Главная

Рефераты, курсовые

Сочинения
- русские
- белорусские
- английские

- литературные герои
- биографии

Изложения
- русские
- белорусские

Словари
- афоризмы
- геология
- полиграфия
- социология
- философский
- финансовый
- энциклопедия юриста
- юридический

ГДЗ решебники
Рефераты - Афоризмы - Словари
Русские, белорусские и английские сочинения
Русские и белорусские изложения
Отзывы

Проектирование самолетов

Работа из раздела: «Транспорт»

/

/

Міністерство освіти і науки України

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського

'Харківський авіаційний інститут'

Кафедра проектування літаків та вертольотів

До захисту допускаю

Завідувач кафедрою,

професор __________Рябков В.І.

'___'______________ 2002 р.

ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА

ВИПУСКНОЇ РОБОТИ БАКАЛАВРА

Харків, 2002 р.

Анотація

Випускна робота бакалавра містить:

сторінок - 135

малюнків - 41

таблиць - 10

додатків - 11

Об'єктом дослідження даної роботи є надзвуковий, маневровий винищувач з крилом зворотної стріловидності, його системи, вузли та агрегати.

Ціллю даної роботи являється закріплення пройденого матеріалу під час самостійної підготовки при виконанні роботи, дослідження та порівняння характеристик, котрі має літак з крилом зворотної стріловидності.

При виконанні випускної роботи бакалавра використовувались різні методи дослідження: статистичний, аналітичний, розрахунковий. графічний. За допомогою цих методів були зібрані статистичні дані по прототипам-літакам, проаналізовані параметри, котрі вони мають, а також була зроблена статистична таблиця. Випускна робота бакалавра складається з чотирьох розділів: конструкторська частина, технологічна частина, безпека життєдіяльності, економічна частина.

В конструкторський частині були отримані початкові дані для розрахунку літака. Виконаний розрахунок маси в нульовому приближенні, знайдені геометричні параметри по котрим в подальшому побудоване креслення загального вигляду літака. Статистичні дослідження за допомогою Інтернету, а також вивчення різної літератури дали змогу спроектувати конструктивно-силову схему літака. Знайти відносні величини найкращі, для нульового приближення, розміри, підібрати оптимальний профіль для несучих поверхонь, зв'язати всі поверхні між собою. Виходячи з результатів, отриманих в першій частині, был було виконане креслення конструктивно-силової схеми літака. Після цього були виконані розрахунки лонжерону мінімальної маси, а також оптимальної монолітної панелі.. Був вибраний матеріал цих агрегатів, обчислена маса, геометричні параметри виходячи з нагрузок діючих на крило. При проектуванні панелі виконаний розрахунок для декількох приведених товщин. За результатами розрахунків виконані креслення. Виконане проектування силової установки та системи керування літаком, в котрих розглянуто різні способи життєзабезпечення літака: паливна, дренажна, повітряна, протипожежна та інші. В розділі проектування системи керування стабілізатором спроектована як механічна, так і електродистанційна система керування. Виконана порівняльна характеристика цих систем. Побудовані креслення.

В технологічній частині був спроектований штамп послідовної дії для виготовлення плоскої деталі, при її виробництві 1000 шт. Згідно результатів отриманих при проектуванні штампа, побудовані креслення.

В частині безпеки життєдіяльності розглянутий комплекс засобів індивідуального життєзабезпечення та аварійного рятування пілота літака.

В економічній частині був виконаний розрахунок економічного ефекту при різних варіантах матеріалу,із котрого виготовляється монолітна панель.

Робота була виконана на ЕОМ, з використанням різних програмних продуктів: Компас 3D версія 5.11, Компас Штамп версія 5.3 Microsoft Word 2002, всі розрахунки виконані в програмному середовищі Mathcad 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, міжнародна сітка Інтернет.

Аннотация

Выпускная работа бакалавра содержит:

страниц - 135

рисунков - 41

таблиц - 10

приложений - 11

Объектом исследования данной работы является сверхзвуковой, маневренный истребитель с крылом обратной стреловидности, его системы, узлы и агрегаты.

Целью данной работы является закрепление изученного материала во время самостоятельной подготовки при выполнении работы, исследование и сравнение характеристик, которые имеет самолет с крылом обратной стреловидности.

