohy a přes šoupátkový rozdělovač (4) do válce zasouvání a vysouvání přední nohy (5). Dvířka šachty přední nohy se otevírala mechanicky. Po zasunutí nohy a uzamčení zámku zasunuté polohy (7) pocházela kapalina přes přepouštěcí ventil zámku (8) do válce zádních dvířek (11) a ten je zavíral. Po uzavření dvířek se rozsvítila červená žárovka zasunuté polohy přední nohy.

Zasouvání hlavních noh

Kapalina nejprve přicházela k hydraulickým válcům mechanizmů ovládání zadních dvířek podvozkových gondol (15), a ty je otevřely, kapalina současně přicházela k zámkům zasunuté polohy (20) a tam vyčkávala. Po otevření dvířek jejich přepouštěcí ventily (13) propustily kapalinu do vzpěr-válců (18) a začaly zasouvat. Když došlo k uzamčení zámků zasunuté polohy (20), kapalina od nich přicházela na opačnou stranu válců (15) a ty zavíraly dvířka. Po uzavření dvířek se rozsvěcely červené žárovky signalizace zasunuté polohy.  Po rozsvícení všech tří červených žárovek zasunutí podvozku počkal palubní mechanik asi 20 – 25 sec a ponechal systém pod tlakem. Poté přesunul přepínač ovládání podvozku do neutrální polohy.  Elektromagnetický ventil GA-142/1 přestal být napájen a propojil větve zasouvání a vysouvání s odtokem.

Vysouvání podvozku od hlavního hydraulického systému

Palubní mechanik přesunul přepínač ovládání podvozku do polohy „Vysunuto“. Zapracoval elektromagnetický ventil GA-142/1 a umožnil kapalině přitéci k válcům dvířek (11, 15) a otevřít dvířka. Po jejich otevření postupovala kapalina přes šoupátka (11, 15 a 4) k zámkům zasunuté polohy (7, 20) a dále do válců vysouvání a zasouvání (5, 18) na stranu vysouvání podvozkových noh. Po vysunutí hlavních noh podvozku při zajištění kleštinových zámků vzpěr-válců (18) zapracovala šoupátka (13) a kapalina postupovala k válcům dvířek (15) na jejich zavření. Zadní dvířka přední podvozkové šachty se zavírala mechanicky. Po zajištění kleštinových zámků a rozpěrného mechanizmu se rozsvítily zelené žárovky signalizace vysunuté polohy podvozku. Přepínač ovládání podvozku byl poté uveden do neutrální polohy.  Elektromagnetický ventil GA-142/1 přestal být napájen a propojil větve zasouvání a vysouvání s odtokem.

Nouzové vysunutí podvozku od brzdového hydraulického systému

Pro nouzové vysunutí podvozku bylo nutné přepínač hlavního vysouvání ponechat v neutrální poloze, stisknou tlačítko rukověti nouzového vysouvání podvozku a vytáhnout rukověť do krajní polohy. Kapalina z brzdového systému přes kohout nouzového vysunutí (1) přicházela k odpojujícím ventilům (2), jeden z nich odpojoval větev hlavního hydraulického systému a druhý otvíral větev odtoku z hydraulického válce dvířek (11) a válce rozpěrného mechanizmu (10) přední nohy do hydraulické nádrže hlavního hydraulického systému. Současně přicházela kapalina s vysokým tlakem k válcům ovládání dvířek hlavních podvozkových noh (15) a ty je otevíraly a současně také k přepouštěcím ventilům (9), které po 1 – 3 sec po otevření dvířek pustily kapalinu do zámků zasunuté polohy (7, 20) a přes člunkové ventily šoupátkových rozdělovačů (4) do hydraulických válců podvozkových noh (5, 18) na stranu vysouvání. Zadní dvířka přední podvozkové nohy se zavírala mechanicky a dvířka hlavních podvozkových noh zůstala otevřená. Signalizace polohy podvozku pracovala stejně, jako při vysouvání od hlavního systému.

Montážní schéma ovládání nouzového vysunutí podvozku

1. ventil, 2. lano, 3. kladka, 4. rukověť ventilu, 5. tlačítko

Pro nouzové vysunutí podvozku bylo možné použít také ruční čerpadlo, pokud by došlo k závadě čerpací stanice 465D, nebo pokud by letadlo bylo bez elektrické energie. Postup vysouvání byl stejný jako při vysouvání od brzdového systému, ale pro získání tlaku bylo třeba použít ruční čerpadlo NR-01. Doba potřebná pro úplné vysunutí podvozku představovala 15 – 20 minut. 

Hlavní podvozková noha ve skutečnosti

Palivový systém

Palivový systém zabezpečoval dodávku paliva k motorům a pomocné pohonné jednotce. Palivový systém měl 6 integrovaných nádrží. Na některých letadlech byly namontovány v centroplánu ještě dvě gumové nádrže. Palivo se z integrovaných nádrží přečerpávalo podle zadaného programu elektrickými čerpadly ECN-91 do spotřebních úseků odkud pak bylo čerpáno dodávacími čerpadly ECN-45 přes protipožární kohouty k palivovému systému motoru. Nádrže každého křídla zásobovaly přednostně svůj motor, bylo možné je propojovat propojovacím ventilem. Celkový objem nádrží byl 16 500 litrů, což odpovídalo (při hustotě 0,8) 13 200 kg. Letadla s doplňkovými nádržemi, které měly objem 1500 l, měla celkové množství paliva 14 400 kg.

.

Schéma palivového systému letadla TU-134A

1. gumové nádrže, 2. integrovaná nádrž č.1, 3. plnící hrdlo, 4. spotřební úsek, 5. snímač SDU-2-0,18, který odpojoval čerpadla ECN-91, 6. snímač SDU 2A-0,3 kontroly práce čerpadel ECN-45, 6. čerpadlo ECN-45, 8. ventil přepouštění paliva, 9. ventily přečerpávání, 10. integrovaná nádrž č.2,11. snímač SDU-2-0,18, kontroly práce čerpadel ECN-91, 12. integrovaná nádrž č. 3, 13. přečerpávací čerpadlo ECN-91, 14. odkalovací ventil, 15. zpětný ventil, 16. kohout vypouštění paliva z nádrží, 17. tepelně-odlehčovací ventil, 18. požární kohout, 19. motorové dodávací čerpadlo DCN-44-PZT, 20. spotřeboměr RTSV-10-8, 21. palivo-olejový chladič, 22. čerpadlo regulátor NR-30AR (motorový agregát), 23. tlakový snímač SP-0,4, 24. přípojka pro konzervaci motoru, 25. palivový filtr, 26. přípojka pro konzervaci pomocné pohonné jednotky, 27. pomocná pohonná jednotka, 28. propojovací kohout, 29. kohout napájení pomocné pohonné jednotky, 30. potrubí propojující gumové nádrže s integrálními, 31. vysílač palivoměru.   

