Реферат: Штурмовик СУ-25

Четвертьвека назад Генеральным конструкторам П.О.Сухим была одобрена идея созданиялегкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание на проведение работ поформированию облика самолета.-прообраза ныне всимирно известного штурмовикаСУ-25 и его многочисленных модификация.

Идеясоздания специализированного штурмовика, предназначенного для непосредственнойавиационной поддержки сухопутных войск на поле боя, сформировалась на основевсестороннего анализа:

-опыт применения штурмовой авиации во II-й мировойвойне и локальных конфликтах пятидесятыхшестидесятых годов;

-состояние парка и боевых возможностей зарубежной иотечественной тактической авиации-как использовавшейся, так и предназначавшейсядля решения штурмовых задач;

составаи характеристик объектов сухопутных войск (СВ) вероятного противника на поле боя и в ближней тактической глубине;

организациисистемы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и ее характеристик ;

-американской программы AX по созданию самолета-штурмовика непосредственной поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработкипроекта)

Анализубедительно свидетельствовал о необходимости проведения работ по созданиюспециализированного штурмовика.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯКОМПОНОВКА

По своей аэродинамическойкомпоновке штурмовик Су-25 — самолет, выполненный по нормальнойаэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическаякомпоновка самолета настроена на получение оптимальных характеристик надозвуковых скоростях полета.

Крылосамолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по переднейкромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размахукрыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30,1 м.кв. Уголпоперечного V крыла составляет — 2,5 градуса.

Выбранныезаконы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитиесрыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи заднейкромки крыла в его средней части, что приводит к значительному увеличениюмомента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолетана закритические углы атаки.

Нагрузкана крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентнойатмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.

Таккак исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крылодостаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных иманевренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этихцелей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылкови двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.

Приращениемомента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкойгоризонтального оперения.

Установкана концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположенырасщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимальногоаэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сеченийконтейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сеченияконтейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения- овальные с уплотненной верхней инижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчетыаэродинамиков на получение при установке контейнеров более высокихзначений

<img src="/cache/referats/4980/image002.jpg" v:shapes="_x0000_i1025">макси-мальногоаэродинамического качества.

Тормозныещитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартнымтребованиям к ним — увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, приэтом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущихсвойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить ихэффективность на 60%.

Насамолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками скосым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот,расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой частифюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей.Хвостовая балка — платформа для установки горизонтального оперения с рулемвысоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостоваябалка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическаякомпоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

— получение высокого аэродинамического качества вкрейсерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета ипосадки, а также на маневрировании;

— благоприятное протекание зависимостипродольного момента по углу атаки, чтопрепятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышаетбезопасность полета;

— высокие маневренные характеристики при атакеназемных целей;

— приемлемые характеристики продольной устойчивостии управляемости на всех режимах полета;

— установившийся режим пикирования с углом 30градусов при скорости 700 км/час.

Высокийуровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможностьвозвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.

КОМПОНОВКАИ КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА

Фюзеляжсамолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок.Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольногосилового набора — лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора — шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:

— головную часть фюзеляжа с откидным носком,откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;

— среднюю часть фюзеляжа со створками главных опоршасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);

— хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятсявертикальное и горизонтальное оперение.

Контейнертормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой частифюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.

Вконструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить наследующии отсеки:

-носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабинойи представляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронногооборудования, имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык скабиной.Для обеспечения

доступа к радиоэлектронномуоборудования, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой частифизюляжа выполнены быстросъемные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощинаправляющих штырей и замков;

кабинус фонарем летчика, изготовленную из тетановых плит, сваренных между собой.Встенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда длятакелажных узлов.На полу кабины установлена поперечная балка, воспренемающаянагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси.На задней стенкикабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборныедоски и пульты, органы управления самолетом и двигателем, катапультное креслолетчика.На левом борту самолета установлена откидная подножка, ниша котораяимеет коробчетое сечение.Кабина выполнена негерметичной, пылезащещенной сизбыточным давлением 0,03-0,05 атмосфер.Плита авиационной титановой брони, изкоторых сварена кабина имеет толщину от 10 до 24 мм.Потери избыточного давленияв кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнениевыходов тяг и трубопроводов; ненадувного уплотняющего шланга по всему периметруразъема на откидной части фонаря;

-фонарь летчика состоит из неподвижной передний иоткидной частей.Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью

замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и налевом боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производится вручную.Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо.При аварийномсбросе фонарь откидывается назад.