При выполнении выпускной работы бакалавра применялись различные методы исследования: статистический, аналитический, расчетный, графический. С помощью этих методов были собраны статистические данные по прототипам-самолетам, проанализированы параметры, которые они имеют, а также была сделана статистическая таблица. Выпускная работа бакалавра состоит из четырех частей - это конструкторская часть, технологическая часть, безопасность жизнедеятельности, экономическая часть.

В конструкторской части были получены изначальные данные для расчета самолета. Выполнен расчет массы в нулевом приближении, определены геометрические параметры, по которым в дальнейшем построен чертеж общего вида самолета. Статистические исследования с помощью интернета, а также изучения различной литературы дали возможность спроектировать конструктивно-силовую схему самолета. Определить относительные величины, наилучшие, для нулевого приближения, размеры, подобрать оптимальный профиль несущих поверхностей, увязать все поверхности между собой. Исходя из результатов, полученных в первой части, был выполнен чертеж конструктивно-силовой схемы самолета. После выполнены расчеты и проектировка лонжерона минимальной массы и оптимальной монолитной панели. Был выбран материал этих агрегатов, рассчитаны масса, геометрические параметры исходя из нагрузок действующих на крыло. При проектировке панели производился расчет для нескольких приведенных толщин. По результатам расчета выполнены чертежи. Произведено проектирование силовой установки и системы управления самолетом, в которых рассмотрены различные системы жизнеобеспечения самолета: топливная, дренажная, воздушная, противопожарная и другие. В разделе проектирования системы управления стабилизатором спроектирована как механическая, так и электродистанционная система управлении. Выполнена сравнительная характеристика этих систем. Построены чертежи.

В технологической части был спроектирован штамп последовательного действия для изготовления плоской детали, при ее производстве 1000 шт. Согласно, параметров полученным при проектировке штампа, построены чертежи.

В части безопасности жизнедеятельности рассмотрен комплекс средств индивидуального жизнеобеспечения и аварийного спасения пилота самолета.

В экономической части был произведен расчет экономического эффекта при различных вариантах материала, из которого изготавливается монолитная панель.

Работа была выполнена на ЭВМ, с применением различных программных продуктов: Компас 3D версия 5.11, Компас Штамп версия 5.3 Microsoft Word 2002, все расчеты произведены в программной среде Mathcad 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, международная сеть интернет.

The annotation

Outlet activity of the bachelor contains:

Pages - 135

Figures - 41

Tables - 10

Appendices - 11

Object of research of the given activity is the supersonic, maneuverable fighter with a swept-forward wing, his(its) systems, units and aggregates.

The purpose of the given activity is fastening of the studied material during independent preparation at fulfillment of activity, research and matching of characteristics which the airplane with a swept-forward wing has.

At fulfillment of outlet activity of the bachelor different methods of research were applied: statistical, analytical, computational, graphic. With the help of these methods statistical data on prototypes - airplanes were collected, parameters which they have are parsed, and also the statistical table was made. Outlet activity of the bachelor consists of four parts is a designer part, a technological part, safety of habitability, an economic part.

In a designer part initial data for calculation of an airplane were obtained. Calculation of weight in zero approximation is made, geometrical parameters on which in the further the general-arrangement drawing of an airplane is constructed are determined. Statistical researches with the help of the Internet, and also learning of the different literature have enabled to design the structurally - power scheme of an airplane. To define relative values, the best, for zero approximation, the sizes, to pick up an optimum structure of bearing surfaces, to coordinate all surfaces among themselves. Outgoing from the results obtained in the first part, the drawing of the structurally - power scheme of an airplane was made. The ambassador calculations and designing a spar of minimum weight and the optimum monolithic panel are executed. The material of these aggregates was selected, geometrical parameters outgoing from loads operational on a wing are calculated weight. At designe panels it was settled an invoice for several reduced thickness. By results of calculation drawings are made. Designing of a power plant and a control system of an airplane in which different environmental control systems of an airplane are considered is made: fuel, drainage, air, fire-prevention and others. In section of designing of a control system by the stabilizer the electro remote system control is designed both mechanical, and. The comparative characteristic of these systems is made. Drawings are constructed.

In a technological part the serial title block for manufacturing of a flat detail was designed, by its production 1000 piece. It agrees, parameters obtained at designing a title block, drawings are constructed.