V systému byla 4 elektrická, která se zapínala před spouštěním motorů vypínači „Napájení motorů (питание двигателей). Lev a PPJ, Prav“ na panelu palivového systému na horní palubní desce. Jejich práci signalizovaly zelené žárovky v úseku spotřební nádrž (расходный бак). 

12 přečerpávacích čerpadel ECN-91 bylo rozděleno po dvou do každé integrované nádrže a přečerpávala palivo do nádrže č. 1 a z ní do spotřebního úseku pro zásobování motorů a pomocné pohonné jednotky. Pokud čerpadla pracovala, svítila odpovídající zelená žárovka.

Schéma panelu palivového systému na horním štítku přístrojových desek.

Plnění paliva bylo tlakové, hrdlo plnění bylo umístěno na předním nosníku pravé poloviny křídla. Do systému automatiky patřily indukční palivoměry, automat spotřeby, který zapínal přečerpávací čerpadla podle zadaného programu tak, aby se co nejméně měnila centráž letadla a automat plnění, který měl stejnou funkci při plnění paliva. Podle požadovaného množství paliva otvíral ventily jednotlivých nádrží tak, aby naplněné množství paliva co nejméně měnilo polohu těžiště letadla. Palivový systém je možné ovládat také ručně.

Skutečný panel palivového systému na letadle RA-65901

Pohonná jednotka

Pohonnou jednotku letadel TU-134 tvořil již motor D-30. Ten byl schopen vyvinout tah 6800 kp na vzletovém režimu. Na nominálním režimu dával tah 5000 kp. Měrná spotřeba paliva byla 0, 620 kg/kp tahu za hodinu při vzletovém režimu a 0,585 při nominálním. Jeho vývoj byl pokračováním motoru D-20P a jak se z něho rodil motor D-30 jsme popsali v části vývoje letadel TU-134. Pro první letadla TU-134 se používal motor D-30 1. série od roku 1966. Ten neměl reverz tahu, kterým byl vybaven až motor D-30 2. série, který se začal používat pro letadla TU-134A od roku 1969. Tento motor se vyráběl až do roku 1987. Od roku 1982 se začal vyrábět motor D-30 3. série. Tento motor se používal u letadel TU-134 A-3 a TU-134B-3. Tento motor měl oproti nejrozšířenějšímu D-30 2. série navíc jeden ventilátorový stupeň kompresoru nízkého tlaku tzv. „nulový“ a při poněkud vyšším maximálním tahu (6930 kp) měl hlavně lepší charakteristiky maximální režimu při vysokých teplotách.

Schéma motoru D-30 3. série

Motor byl dvouhřídelový s hřídeli nízkého a vysokého tlaku.

Kompresor nízkého tlaku měl 4 stupně (u motorů 3. série 5 stupňů). Kompresor vysokého tlaku měl 10 stupňů.

Spalovací komora byla plamencovo-prstencové konstrukce s 12 plamenci. Vysokotlaká turbína byl dvoustupňová. Její stator i rotor byly chlazené vzduchem. Nízkotlaká turbína byla také dvoustupňová. Motor měl konstrukci se smíšením proudů, před výstupní tryskou byl směšovač proudů a z trysky vycházel smíšený proud. Motor byl vybaven dvoulopatkovým reverzem před výstupní tryskou. Motor měl autonomní olejový systém, který byl jeho součástí. Olejový systém měl nádrž na 23 litrů, která se však plnila na 19 až 20 litrů.   Spouštění motoru probíhalo automaticky podle signálů spouštěcího panelu APD-55 pomocí vzduchového startéru STV-10 vzduchem odebíraným o pomocné pohonné jednotky TA-8 nebo od pozemního zdroje.

Pult ovládání motorů kapitána letadla

1. kolo trimování VK, 2. páka zabrzdění plynových pák, 3. páka ovládání reverzu, 4. páka ovládání motoru, 5. páka „stop kohoutu“, 6. páka zajišťování kormidel (u starších letadel), 7. zajišťovací západka, 8. táhlo, 9. háček, 10. páka s kladkou, 11. osa, 12. stahovací šroub, 13. drážka, 14. hřeben, 15. kulička, 16. pružina, 17. fixátor s pružinou, 18. rysky, 19. koncový vypínač, který odpojoval automat tahu, 20. pružina, 21. stlačovací plocha, 22. vačka, 23. tlačítko odpojení automatu tahu.    

Motor D-30 2. série

Pomocná pohonná jednotka

Pomocná pohonná jednotka byla umístěna v nehermetické ocasní části trupu a zabezpečovala: spouštění motorů  D-30 2.série  na zemi; napájení stlačeným vzduchem systému klimatizace na zemi, v havarijních situacích i za letu; napájení palubní sítě stejnosměrným elektrickým proudem na zemi v případě potřeby i za letu. Pomocnou pohonnou jednotku tvořil jednohřídelový turbínový motor TA-8 s odběrem stlačeného vzduchu za kompresorem. Motor se spouštěl startérem-generátorem GS-12TO a je možné jej spustit do výšky až 4000 m.

Hydraulický systém

Hydraulický systém tvořily tři na sobě nezávislé systémy: hlavní hydraulický systém, brzdový hydraulický systém a autonomní hydraulický systém nouzového napájení hydraulického posilovače směrovky. Systémy byly sice nezávislé, ale vzájemně se doplňovaly a zálohovaly.

Schéma činnosti a propojenosti jednotlivých hydraulických systémů.

Hlavní hydraulický systém (Основная гидросистема) , která je zobrazena obdélníkem vlevo nahoře zajišťoval následující funkce:

1. Zasouvání a vysouvání podvozku (Уборка и выпуск шасси),

2. Řízení přední nohy (Управление поворотом колес передней ноги),

3. Ovládání interceptorů (Управление интерцепторами),

4. Ovládání hydraulického posilovače směrovky GU-108 (Управление гидроусилителем руля направления ГУ-108),

5. Ovládání stěračů (Управление стеклоочистителями)

Brzdový hydraulický systém (Тормозная гидравлическая система), který představuje prostřední obdélník v horní řadě, zajišťoval:

1. Hlavní a nouzové a parkovací brzdění kol hlavního podvozku (Аварийное торможение главных стоек шасси),  

2. Nouzové vysunutí podvozku

Autonomní hydraulický systém (Автономная гидросистема), kterou představuje pravý obdélník v horní řadě, zajišťovala:

1. Práci hydraulického posilovače GU-108 směrovky v případě poklesu tlaku v hlavním hydraulickém systému, který vlastně zálohovala.

Hlavní hydraulický systém. Každý hydraulický systém letadla TU134 bylo možné rozdělit na část zdrojů vytvoření tlaku a na části jednotlivých spotřebičů.