— негерметичный подкабинный отсек, расположенныймежду 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз иразмещена встроенная лебедка для подъема и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины ик передней консольной белке;

— нишу передней опоры шасси, расположенную частичнов подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизуниша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования,расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух,выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию;

— закабинный отсек, расположенный между кабиной(шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой

пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронногооборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковыхповерхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом бортув нише бакабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционнаястремянка, предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную частьфюзеляжа и крыло без использования неземных средств.

Средняячасть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующиеотсекам:

— передний топливный бак, собранный из клепанных (заисключением нижней — фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-мшпангоутами. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. Вверхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхнейповерхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числезаливная горловина;

-расходный топливный бак расположен между 18-м и21-м шпангоутами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступавнутрь бака. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бакарасположен круглый технологический люк;

— центроплан, установленный сверху, в средней частифюзеляжа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себятопливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижнейфрезерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и заднейстенками и технологическими люками в них. Консоли

крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевогостыка по контуру силовых нервюр;

— ниши главных опор шасси. расположенные подпередним топливным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа отплоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограниченавоздушными каналами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;

— негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенныйв верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддувабаков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом и другихкоммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на три секции — центральную и две боковые;

— воздушные каналы, проходящие через среднюю частьфюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канадыпроложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются нашпангоуты фюзеляжа.

Хвостоваячасть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится на следующие отсеки:

— хвостовую балку-платформу для установкивертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образованпоперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижнихлонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которыхразмещено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, атакже силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозныхпарашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположен вхвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовойбалки перед килем выполнена в видесъемных крышек люков. На нижнейповерхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках илиболтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подвескидвигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора установлены насиловых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установленыобтекатели ( зализы) гондол двигателей;

— две негерметичные мотогондолы двигателей,расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит изнесъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части — хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы креплениядвигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовойбалки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит изпереднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. Намотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждоймотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательногоотсека.

КОМПОНОВКАИ КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА

Наштурмовике Су-25 установлено свободгнонесущее, высокомеханизированное крыломалой стреловидности и большого удлинения.

Крылосостоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое вфюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждойконсоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая частиконсоли. На торцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками.

Кессонкрыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессонкрепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовойнервюры.

Кессонсостоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей и нервюр.Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами и нервюрами, выполненагерметичной и является топливным баком-отсеком.

Накаждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения. Основныепередние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднемлонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждойконсоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ-25, обеспечивающихпременение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийскоговооружения, и подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройстваАПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держателикрепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.

Вносовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управленияпредкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие к держателям,электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков, верхней инижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорныеэлементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке.

Хвостоваячасть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой частирасположены выходные патрубки трубопроводов топливной системы, трубопроводы иагрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками,бустера управления элеронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндровуправления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двухчастей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной,закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовойчасти состоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой частирасположены кронштейны навески закрылков и элеронов.

Наконце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. Тормозныещитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественнымпродолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны между собойи открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Приводщитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки имеют дополнительныещитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклоненииосновных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальномугле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щиткиотклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основныхщитков. Площадь тормозных щитков составляет 1,2 кв.м.

Креплениегондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелямкессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов.

Нанижней поверхности гондол установленыфары, а на боковой поверхности с внешней стороны — бортовые аэронавигационныеогни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаютсятакже противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветкифарами.

На каждой консоли крыла установленпятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.

Предкрылокустановлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по дварельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылкомобеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылкаимеется ступенька по теоретическому контуру, образующая “зуб” по переднейкромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числесиловых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секциипредкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре — 6градусов, на взлете и посадке — 12 градусов.

Обесекции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с дефлектором. Внутренниеи внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены накронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.