Regarding safety of habitability the complex of means of personal life-support and emergency saving of the pilot of an airplane is considered.

In an economic part calculation of economic benefit was made at different versions of a material of which the monolithic panel is made.

Activity was executed on the COMPUTER, with application of different software products: the Compass 3D version 5.11, the Compass the title Block version 5.3 of Microsoft Word 2002, all calculations are made in software environment MathCAD 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, the internet work the Internet.

Содержание

Конструкторская часть

Введение

Основные пути развития авиации определялись главным образом прогрессом летательных аппаратов боевого применения, на разработку которых затрачиваются большие средства и силы. При этом гражданская и транспортная авиация, для которых решающее значение имеют надежность и удобство эксплуатации, обычно идут по пути проложенному создателями военных самолетов.

Среди боевых самолетов большую часть составляют истребители и перехватчики. Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких задач, является очень сложным процессом, требующим увязки при решении противоречивых задач из многих областей науки и техники. Значительные отличия нескольких самолетов, разработанных на основе одних и тех же требований (например легкие истребители Нортроп YF-17 и Дженерал ДайнемиксYF-16), говорят о возможности решения задач разными способами: самолеты могут иметь разные конфигурации, КСС, число двигателей и т.д.. Немаловажную роль играют и традиции фирмы, заставляющие проектировщика ради уменьшения технического риска применять проверенные аэродинамические схемы и конструктивные решения. В настоящее время считается, что разработанные образцы авиационной техники морально устаревают уже к моменту принятия их на вооружение. Это происходит не только ввиду разработки в КБ новых типов самолетов, а главным образом ввиду изменения принципов применения боевой авиации. Новый тип самолета, который должен эксплуатироваться в качестве боевой единицы не менее 10 лет, требует почти столько же лет на прохождение от стадии разработки ТТТ до начала серийного производства. Это означает, что намерения, и возможности вероятного противника следует прогнозировать на период около 10 лет.

Установлено, что основной характеристикой истребителя является маневренность, и что способность эффективно вести ближний бой - главная особенность современного истребителя.

Кроме того, конструкторы современных СМС проводят работы по улучшению маневренности и обеспечениюю запаса скорости в диапазоне чисел Маха 0,8…1,2, наиболее широко используемых в воздушном бою, по увеличению скорости по малым высотам полета, а так же по снижению чувствительности самолета в турбулентных областях атмосферы и к самовозбуждающимся колебаниям. Значительное внимание уделяется запасу посадочной скорости, с целью обеспечения безопасности экипажа и возможности использования, автомобильных дорог или наскоро подготовленных ВПП. Кроме того, проводятся интенсивные работы и выкладываются большие средства для улучшения технологичности конструкции повышения надежности, эргономичности и удобства эксплуатации и т.п. В конце сентября 1997 года в истории отечественной авиации произошло историческое событие - состоялся полет нового экспериментального самолета, С-37 'Беркут', который может стать прототипом отечественного истребителя пятого поколения.

Одним из важнейших требований к российскому истребителю пятого поколения являлась 'сверхманевренность' - способность сохранять устойчивость и управляемость на больших углах атаки. Следует заметить, что 'сверхманевренность' первоначально фигурировала и в требованиях к американскому истребителю пятого поколения, создававшемуся, практически одновременно с российской машиной, по программе ATF. Однако в дальнейшем американцы, столкнувшись с трудноразрешимой задачей совместить в одном самолете малую заметность, сверхзвуковую крейсерскую скорость и 'сверхманевренность', вынуждены были пожертвовать последней (маневренные возможности американского истребителя ATF/F-22, вероятно, лишь приближаются к уровню, достигнутому на модернизированном самолете СУ-27, оснащенном системой управления вектором тяги)

В качестве одного из решений, обеспечивающих получение требуемых маневренных характеристик, рассматривалось применение крыла обратной стреловидности (КОС). Такое крыло, обеспечивающее определенные компоновочные преимущества по сравнению с крылом прямой стреловидности, пытались использовать в военной авиации еще в 1940-e годы. Первым реактивным самолетом с крылом обратной стреловидности стал германский бомбардировщик Юнкерс Ju-287. Машина, совершившая первый полет в феврале 1944 года, была рассчитана на максимальную скорость 815 км/ч. В дальнейшем два опытных бомбардировщика этого типа достались СССР в качестве трофеев.