Tlaková část hlavního hydraulického systému letadla TU-134A.

1. hydraulická nádrž, 2. manometr PPU1-4, 3. filtr odpadu, 4. čerpadlo NP-43M/1, 4. škrtič stálého průtoku, 6. chladič, 7. pulsátor, 8. zpětné ventily, 9. pojistný ventil, 10. filtr jemného čištění, 11. snímač ID-240 manometru DIM-240, 12. signalizátor tlaku MST-100, 13. hydraulický akumulátor, 14. panel palubního napájení, 15. panel plnění nádrže, 16. jehlový škrtič, 17. ventil pro odběr vzorků kapaliny, 18. elektromagnetický ventil GA-184U, 19. uzavírací ventil, 20. horní přístrojová deska, 21. drenážní nádržka, 22. uzavírací ventil, který zabraňoval úniku kapaliny při demontáži filtrů.  

Nádrž hlavního systému byla svařené konstrukce a měla objem 41 litrů. Přetlakovala se systémem přetlakování nádrže vzduchem odebíraným od motorů. Před plněním nádrže bylo nutné zrušit tlak přetlakování. Drenážní nádrž sloužila pro zachycení kapaliny při přeplnění hlavní nádrže. Čerpadla NP-43M1 byla pístová čerpadla s proměnnou dodávkou, která se automaticky regulovala podle tlaku v systému. Na každém motoru bylo namontováno jedno čerpadlo. Do systému byly zařazeny škrtiče stálého průtoku, které zajišťovaly minimální průtok čerpadly pro mazání a doplnění ztrát tlaku při všech vypnutých spotřebičích. Chladič zabezpečoval ochlazování hydraulické kapaliny před jejím návratem zpět do nádrže. Pulsátory sloužily pro zmenšení pulsací tlaku, které vytvářela při své činnosti čerpadla. 

Brzdový hydraulický systém

Tlaková část brzdového hydraulického systému letadla TU-134A.

1. elektrické čerpadlo  465D, 2. ruční čerpadlo NR-01, 3. nádrž, 4. filtr odpadu, 5. uzavírací kohout, 6. zpětné ventily, 7. uzavírací ventily (Argus), 8. pojistný ventil, 9. filtr 12GF5SN-1, 10. snímač tlaku-přepínač PDM-210, 11. manometr DIM-240, 12. hydraulický akumulátor, 13. kohout pro odběr vzorků, 14. agregáty plnění nádrže, 15. manometr NTM-400, 15. jehlový škrtič.

Hydraulická nádrž brzdového systému byla svařena z materiálu AMG-6. Její celkový objem byl 28 litrů. Byla umístěna v kabině posádky na pravé straně mezi přepážkami č. 8 a č. 9.

Elektrická čerpací stanice 465D se skládala z plunžrového čerpadla s proměnnou dodávkou a elektromotoru MP-6000. Umístěna byla v šachtě předního podvozku u přepážky č. 14.  Ruční čerpadlo NR-01 sloužilo pro vytvoření tlaku při selhání čerpací stanice 465D. Přepínač PDM-210 byl určen pro automatické zapnutí a vypnutí čerpací stanice 465D při zadaném tlaku a také pro rozsvícení červené žárovky při tlaku 140 kp/cm2. Stanici zapínal při poklesu tlaku na 170 kp/cm2 a vypínal při dosažení 210 kp/cm2. Umístěn byl na panelu hydraulických agregátů v šachtě předního podvozku. V brzdovém hydraulickém systému byly dva hydraulické akumulátory, které měly stejnou konstrukci jako akumulátory hlavního systému. Jeden byl vřazen do hlavní sítě brzdového systému a druhý do nouzové. Pro jejich doplňování bylo třeba stisknout tlačítko „Plnění akumulátorů“, došlo k otevření elektromagnetického ventilu GA-184 a k doplnění akumulátorů. 

U brzdového hydraulického systému uvedeme hlavní funkce jeho spotřebičů.

Hlavní brzdění kol podvozku

Schéma hydraulického systému hlavního brzdění.

1. dva ventily hlavního brzdění UG-92/2 kapitána, 2. dva ventily hlavního brzdění UG-92/2 druhého pilota, 3. vypínač UG-34/24. škrtiče UG-102-00-4, 5. elektrické ventily UE-24, 6. zpětný ventil   7. člunkové ventily UG-97, 8. inerčních vysílačů  UA-27A. 

Hlavní brzdění na tomto letadle se ovládalo pedály, kdy mohl brzdit kapitán i druhý pilot nezávisle. Brzdící moment byl proporcionální stlačení pedálů. Pro zabrzdění zaparkovaného letadla na stojánce bylo možné při stlačení pedálů kapitána vytáhnout páku parkovací brzdy. Zpětný ventil 6 udržoval tlak v brzdách na zaparkovaném letadle i při úplné ztrátě tlaku hydraulického akumulátoru. Člunkové ventily UG-97 pouštěly tlak do brzd buď od hlavního, nebo nouzového systému brzdění. Do systému byl vřazen odbrzďovací automat, který se skládal ze dvou vypínačů UG-34/2, elektrických ventilů UE-24, inerčních vysílačů  UA-27A. Dále jej tvořil vypínač BG-15K (automat brzd), který byl umístěn na horním panelu, dvě žluté žárovky, umístěné na střední přístrojové desce. Pro normální činnost musel být vypínač v poloze „Zapnuto“. Pokud došlo k proklouznutí, inerční vysílač  UA-27A propojil obvod elektrických ventilů  UE-24 a došlo k odpuštění tlaku zpět do nádrže. Kolo se odbrzdilo a opět roztočilo. Proces odbrzdění signalizovala žlutá žárovka.

Nouzové brzdění kol podvozku

                      Horní štítek přístrojové desky.

Schéma hydraulického systému nouzového brzdění.

1. hydraulický akumulátor, 2. manometr DIM 240,3. elektromagnetický ventil GA-184, 4. signalizátor tlaku ES 200, 5. pojistný ventil NU 5808-140, 6. ventil nouzového brzdění UG 100, 7. dozátory UG-99/1, 8. zpětný ventil OK-6A, 9. rozpojovací ventil (Argus).  

Zdrojem tlaku pro nouzové brzdění byl hydraulický akumulátor, který se doplňoval od čerpací stanice 465D přes elektromagnetický ventil GA-184. Pro doplnění akumulátoru bylo třeba stisknout tlačítko „Plnění h/akumulátoru“ a zapnout přepínač „Hydraulické čerpadlo doplňování“ Tlak v akumulátoru se kontroloval podle manometru DIM 240, při poklesu tlaku v akumulátoru pod 190 kp/cm2 se rozsvěcela červená žárovka vedle manometru. Nouzové brzdy se ovládaly pákami, které byly umístěny na levé straně u kapitána pod přístroji na střední palubní desce. Pro nouzové brzdění bylo nutné plně uvolnit pedály a zatáhnout za páky, které byly kinematicky spojeny s ventily UG-100. Při nouzovém brzdění byl vyřazen odbrzďovací automat.