Силовойнабор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовыхнервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Всесекции закрылков взаимозаменяемы.

Надлюбой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор.Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное ивзлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре — 10 градусов, навзлете и посадке — 40 градусов.

Элеронкрыла расположен в концевой части крыла.Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию.

Силовойнабор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр,верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами и хвостового профиля.Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона + - 23градуса.

КОНСТРУКЦИЯОПЕРЕНИЯ

Горизонтальноеоперение самолета Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана,составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения иуправляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами насиловой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов.

Продольныйнабор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок,стрингеров, поперечный набор — из нормальных и силовых нервюр. На силовыхнервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднемулонжерону стабилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит издвух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждойполовине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительноустановлен триммер.

Рульвысоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждаяполовина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам.

Триммери бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Вертикальноеоперение самолета состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.

Кильсостоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки.Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов,передней стенки и стрингеров, поперечный набор — из нервюр, в том числе силовойбортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачнойзаконцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик килясъемный и крепится на болтах к переднейстенке силовой части.

Вверхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовойаэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетныхпараметров системы “Тестер”. В основании киля установлены воздухозаборникисистемы охлаждения генераторов.

Рульнаправления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на кильна трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематическийсервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочныепластины.

Конструктивноруль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр,обшивки и хвостового профиля.

Демпферрыскания — верхняя часть руля направления — имеет аэродинамическую и весовуюбалансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рысканиясостоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостовогопрофиля.

КОНСТРУКЦИЯВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ

Насамолете Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косымиовальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналовдвигателей.

Дляуменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работена месте и при малых скоростях полета, воздухозаборники имеют скругленныевходные кромки.

Междубортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья сливапограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскостьвхода воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеютсборно-клепанную конструкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткостиконструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборникаподкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения идавления в воздушном канале.

Вверхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположеныотсеки самолетного оборудования. доступ к которым обеспечивается через съемныелюки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборниквоздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕУСТРОЙСТВА

Шассисамолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шассирасположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движениемвперед-против полета и к плоскости симметрии самолета.

Передняяопора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную частично вподкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещенаотносительно оси симметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещениемсо встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.

Нишиглавных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематическиеприводы закрытия на земле и в полете. На главных опорах шасси установлено поодному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 спневматикам 660х200мм.

Рычажнаяподвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси отвертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолетафиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.

Дляулучшения маневренности самолета при движении по земле применена системаповорота колеса передней опоры с управлением из кабины.

Управлениеповоротом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанныхмеханическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизмаповорота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шассипроизводится от гидросистемы.

Длязащиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлете,посадке и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе на переднюю опору шассиустановлен грязезащитный щиток.

Ещеодним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длиныпробега самолета при посадке и прерванном взлете является парашютно-тормознаяустановка.

КонтейнерПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжнойпарашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольныйтормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25квадратных метра каждый и соединительное звено.

Контейнерпарашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоутухвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружнойобшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ.Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпускомпарашютов отклоняется вверх.

СИСТЕМАУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Всистему управления самолетом входит управление рулем направления ( ножноеуправление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами,управление стабилизатором (ручное управление).

Дляуменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установленбустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высотыи элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционнымэлектрическим управлением.

Нагрузкиот элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные всистему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирныемоменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системеуправления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, которыйизменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.

Триммерустановлен также и на руле направления.

СИЛОВАЯУСТАНОВКА

Насамолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивныхдвигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов,с автономным электрическим запуском.

Двигателиразмещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета.

Воздухв двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальнымидозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.

Переднийторец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительныйжгут.

Двигательсамолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой частимотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешнейповерхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевойзазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствиеотрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение уголизлома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.

Двигателикрепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем.Передний пояс крепления состоит из трех узлов — двух боковых, регулируемых подлине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, аштырь — тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит изтрех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальныеусилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.

Ксистемам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся:

— топливная система;

— система управления двигателями;

— приборы контроля работы двигателей;

— система запуска двигателей;

— система охлаждения двигателей;

— система противопожарной защиты;

— система дренажа и суфлирования.

Дляобеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажаобеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолетапосле остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.

Системауправления двигателями предназначена для изменения режимов работы двигателей иобеспечивается автономное управление каждым двигателем. Система состоит изпульта управления двигателями на левом борту кабины летчика и тросовой проводкис роликами, поддерживающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, иблоков редукторов перед двигателями.

Вконструкцию каждого двигателя входят следующие узлы:

— осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор;

— прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания сдесятью жаровыми трубами;

— осевая двухступенчатая реактивная газовая турбинас охлажденными сопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском;

— нерегулируемое реактивное сопло.

Надвигателе устанавливаются следующие агрегаты:

— стартер-генератор;

— генератор переменного тока;

— гидронасос;

— топливный насос-регулятор.

Каждыйдвигатель оборудован следующими системами:

— топливной системой;

— масляной системой;

— системой отбора воздуха;

— системой запуска.

Масляная система двигателя — замкнутого типа,автономная, предназначена для поддержания нормального температурного состояниятрущихся деталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение.

Системазапуска обеспечивает автономный и автоматический запуск двигателей и выход ихна устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить отбортового аккумулятора или от аэродромного источника питания.

Охлаждениедвигателей, агрегатов и конструкции фюзеляжа от перегрева обеспечиваетсянабегающим потоком воздуха, поступающим через воздухозаборники охлаждения засчет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения двигательных отсековрасположены на верхней поверхности мотогондол. Попавший в них воздух поддействием скоростного напора растекается по двигательным отсекам, охлаждаядвигатель, его агрегаты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходитнаружу через кольцевой зазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей.

Охлаждениеэлектрических генераторов, установленных на двигателях, также производитсянабегающим потоком воздуха за счет скоростного напора. Воздухозаборникиохлаждения генераторов установлены на верхней поверхности хвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостовой балкепатрубки делятся на левый и правый трубопроводы. Пройдя генераторы и охладивих, воздух выходит в двигательный отсек, смешиваясь с основным охлаждающимвоздухом.

Системапротивопожарного оборудования предназначена для обнаружения, сигнализации итушения пожара в отсеках двигателей (мотоотсеках).

Насамолете установлено противопожарное оборудование с двумя системамисигнализации и двумя огнетушителями.

Противопожарное оборудование включает:

— средства предупреждения пожара;

-средства сигнализации о пожаре;

— средства тушения пожара.

Средствамипредупреждения пожара являются конструктивные мероприятия по ограничениюраспространения пожара, организация охлаждения пожароопасных отсеков, которымина самолете являются отсеки двигателей, разделенные между собой конструкциейхвостовой балки фюзеляжа.

Насамолете установлено две системы сигнализации о пожаре, по одной на каждыйдвигательный отсек. Система сигнализации о пожаре состоит из исполнительногоблока и соединенных с ним двух групп датчиков.

Средстватушения пожара включают в себя два огнетушителя и распределительные коллекторы.Огнетушители расположены в мотоотсеке двигателей, коллекторы с подходящими кним трубопроводами от огнетушителей установлены по обводам шпангоутов.

ТОПЛИВНАЯСИСТЕМА

Топливнаясистема двигателя предназначена для питания двигателя топливом в процессезапуска и на всех режимах работы. Топливная система двигателя состоит изсистемы основного топлива и системы пускового топлива.

Топливона самолете размещено в сообщающихся между собой топливных баках под избыточнымдавлением 0,1 кг. на см.кв.

Топливная система самолета обеспечивает подачу топливаиз баков к двигателям в заданной последовательности на всех режимах работысамолета и при любом положении его в воздухе. Топливная система включает в себебаки, в которых размещается топливо; агрегаты, устройства и топливопроводы длязаправки топливом баков на земле; агрегаты, устройства и трубопроводы,обеспечивающие по

еще рефераты

Еще работы по авиации

Основные этапы развития и конструктивной эволюции техники в области самолетостроения

29 Августа 2013

Реферат по авиации

Реактивные двигатели, устройство, принцип работы

29 Августа 2013

Реферат по авиации

Авиация Второй мировой войны

29 Августа 2013