Однако в то время реализовать преимущества такого крыла не удалось, т.к. КОС оказалось особо подвержено аэродинамической дивергенции потере статической устойчивости при достижении определенных значений скорости и углов атаки. Конструкционные материалы и технологии того времени не позволяли создать крыло обратной стреловидности, имеющее достаточную жесткость. К обратной стреловидности создатели боевых самолетов вернулись лишь в середине 1970-х, когда в СССР и США притупили к работам по изучения облика истребителя пятого поколения. Применение КОС позволяло улучить управляемость на малых полетных скоростях и повысить аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов. Компоновка с крылом обратной стреловидности обеспечивала лучшее сочленение крыла и фюзеляжа, а также оптимизировала распределения давления на крыле и ПГО.

Задание

Тип, назначение: сверхзвуковой маневренный самолет с крылом обратной стреловидности, истребитель перехватчик.

Таблица.1.1. Тактико-технические характеристики

MН=11

Ммах

L(Н=11,М=1.6)

mцел

Lp

Hпотолок

Vкрейс

Hкрейс

Vу Н=0

Nэк

1,6

2

2000 км

4000 кг

600м

20 км

2000км/ч

11 км

330м/с

1

1.1 Описание прототипов и краткая характеристика их модификаций

МиГ-25 ОКБ им. Микояна, истребитель-перехватчик

МиГ-25 - первый в мире серийный истребитель, достигший скорости 3000 км/ч. Многоцелевой самолет, способный решать как разведывательные, так и истребительные задачи. Базовый серийный истребитель-перехватчик МиГ-25П выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом, двухкилевым вертикальным оперением и цельноповоротным стабилизатором с дифференциальным управлением

Около 80% конструкции планера выполнено из стали, 11% - из алюминиевых сплавов, 8% - из титановых сплавов, 1% - из других материалов.

Фюзеляж - типа полумонокок, изготовлен с широким использованием сварки. Крыло - трехлонжеронное, на задней кромке установлены закрылки и элероны. На каждой консоли- аэродинамический гребень. Шасси трехопорное. Колесо большого диаметра, что позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. В 1977 г. летчик-испытатель А.Федотов установил на этой машине абсолютный мировой рекорд высоты полета 37650 м, а всего на самолете этого типа установлены 29 мировых рекордов. Самолеты серии МиГ-25 применялись во время сирийско-израильского конфликта в 1982 г., ирано-иракской войны в 1980-1988 гг. и в ходе войны в районе Персидского залива в 1991 г.

МиГ-25П оснащен радиоприцелом РП-25 'Смерч-А' с параболической антенной (угол обзора в горизонтальной плоскости +60'/-60', угол обзора в вертикальной плоскости 6', способен обнаруживать маловысотные цели). На истребителях МиГ-25ПД и ПДС установлена импульсно-доплеровская РЛС 'Сапфир-25' (способна сопровождать на проходе до шести целей, угол обзора в горизонтальной плоскости +56'/-56', угол обзора в вертикальной плоскости 6'); теплопеленгатор, прицел К-10Т, система обнаружения облучения воздушными/наземными РЛС СРО-2М/СР30-2, радиовысотомер РВ-УМ или РВ-4, радиокомпас АРК-10, приемник радионавигационной системы ближней навигации РСБН-6С, аппаратура системы 'Лазурь', обеспечивающая выход на цель в автоматическом или директорном режиме по командам АСУ 'Воздух-1', автоматическая система управления САУ-155. Катапультное кресло КМ-1 (КМ-1М) обеспечивает возможность покидания самолета во всем диапазоне высот при скорости 130 - 1200 км/ч.

В 1969 г. на Горьковском авиазаводе (ныне Нижегородском) начат серийный выпуск перехватчиков МиГ-25П. В 1970 г. самолет был официально принят на вооружение авиации ПВО.

В 1978 г. начат выпуск самолета МиГ-25ПД с усовершенствованным БРЭО и ТРДФ, имеющим увеличенный ресурс. В 1979 г. приступили к переоборудованию ранее выпущенных самолетов МиГ-25П в вариант МиГ-25ПДС, соответствующий уровню МиГ-25ПД.