Páky ovládání nouzových brzd (oranžové), vlevo černé kolečko s bílým textem páka parkovací brzdy.

Autonomní hydraulický systém

Schéma autonomního hydraulického systému s čerpací stanicí NS-45.

1. elektromotor MP-1500A, 2. pojistný vzduchový ventil systému přetlakování nádrží (hlavního a autonomního systému), 3. manometr systému přetlakování nádrží, 4. hrdlo se zátkou pro plnění nádrže, 5. měrka, 6. pojistný ventil, 7. zpětný ventil, 8. těleso s nádrží, 9. hydraulický akumulátor, 10. snímač DIM-150, 11. GA-192, 12. MST-40, 13. kohout pro odběr vzorků kapaliny.

Autonomní hydraulický systém byl určen pro zajištění činnosti hydraulického posilovače GU-108D a zapnutí vzletově- přistávacího pružinového zatěžovače směrovky v případě vysazení hlavního hydraulického systému.

Skládal se z čerpací stanice NS-45 s elektromotorem MP-1500A, elektrického ventilu GA-192, hydraulického akumulátoru NS-45-110, manometru DIM-150, signalizátoru MST-40 a dalších agregátů viz schéma. Čerpací stanice NS-45 představovala agregát, který měl společný korpus pro plunžrové čerpadlo s proměnnou dodávkou, elektromotor MP-1500A a zároveň sloužil i jako nádrž a byly na něm upevněny všechny ostatní agregáty. Celý komplet čerpací stanice byl umístěn ve třetím technickém úseku na přepážce č. 60.

Činnost systému se kontrolovala podle manometru DIM-150 a červené signální žárovky na panelu autonomního hydraulického systému na horní přístrojové desce.

Stanice NS-45 se zapínala automaticky podle signálu MST-100 při poklesu tlaku pod 100 kp/cm2. Přepínač autonomního systému na horním elektrickém štítku musel být v poloze „Automat“.  Při zapnutí stanice se současně uzavíral ventil GA-192, který uzavíral odpad do nádrže. Pokud tlak poklesl pod 40 kp/cm2, rozsvítila se červená žárovka a bylo nutné přepínač přepnout do polohy „Nuceně“.   

Pneumatický systém

Pneumatický systém byl určen pro uzavření klapek profukování generátoru při vzniku požáru v motorové gondole. Systém obsahoval tlakovou láhev o objemu 3 l s tlakem 150 kp/cm2 , která se plnila na zemi. Při vzniku požáru se na základě signálu protipožárního systému otevřel ventil ke vzduchovému válci uzavírání odpovídající klapky.

Systém klimatizace a přetlakování

Systém klimatizace a přetlakování sloužil pro vytvoření potřebných životních podmínek pro cestující a posádku. Systém zabezpečoval ventilaci a ohřev kabiny, udržení stálé nastavené teploty uvnitř hermetické kabiny a tlaku podle zadaného grafu.

Schéma systému klimatizace.

1. Horní přístrojová deska pilotů – ovládání ohřevu skel kabiny. Přepínač „VÍCE“ – „MÉNĚ“, 2. Přístrojová deska druhého pilota –  ukazatel kabinové výšky, jednotek odebíraného vzduchu a teploty s přepínačem jednotlivých úseků – přepínače „NADUV KABINY“, 3. panel klimatizace u druhého pilota, 4. panel spouštění a kontroly pomocné pohonné jednotky, 5. klapka, 6. a 17. regulátory dodávky vzduchu, 7. a 16. regulátory přetlaku, 8. a 13. omezovač tlaku, 9., 10. a 14. zpětné ventily, 10. a 15. uzavírací klapky, 12. klapka  

Vysvětlivky schematického označení jednotlivých větví:

Горячий воздух – horký vzduch

Холодный воздух –  studený vzduch

Продувной воздух – vzduch profukování (vnější vzduch)

Systém využíval vzduch, který se odebíral od druhého stupně kompresoru motorů nebo od pomocné pohonné jednotky. Bylo také možné připojit pozemní klimatizační jednotku.

Systém klimatizace

Systém klimatizace se skládal ze samostatných větví ventilace o ohřevu.  Ve větvi ventilace se vzduch ochlazoval pomocí vzduchově-vzduchového chladiče (ВВР) a turbochladiče (ТХ), které se ovládaly automaticky nebo ručně. Ve větvi ohřevu se horký vzduch přes ejektory přiváděl k panelům ohřevu kabin a na ohřev skel kabiny posádky. V systému ohřevu se teplota také regulovala automaticky nebo ručně. Pro lepší směšování vzduchu v kabinách se studený vzduch ze systému ventilace přiváděl do horní části kabin a teplejší vzduch ohřevu do spodní části. Při letu v malých výškách se využíval k ventilaci proud nabíhajícího vnějšího vzduchu. Kanál sacího hrdla  ВВР se uzavíral klapkou ventilace na malých výškách a vnější vzduch přicházel do potrubí a odtud ventilačních sběračů kabin. Na zemi bylo možné klimatizovat od spuštěných motorů, nebo pomocné pohonné jednotky nebo bylo možné připojit přes přírubu na levé straně trupu v úseku přepážek č. 56 – č. 57 vnější pozemní klimatizační jednotku.

Systém klimatizace se ovládal elektricky. Ovládací prvky a kontrolní přístroje byly umístěny na přístrojové desce druhého pilota na panelu klimatizace a panelu pomocné pohonné jednotky. Všechny automaty regulace teploty se zapínaly jedním vypínačem. Zadavače a ukazatele teploty vzduchu v kabinách cestujících byly v bufetu vpravo u přepážek č. 17. Při ručním ovládání systému klimatizace se teplota snižovala nebo zvyšovala přepínačem „VENTILACE“ TCH, VVR“ a „OHŘEV KABINY: POSÁDKA, PŘEDNÍ, ZADNÍ“. Přepínač se podle potřeby uváděl do polohy „CHOL“ nebo „GOR“. Množství odebíraného vzduchu se regulovalo přepínačem „NADUV KABINY“ stisknutím do polohy „MÉNĚ“ nebo „VÍCE“ Pro klimatizování na zemi bylo nutné zapnout klapku odběr od pomocné pohonné jednotky. Její vypínač byl na panelu pomocné pohonné jednotky a zapnout odpovídající klapku na panelu klimatizace. 

Systém přetlakování

Systém přetlakování udržoval v přetlakových částech tlak podle zadaného programu. Na letadle byl hlavní a záložní systém regulace tlaku v přetlakových prostorech. Hlavní se skládal z povelového regulátoru tlaku 2077, který byl umístěn za křeslem druhého pilota v kabině posádky a tří vypouštěcích ventilů 2176G. Dva z nich byly umístěny pod podlahou na pravé straně u přepážek č. 11 a č. 13 (pod služebními dveřmi). Třetí ventil byl pod podlahou před přepážkou č. 55.  Záložní se skládal ze dvou regulátorů tlaku 469R, které obsahovaly i povelový přístroj. Jeden byl umístěn pod podlahou mezi přepážkami č. 11 a č. 13. Druhý byl nad podlahou na přepážce č. 55 v zadním nákladovém prostoru.

Schematický graf změny tlaku v kabině při stoupání. Levá hyperbolická křivka ukazuje změnu tlaku s výškou podle MSA (mezinárodní standardní atmosféry.

Systém udržoval při stoupání tlak vzduchu blízký tlaku vzduchu na zemi do výšky přibližně

6, 3 km, která odpovídá přetlaku 0,57 kp/cm2 a při dalším zvyšování výšky letu udržoval stále tento přetlak. Při klesání s vertikální rychlostí, která nepřesahovala 6 – 8 m/s, docházelo k nárůstu tlaku v přetlakové části trupu rychlostí, která by odpovídala klesání 2 m/s v atmosféře, což nevyvolávalo nepříjemné pocity u cestujících a posádky. Záložní systém měl parametry nastavené o něco výše a při normální činnosti hlavního systému se do regulace tlaku nezapojoval. Pokud došlo ke zvýšení přetlaku na 0,63 kp/cm2 ventily 469R záložního systému se automaticky otevřely a rozsvítila se signální žárovka. Při poklesu tlaku v přetlakové části, odpovídající výšce 3150 m, zapracovaly regulátory minimálního povoleného absolutního tlaku a zavřely všechny vypouštěcí ventily. Rozsvítil se signál „Rozhermetizace“ a začala houkat siréna.

Protinámrazový systém

Pro ochranu letadla proti námraze se používal horký vzduch od motorů a elektrický ohřev. Horkým vzduchem se ohřívaly náběžné hrany křídla, kýlu, lopatky vstupního rozváděcího kola kompresoru motorů a vstupní hrdla motorových gondol. Náběžné hrany stabilizátoru, snímače plného tlaku a přední skla pilotů a navigátory měly ohřev elektrický. Horký vzduch pro odmrazování se odebíral od pátého stupně vysokotlakového kompresoru motoru.

Schéma protinámrazového systému letadel, která byla vybavena signalizátorem námrazy SO-121BM

1., 7. snímač TCT-13, 2. programový mechanizmus cyklického zapínání MKA-3A, 4. zpětný ventil „510“, 4. škrtící klapka s hydraulickým válcem, 5. uzavírací klapka s elektromotorem EPV-150M, 6. uzavírací klapka „2517“ s elektromotorem MPK-5A.

Elektrický ohřev stabilizátoru byl napájen stejnosměrným napětím 27V a probíhal cyklicky podle stanoveného programu, který zadával programový mechanizmus MKA-3A. Ovládal se ručně, u některých letadel posledních verzí se zapínal automaticky. Ohřev skel byl napájen jednofázovým střídavým napětím 115V a zapínal se ručně.

Kyslíkové vybavení

Na letadlech byl podle varianty různý kyslíkový systém. Letadla v salonní verzi měla doplňkové stacionární přístroje pro „hlavní cestující“. U cestovní verze, která byla nejčastěji používána Aeroflotem se také kyslíkové vybavení v průběhu provozu silně měnilo. Poslední stroje měly stacionární kyslíkový systém s maskou pro každého cestujícího. Takto vybaveny byly pouze jednotlivé kusy podle zvláštních požadavků provozovatele. Nejrozšířenější variantou byl stacionární kyslíkový systém a přenosné kyslíkové přístroje. Stacionární systém byl určen pro zásobování kyslíkem čtyř členů posádky a jednoho stewarda. Systém tvořila lahev o objemu 92 litrů a kyslíkové přístroje KP-24M (lahev o objemu 7,8 litru) a kyslíkové masky KM-32AG pro piloty a KM-16N pro stewarda. Přenosné kyslíkové vybavení, které se používalo pro cestující, se skládalo ze tří kyslíkových přístrojů KP-19 s maskami KM-32AG a čtyř přístrojů KP-21(lahev o objemu 1,7 litru) s maskou KM-15M. 

Protipožární systém

Protipožární systém se v průběhu provozu letadel často měnil a vylepšoval. V původním provedení sloužil pro indikaci a likvidaci požáru v motorových gondolách, v úseku pomocné pohonné jednotky a ve vnitřních prostorech motorů. Tvořily jej dva stacionární systémy.

Schéma původního požárního systému letadel TU-134A.

Hlavní systém byl určen pro motorové gondoly, úsek pomocné pohonné jednotky a pro centroplán, pokud v něm byly doplňkové gumové nádrže. Druhý systém sloužil pro likvidaci požáru uvnitř motorů.   Hlavní systém se skládal ze šesti požárních lahví OS-8M o objemu 8 litrů s hasící směsí Freon-114B2, rozdělovacích ventilů 781200, potrubí a rozprašujících kolektorů, ze systému signalizace požáru SSP-2A, pěti úderových koncových vypínačů pro aktivaci systému při přistání na břicho a ovládacího panelu. Systém byl rozdělen do tří pořadí (po dvou lahvích). Při vzniku požáru snímače systému signalizace vydaly signál o lokalitě požáru. Na základě tohoto signálu došlo k propojení odpovídajících ventilů, otevření dvou lahví prvního pořadí hašení, rozsvícení tabla „Požár“, spuštění sirény v kabině posádky a uzavření klapky profukování generátorů. Pokud se požár nepodařilo automaticky uhasit, další pořadí se v souladu s letovou příručkou zapínala ručně.

Při přistání na břicho se automaticky vyprázdnily všechny láhve. Rozdělovací ventily v tomto případě otevřely všechny cesty k možným lokalitám požáru. Lahve OS-8M byly umístěny pod podlahou předního salonu cestujících mezi přepážkami č. 25 a č. 27. Bloky elektromagnetických ventilů 781200 byly umístěny ve druhém technickém úseku na přepážce č. 43. Systém signalizace požáru SSP-2A byl určen pro signalizaci místa požáru v motorových gondolách a úseku pomocné pohonné jednotky a také pro aktivizaci prvního pořadí hasících láhví a aktivizaci všech tří pořadí při přistání se zasunutým podvozkem. Tvořilo jej 27 čidel  DSP-1AG  po 9 v každém úseku, dva výkonné bloky BI-2AJU. Na panelu požárního systému byly pak umístěny tři červené signální žárovky („POŽÁR“), které signalizovaly pravý, levý motor nebo ponocnou pohonnou jednotku. Pod nimi byly tři bílé žárovky, které signalizovaly aktivizaci jednotlivých pořadí. Při stlačení žárovky („PRVNÍ POŘADÍ“) jej bylo možné zapnout, pokud se nezapnulo automaticky. Pod těmito žárovkami byly v pravé části panelu ještě tlačítkové spínače, kterými se zapínalo druhé a třetí pořadí. To se zapínalo již pouze ručně.