Серийное производство МиГ-25 продолжалось до 1985 г., построено 1186 самолетов МиГ-25 всех модификаций (включая и разведывательные варианты самолета). На МиГ-25 установлено 29 мировых рекордов (14 из них не превзойдено на начало 1993 г.). Применялся в локальных конфликтах (в частности, в войне в районе Персидского залива 1991 г.). Состоит на вооружении войск ПВО ряда стран СНГ, а также Алжира, Ливии, Сирии и Ирака.

Вооружение:

МиГ-25П -- четыре УР средней дальности Р-40Т с ТГС и Р-40Р с радиолокационной полуактивной системой наведения (до 50 км).

МиГ-25ПБ/ПДС -- дополнительно четыре УР ближнего боя Р-60М с ТГС.

/

/

Рисунок 1.2. „Общий вид МиГ - 25”

Су-27 ОКБ им. Сухого, истребитель-перехватчик

К разработке перспективного истребителя нового поколения в ОКБ Сухого приступили в 1969 году. Необходимо было учесть, что назначение создаваемого самолета - борьба за превосходство в воздухе и что тактика включает ближний маневренный бой, который к тому времени был снова признан основным элементом боевого применения истребителя. Проектируемый самолет был призван дать достойный ответ на F-15, который с 1969 г. ускоренными темпами создавался фирмой McDonnell Douglas. Поскольку F-15, по замыслу Пентагона, должен был превосходить все существующие и разрабатываемые истребители, проектируемый в ОКБ П.О.Сухого самолет, получивший шифр Т-10, надо было сделать на голову выше F-15.

Спроектированный самолет имел развитый наплыв и крыло овальной формы в плане, из-за чего было сложно применить механизацию передней кромки. Заднюю кромку занимала стандартная механизация - элерон и закрылок, а на законцовках крыла размещались противофлаттерные грузы. Аналогичные грузы установлены на горизонтальном и вертикальном оперениях. Кили размещены на верхних поверхностях мотогондол. Радиопрозрачный обтекатель РЛС на Т-10-1 несколько короче, чем на серийных машинах, а обслуживание аппаратуры осуществляется через люки на боковой поверхности НЧФ. Фонарь кабины пилота сдвигается назад по направляющим. Так как двигателей АЛ-31Ф с верхней коробкой агрегатов, на установку которых был рассчитан самолет, еще не было, на этой машине и ряде других опытных самолётов (Т-10-2, Т-10-5, Т-10-6, Т-10-9, Т-10-10, Т-10-11) были установлены ТРД АЛ-21Ф-3АИ с нижней коробкой (использующиеся на других самолётах фирмы: Су-17, Су-24). На других опытных самолётах (первые из которых: Т-10-3 полетел 23 августа 1979 г. и Т-10-4 - 31 октября 1979 г.) и серийных машинах применены АЛ-31Ф.

В это время стали поступать данные об американском F-15. Неожиданно выяснилось, по ряду параметров машина не отвечает техническому заданию, и уступает F-15 по многим показателям.

Были проведены испытания по тем временам совершенно 'экзотических' вариантов компоновки самолета: с крыльями отрицательной стреловидности, с ПГО; выполнено моделирование работы двигателей. Очень много опытов проводилось по поиску средств обеспечения непосредственного управления подъемной и боковой силами.

Разработчики ОКБ Сухого решили сохранить верность многолетним традициям и не стали выпускать посредственную машину. В кратчайшие сроки была разработана новая машина, в конструкции которой были учтены опыт разработки Т-10 и полученные экспериментальные данные. 20 апреля 1981 года опытный самолет Т-10-17 (другое обозначение Т-10С-1, т.е. первый серийный), поднялся в небо. Машина была сильно изменена, почти все узлы расчитаны 'с нуля'. На ней установили новое крыло с прямой передней кромкой, отклоняемым носком, флаперонами вместо закрылков и элеронов, дополнительной точкой подвески вооружения вместо противофлаттерного груза, сняли аэродинамические перегородки. Законцовки стабилизатора получили новую форму, с них сняли противофлаттерные грузы. Вертикальное оперение перенесли на хвостовые балки. Радиусы сопряжения крыла и фюзеляжа при виде спереди были увеличены. Увеличили внутренний запас топлива. Изменили ХЧФ - появилась 'пика', в которой разместили тормозной парашют (непосредственно на Т-10-17 он еще не был установлен). Шасси также было переделано. Новые основные опоры получили косую ось вращения и боковые замки выпущенного положения. Передняя опора стала убираться вперед, а не назад по полету, как было у первых машин. Самолет оснастили двигателями АЛ-31Ф с верхней коробкой агрегатов и новыми воздухозаборниками с убирающимися защитными сетками. Отделяемая часть фонаря кабины пилота стала открываться вверх - назад. Появился один тормозной щиток на верхней поверхности фюзеляжа вместо двух под центропланом, являвшихся одновременно створками отсеков колес основных опор шасси.