Systém hašení požáru uvnitř motorů se skládal ze dvou lahví OS-2IL nebo UBŠ-2-1. Tyto hasicí přístroje byly prakticky shodné s přístroji OS-8MF, ale jejich objem byl pouze 2 litry. Tento systém měl pouze dvě pořadí. Dále se skládal z bloku elektromagnetických ventilů 781100, potrubí, zpětného ventilu a systému signalizace 2S7K. Lahve tohoto systému se také nalézaly ve druhém technickém úseku u přepážky č. 40. Systém signalizace 2S7K byl určen k zapnutí signálu o požáru uvnitř motoru na panelu požárního systému, kde se rozsvítila červená žárovka („POŽÁR“) levého nebo pravého motoru. Bílá žárovka pod ní signalizovala zapracování prvního nebo druhého pořadí systému. Pod bílou žárovkou druhého pořadí byl tlačítkový spínač ručního zapnutí druhého pořadí.  

Na základě zkušeností z provozu, které potvrzovaly zbytečnost systémů hašení uvnitř motorů, byly vydány provozní bulletiny č. 990-BD-G a č. 909BU-G, které nařizovaly odpojení a demontáž systémů signalizace a hašení do motorů. Tyto bulletiny byly realizovány v generálních opravách. Na panelu požárního systému zůstal pouze hlavní požární systém.

Panel požárního systému letadla TU-134A-3 RA-65901

Při vzniku požáru uvnitř letadla bylo nutné použít přenosné hasicí přístroje. Na většině letadel byly dva typu OU. Na posledních sériích byly čtyři typu OR1-2. Dva byly naplněny Freonem 12V, jeden byl vodní a jeden CO2.

Požární systém doplňoval systém signalizace dýmu, který signalizoval dým v zadním nákladovém prostoru rozsvícením červené žárovky na střední přístrojové desce.

Elektrické vybavení

Na letadle byly tři samostatné elektrické sítě:

– stejnosměrná s napětím 27 V

– jednofázová střídavá 115 V / 400 Hz

– třífázová střídavá 36 V / 400 Hz.

Napájecí síť střídavého proudu se rozdělovala na hlavní a nouzovou. Nouzová byla v normálních podmínkách napájena z hlavní sítě, ale při vysazení všech čtyř generátorů se automaticky přepojovala na napájení z palubních akumulátorů. Sítě byly chráněny jističi, které byly umístěny na panelech jističů, rozvaděčích a rozdělovacích skříních.

Jako zdroj stejnosměrného se používaly čtyři generátory GS-18, které měly celkový výkon 72 kW. Jako záložní zdroj stejnosměrné elektrické energie sloužil startér – generátor GS-12, který byl na pomocné pohonné jednotce. Jeho nominální výkon byl 12 kW. Na letadlech byly dva akumulátory původně 12-SAM-55,které byly později nahrazeny akumulátory 20NKBN-25, Varta nebo jinými typy.

Každý generátor pracoval v kompletu s regulačně ochrannou aparaturou, která udržovala stálé napětí generátorů při změně otáček motoru a zatížení generátorů. Odpojovala generátor od palubní sítě při zastavení motoru a připínala jej k síti po jeho spuštění. Zajišťovala paralelní spolupráci generátorů a odpojovala vadný generátor při vzniku přepětí. Do této aparatury patřily uhlíkový regulátor napětí RN-180M, relé DMR-600T a DMR-400T a jističe AZP-8M, které sloužily jako ochrana před přepětím.

Zdrojem jednofázového střídavého proudu byly dva měniče PO-4500. Jeden byl hlavní a druhý záložní. Od hlavního se napájela většina spotřebičů z hlavní sběrnice 115V. Záložní při normální práci zajišťoval pouze napájení ohřevu skel druhého pilota a navigátora, majáku (zábleskového), radiostanice „Mikron“, a osvětlení salonů (od pomocné sběrnice). V případě vysazení hlavního přebírá jeho spotřebiče s tím, že pomocná sběrnice nebyla napájena. V tomto případě svítila bílá signálka „ZÁLOŽNÍ PO-4500 PRACUJE“. Záložní měnič mohl být připojen na hlavní sběrnici ručně. Na některých letadlech byla ještě nouzová střídavá síť, která byla napájena měničem PO-500A. Ta sloužila na zemi při plnění letadla v případě, že nebyl k dispozici pozemní zdroj pro napájení přístrojů palivového systému v tomto případě i napájela motorové přístroje před spuštěním motorů. Měnič se zapínal ručně nebo automaticky. Za letu pak sloužil jako nouzový zdroj při vysazení hlavního a záložního měniče.

Jako zdroj střídavé třífázové sítě se používaly měniče PT-1000CS. Byly také dva, a to obdobně hlavní a záložní. Při automatickém přepnutí na záložní v případě závady hlavního se rozsvěcela červená žárovka „ZÁLOŽNÍ PT-1000CS PRACUJE“. 

Na některých letadlech se přístroje kontroly činnosti motorů a hydraulického systému napájely statickým dvoukanálovým měničem SPO-4.

Pro účely vnitřního vybavení byl někdy montován měnič PO-600, který měl na výstupu napětí 127 V/ 50 Hz. Používal se pro napájení některých typů lednic a zásuvek pro elektrické holicí strojky.

Schéma panelu ovládání elektrického systému.

Kromě již popsaných letadlových systémů byl velkým spotřebičem systém osvětlení letadla.

Signalizační a výstražná světla. Na letadlech byly dva zábleskové majáky SMI-2K, které byly na spodní a horní straně trupu, čtyři polohová světla BANO-45, která byla po dvou v koncových obloucích křídel. Pro polohová světla se používaly speciální žárovky DM-28-70, které měly výkon 70 W. Jedno polohové světlo CHS-57 se žárovkou SM24 s výkonem 20 W bylo umístěno na konci trupu. Polohová světla se zapínala společným vypínačem VG-15K na horním panelu.

Přistávací světlomety byly čtyři typu PRF-4. Dva byly v nosové části trupu a dva byly zapuštěny do podvozkových gondol. V těchto světlometech se používaly žárovky SMF-3, které měly dvě vlákna: pojíždění a přistání. Při rozsvícení velkého vlákna byl odebíraný výkon 600 W, při svícení malým vláknem 180 W. Zapínání „velkého“ nebo malého světla se provádělo dvěma vypínači 2PPNT-K, které byly také na horním panelu. Nepřetržité svícení velkým výkonem bylo omezeno na 5 minut, poté měla být světla ztlumena.

Osvětlení kabiny posádky a kabin cestujících využívalo stejnosměrnou i střídavou síť. Žárovky v kabině posádky a pro osvícení přístrojů byly stejnosměrné většinou SMK28-2,8, SM-37 a SMK-37. Zářivky, které se používaly pro osvětlení salonů cestujících, toalet, bufetu a dalších prostor byly střídavé LTB-15. 

Přístrojové a navigační vybavení

Na letadle byly využívány následující přístroje pro měření Machova čísla, rychlosti a výšky letu: rychloměr KUS-730/1100, rychloměr US-I, výškoměr UVID-30-15K, výškoměr VEM-72, variometr VAR-30M, machmetr MS-1a výškoměr UVID-15F (v kt).

Celkový pohled na kabinu posádky s pracovištěm navigátora v zasklené přídi.

Přístrojová deska kapitána letadla.

1. voltmetr V-1, 2. rychloměr KUS-730/1100k, 3. machmetr MS-1k, 4. elektrický zatáčkoměr EUP-53k, 5. ukazatel přístrojové rychlosti US-I, 6. světelná signalizační tabla závad ABSU, 7. pilotážní přístroj PP-75, 8. integrální signální světelné tablo, 9. umělý horizont AGD-1, 10. signální tablo mezních odchylek, 11. ukazatel rádio výškoměru UV-5k, 12. variometr VAR-30Mk, 13. výškoměr UVID-30-15k 2. ser, 14. mechanický výškoměr VM-15k, 15. pilotážně – přistávací signalizátor PPS-2M, 16. kurzový přístroj NKP-4 3. ser, 17. indikátor dálkoměru IDR-1k, 18. navigační kurzový přístroj NKP-4 3. ser, 19. ukazatel teploty vnějšího vzduchu TNV-1, 20. ukazatel automatu trimování UAT-3, 21. indikátor kurzových úhlů IKU-1A, 22. variometr VAR-75Mk, 23. světelné signalizační tablo režimu „UCHOD“.

Dále byly na palubních deskách pilotů zatáčkoměr EUP-53Mk, přístrojový komplet doplňující umělý horizont AGDS-S, rezervní horizont AGD-1. 

Přístrojová deska druhého pilota

1. přepínač palivoměru PG-4, 2. ukazatel výšky a přetlaku (v kabině) UVPD-5-0,8k, 3. ukazatel IKU-1A, 4. ukazatel přístrojové rychlosti US-I, 5. machmetr MS-1k, 6. rychloměr KUS-730/1100k, 7. elektrický zatáčkoměr EUP-53k,  8.světelná signalizační tabla závad ABSU, 9. integrální signální světelné tablo, 10. pilotážní přístroj PP-75, 11. variometr VAR-30Mk, 12. ukazatel rádio výškoměru UV-5k, 13. výškoměr UVID-30-15k 2. ser, 14.  navigační kurzový přístroj NKP-4 3. ser, 15. indikátor dálkoměru IDR-1k, 16. ukazatel množství protékajícího vzduchu URV-1500 ve větvi ohřevu kabin, 17. světelné signalizátory „NADUV OTEVŘEN“, 18. ukazatel množství protékajícího vzduchu URV-K-1500 ve větvi ventilace kabin, 19. vypínač VG-15k 2.ser, 20. přepínač EP4N-P2G ukazatele palivoměru, 21. teploměr TUE-48, 22. ukazatel palivoměru UTD-52, 23. světelný signalizátor „PŘETLAK KABINY“, 24. signální tablo mezních odchylek.

Přístroje pro kontrolu práce motorů a ovládací pulty radiových systémů a radiostanic byly soustředěny na střední přístrojové desce.

Střední přístrojová deska pilotů.

1. tlačítko „AP+ANU“, 2. výškoměr UVID-30-15k 2. ser, 3. signální tablo režimů ABSU, 4. ukazatel tlaku paliva UI-1-4Tr motorů, 5. tříručičkový indikátor UIZ-3Tr tlaku paliva (vysokého), teploty a tlaku oleje motorů, 6. tlačítko kontroly činnosti měřiče teploty IT-2T, 7. ukazatel úhlu náběhu a přetížení UAP-3KR, 8. měřiče teploty motorů IT-2T 2. ser. 9. světelné signalizační tablo TS-1K, 10. světelné signalizační tablo TS-2K, 11. otáčkoměr druhého stupně (vyskokotlakého) ITE-2T, 12. palubní hodiny AČS-1MK, 13. selektor výběru radiových systémů, 14. ukazatel spotřeboměru motoru,  15. signální tlačítko – žárovka „DÝM V NÁKLADOVÉM PROSTORU“, 16. lampička SV, 17. pult ovládání UKV radiostanice č. 1, 18. světelný signalizátor „AUTOMAT BRZD PODVOZKU“, 19. světelný signalizátor „INTERCEPTOR VYSUNUT“ 20. ovládací pult PU-37, 21. tlačítko – žárovka KP-5    

Rádiové a radionavigační vybavení

Spojovací vybavení tvořily dvě UKV radiostanice „Landyš-20“, na pozdějších strojích „Baklan“ a jedna KV stanice „Mikron“, které zabezpečovaly vnější spojení. Pro vnitřní spojení členů posádky sloužil systém SPU-7B.  Stanice, vysílající v UKV pásmu byly napájeny stejnosměrným proudem 27V a stanice Mikron byla napájena střídavým napětím 115V. Na letadle byl také palubní rozhlas, který tvořil systém SGU-15. 

Palubní deska navigátora

1. ukazatel traťové rychlosti a úhlu snosu, 2. ukazatel boční odchylky, 3. zadavač větru ZV-1, 4. zadavač úhlu mapy ZUK-1, 5. světelný signalizátor spojení autopilota s aparaturou DISS013-134, 6. indikátor dálkoměru IDR-1, 7. ukazatel TNV-1 teploty vnějšího vzduchu,  8. ukazatel navigátora UŠ, 9. rychloměr KUS-730/1100, 10. hodiny AČS, 11. variometr VAR-30M, 12. výškoměr VM-15k, 13. traťový sumátor, 14. kombinovaný pilotážní přístroj KPP-MS, 15. přístroj PPDA-Š-1, ukazující přímkovou vzdálenost a azimut.

Do kompletu radionavigačního vybavení patřil radiokompas ARK-15, radiovýškoměr  malých výšek RV-5 (později RV-5M), radiolokátor ROZ-1, na některých letadlech radiolokátor „Groza M-134B“. Letadla byla vybavena odpovídači  SOM-64 nebo SO-72.

Vybavení přístrojové desky navigátora na skutečném letadle.