Самолёт выполнен по нормальной балансировочной схеме, имеет интегральную аэродинамическую компоновку с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус. Конструкция цельнометаллическая с широким применением титановых сплавов. Фюзеляж типа полумонокок с круговым поперечным сечением. Носовая часть отклонена вниз. Лётчик располагается на катапультируемом кресле К-36ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолёта во всём диапазоне высот и скоростей полёта.

Самолеты могут быть использованы для перехвата воздушных целей в большом диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на фоне земли, и ведения маневренного воздушного боя в любых метеоусловиях днем и ночью. Для успешного выполнения боевых задач на борту установлено современное прицельнонавигационное оборудование. Поиск и сопровождение цели осуществляются с помощью РЛПС с когерентной импульсно-допплеровской РЛС или ОЭПС с ОЛЛС и нашлемной системой целеуказания. БРЛС с антенной диаметром 1076 мм способна гарантированно обнаруживать воздушные цели класса легкий истребитель на дальности до 80-100 км в передней полусфере и 30-40 км - в задней, сопровождать на проходе до десяти целей и обеспечивать одновременный пуск ракет по двум целям. ОЭПС обнаруживает скоростные воздушные цели на удалении до 40 км в передней полусфере и 90-100 км - в задней. При достижении разрешенной дальности пуска ракет летчик может применить для поражения цели УР средней (типа Р-27) или увеличенной (Р-27Э) дальности с пассивными тепловыми или полуактивными радиолокационными ГСН. В ближнем маневренном бою используется имеющаяся на борту скорострельная пушка калибра 30 мм или УР малой дальности Р-73 с ТГС. Для обеспечения пилотирования и самолетовождения на борту истребителя имеется полный комплект радиотехнического навигационного оборудования.

При принятии на вооружение самолет получил обозначение Су-27, а в авиации ПВО - Су-27П (перехватчик). Все серийное производство Су-27 выполнялось авиационным заводом им. Ю.А.Гагарина в Комсомольске-на-Амуре (ныне КнААПО) под шифром Т-10С. Из 450 самолетов-перехватчиков Су-27, которыми располагали к началу 1996 г. Вооруженные Силы РФ, более 300 находятся в составе авиации ПВО.

Кодовое обозначение НАТО - Flanker-B (Крайний).

Вооружение: автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов); ракетное вооружение - до шести УР класса 'воздух-воздух' средней дальности типа Р-27, до четырех УР малой дальности Р-73 с ТГС; бомбы калибром до 500 кг и общей массой до 6000 кг (пакеты ФАБ-250) на четырёх пилонах; НУРС, КМГУ, выливные баки и прочее неуправляемое оружие класса 'воздух-поверхность'.

Для Су-30МК: УР класса 'воздух-воздух' типов Р-27Р/ЭР/Т/ЭТ, Р-73 и Р-77 (РВВ-АЕ); УР класса 'воздух-поверхность' типов Х-29Т/Л, Х-25МЛ, Х-31А/П, Х-59М и С-25Л; корректируемые авиабомбы КАБ-500КР/Л; свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; бомбовые кассеты различных типов; НУРС различных типов и калибров. Предусмотрена также подвеска контейнеров с аппаратурой РЭБ, лазерными дальномерно-целеуказательными системами, ИК-станциями.

Для Су-35: УР класса 'воздух-воздух' сверхбольшой, средней и повышенной дальности (Р-27РЭ, Р-27ТЭ, Р-77), а также малой дальности и ближнего боя (Р-73, Р-73М, Р-60М) с активными, полуактивными и пассивными радиолокационными и ИК ГСН. Для ударов по наземным и надводным целям могут применяться ракеты с телевизионным, телекомандным, тепловизионным, а также лазерным наведением (Х-25, Х-29, Х-59), противорадиолокационные (Х-31, Х-58) и противокорабельные крылатые и аэробаллистические ракеты (Х-31 А, Х-35, Х-15 и др.), управляемые (до 1500 кг) и свободно падающие авиабомбы, бомбовые кассеты и НАР.