Takto vypadala kabina navigátora celkově

Letadla byla vybavena automatickým systémem přiblížení na přistání BSU-ZP. Ten byl schopen vést letadla na přistání podle signálů letištních přistávacích systémů SP-50 nebo ILS. Tento systém umožňoval přiblížení v automatickém režimu do výšky 60 m. Umožňoval i smíšené řízení, kdy pilot řídil buď kurz nebo glisádu a druhý kanál pracoval v automatickém režimu. Systém umožňoval také automatický let po trati podle majáků VOR. Součástí tohoto systému byl také autopilot.

Autopilot AP-6EM-ZP

Autopilot zabezpečoval:

– stabilizaci úhlové polohy letadla kolem jeho těžiště ve všech provozních režimech letu od výšky 400 metrů, včetně rozběhu a brzdění.

– stabilizaci těžiště letadla na zadané trajektorii, k tomu využíval signály korektoru výšky a povely pilotážně- navigačního systému „PULT-4MPA“.

Při letu po trati autopilot AP-6EM-ZP využíval signály gyrovertikály, korektoru výšky, kurzového systému a snímače úhlových rychlostí náklonu, kurzu a podélného sklonu, stabilizoval náklon, kurz, podélný sklon letadla a barometrickou výšku.

Při řízení rukovětí „ZATÁČKA“ nebo „KLESÁNÍ-STOUPÁNÍ“ řídícího pultu mohl pilot vytvořit náklon až 220 nebo mohl změnit úhel podélného sklonu o 100. To znamenalo, že mohl manévrovat v horizontální i vertikální rovině. V průběhu přiblížení na přistání při vysouvání podvozku a kapek autopilot v režimu stabilizace výšky udržoval zadanou výšku letu.

Vysunutí klapek na 200 a další vysouvání na 300 nebo na 380 při zapnutém autopilotu způsobovalo určitý pokles rychlosti a krátkodobé zvýšení výšky letu až o 30 metrů.

Při automatickém přiblížení na přistání bylo letadlo řízeno autopilotem podle signálů pilotážně – navigačního systému a snímačů autopilota.

V automatickém letu po trati podle majáků VOR bylo letadlo rovněž řízeno autopilotem podle signálů pilotážně – navigačního systému a snímačů autopilota.

Pult ovládání autopilota.

1. rukověť „NÁKLON“, 2. vypínač příčné stabilizace, 3. vypínač „PODG. AP“, 4. tlačítko „VKL. AP“, 5. vypínač „STU“, 6. tlačítko – žárovka „KURZ“, 7. signální tablo příčné stabilizace, 8. rukověť „ZATÁČKA“, 9. signální tablo podélné stabilizace, 10. tlačítko – žárovka „GLIS“, 11. rukověť „KLESÁNÍ- STOUPÁNÍ“, 12. tlačítko – žárovka „ZAP. KV“, 13. vypínač podélné stabilizace.

Autopilot bylo možné odpojit vypínači na volantech pilotů, nebo vypínači na ovládacím pultu. Při dosažení některých zadaných mezních hodnot se autopilot odpojoval automaticky.

Takto byl zavěšen pult ovládání autopilota nad střední palubní deskou.

Letadla TU-134B-3 měla již navigační systém ABSU, který měl lepší parametry oproti původnímu  BSU-ZP, ale ovládání autopilota se nezměnilo.

Kabina letadla TU-134B-3 RA-65693 po posledním obchodním letu

Po posledním obchodním letu, který se uskutečnil 22. 5. 2019, byl letoun TU-134B-3 RA-65693 předán do muzea civilního letectví na letišti Novosibirsk Tolmačevo. Při jeho prohlídce je možné uvidět poslední „konstrukční zvláštnost“.  Nad služebním východem bylo na památku rukou napsáno složení poslední posádky.

Poslední linkový let 22. 5. 2019 vykonali:

Kapitán letadla: Kornijenko Alexej Nikolajevič

2. pilot: Škut Nikolaj Nikolajevič

navigátor: Kovaljonok Vladimír Viktorovič

palubní mechanik: Krasovskij Vladimír Alexandrovič

Poslední obchodní let uzavřel bohatou historii provozu všech verzí letadel TU-134 v civilním sektoru. Některé vojenské verze létají ve vojenských službách států bývalého SSSR ještě v současné době.

Technická data:

ModifikaceTU-134Tu-134ATU-134B-3
Rozpětí křídla, m29,0029,0029,00
Délka, m35,0037,1037,10
Výška, m9,029,029,02
Plocha křídla, m2127,3127,3127,3
Hmotnost, kg
  Prázdného letadla290502848029500
  Normální vzletová450004700047600
  Paliva126501320013200
Typ motoruD-30 1. serD-30 2. serD-30 3. ser
Tah, kp680068006930
Maximální rychlost, km/h950950950
Cestovní rychlost, Km/h780850880
Dolet, km197021002020
Dostup, m119001210010100
Posádka443
Užitečné zatížení:72 cestujících, 7700 kg nákladu76 cestujících, 8200 kg nákladu80 cestujících, 9000 kg nákladu

Použitá literatura a zdroje:

В.Б. Шавров:   История конструкций самолетов в СССР до 1951 – 1965 года –                                           Машиностроение 1988 г.

А.С.Шевчук, колектив авторов: А.Н. Туполев, Грани дерзновенного           творчества –                                      Москва Наука 2008
Л.Л. Кербер: Туполев, Издательство Политехника, Санкт-Петербург 1999

Л.Л. Селяков -Тернистый путь в никуда: Записки авиаконструктора. М., 1997;

Л.Л. Селяков -Человек, среда, машина: Записки авиаконструктора. М., 1998;

Z internetu stažené provozní manuály a knihy:

Н. Н. Моргунов,  В. А. Семенов: КОНСТРУКЦИЯ И ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ      САМОЛЕТА Ту-134А, Москва, Машиностроение 1978

В. А. Бороденко, Л. В. Коломиец: САМОЛЕТ Ту-134 конструкция и эксплуатация, Москва «Транспорт» 1972

РУКОВОДСТВО по летной эксплуатации самолетов Т-134 (А, Б), Книга вторая, «Воздушный транспорт», Москва 1996

Т. И. Лигум: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Ту-134А-3(Б-3), Москва «Транспорт» 1987

 Další internetové zdroje:

http://www.airwar.ru – Уголок Неба-большая авиационная энциклопедия

http://www.razlib.ru/transport_i_aviacija/aviacija_i_vremja_2010_02/p5.php

-Ту-134. Многообразие облика – Дмитрий Комисаров -Москва

https://russianplanes.net/planelist/Tupolev/Tu-134 – letecký rejstřík – TU-134

http://aviapressphoto.com/en/6006/ – dokumentace posledního obchodního letu letounu RA-65693

fotodokumentace letounu RA-65995 – https://khmelikvictor.livejournal.com/142310.html