/

/

Рисунок 1.4. „Общий вид Су - 27”

МиГ-31 ОКБ им. Микояна, истребитель-перехватчик

МиГ-31 является дальнейшей модернизацией истребителя-перехватчика МиГ-25. Предназначен для использования в системе ПВО, способен выполнять длительное патрулирование и вести борьбу со всеми классами аэродинамических целей, в том числе малоразмерными крылатыми ракетами, вертолетами и высотными сверхзвуковыми самолетами в любое время суток, при любой погоде и при интенсивном ведении РЭБ.

Самолет двухместный, выполнен по нормальной аэродинамической схеме с трапециевидным высокорасположенным крылом, цельноповоротным стабилизатором и двухкилевым оперением. Планер самолета изготовлен на 50% из нержавеющей стали, 16% -- титана, 33% -- из алюминиевых сплавов и 1%--другие конструкционные материалы. Серийный выпуск начался в 1979 г. на авиазаводе в г. Горьком.

Целевое оборудование позволяет использовать истребитель-перехватчик МиГ-31 автономно, в составе группы из однотипных самолетов или в качестве самолета-лидера для управления действиями истребителей, оснащен импульсно-доп-лсровской РЛС СБИ 'Заслон' с фазированной антенной-решеткой (ФАР) большой мощности.

Максимальная дальность обнаружения цели ЭПР 16 кв.м. -- 200 км, дальность сопровождения цели класса самолет ДРЛО -- 120 км, класса истребитель -- 90 км в передней полусфере и, соответственно, 120 и 70 км в задней полусфере. РЛС позволяет обнаруживать и сопровождать до 10 различных целей и одновременно наводить УР на четыре цели. Истребитель МиГ-31 оснащен теплопеленгатором, позволяющим скрыто осуществлять поиск и применять оружие, а также действовать в условиях интенсивных радиоэлектронных помех.

Навигационное оборудование включает радионавигационные системы 'Тропик' и 'Маршрут'. Обеспечивается возможность использования самолета на арктическом ТВД.

Эксплуатация самолета с довольно внушительной взлетной массой на обычных аэродромах заставила изменить конструкцию шасси: впервые на истребителе применили двухколесные тележки, на которых колеса располагались так называемым “разнесенным тандемом”, что уменьшило давление на покрытие взлетно-посадочной полосы. По этому самолет оборудован тележечным шасси, допускающим эксплуатацию с грунтовых ВПП. Имеется система дозаправки топливом в полете с выдвижной штангой.

МиГ-25, это цельносварной самолет из специальных сплавов. Первоначально машина даже называлась МиГ-25МП.

Внешне он очень напоминает “двадцать пятый” -- два киля, два скошенных воздухозаборника по бокам фюзеляжа. Но дальше начинаются различия, притом весьма существенные. На МиГ-31 за кабиной летчика есть вторая кабина, тогда как “двадцать пятый” был одноместным.

“Тридцать первый” имеет два модифицированных, высокоэкономичных, турбореактивных, двухконтурных двигателей Д-30, развивающих на полном форсаже тягу по 15500 кг. В отличие от других перехватчиков МиГ-31 способен в полете несколько раз дозаправляться от летающих танкеров, значительно увеличивая дальность и время полета.

Истребитель оснасщен помехозащищенным комплексом, обеспечивающим надежный перехват воздушных целей. Он состоит из бортовой радиолокационной станции с фазированной антенной решеткой (применена на самолете впервые в мире) теплопеленгатора для передней полусферы и индикатора тактической обстановки.

Есть на МиГ-31 аппаратура передачи данных, предназначенная для взаимодействия групп из четырех машин в полете строем, целераспределения и координации атак. Она позволяет одновременно сопровождать до десяти целей и производить пуск управляемых ракет сразу по четырем.

Вооружение МиГ-31 подбирается в зависимости от особенностей цели и боевой обстановки. В его состав могут входить четыре ракеты большой дальности с радиоголовками самонаведения; они же и две ракеты средней дальности с тепловыми головками самонаведения; четыре ракеты большой дальности и столько же малой дальности (ракеты ближнего маневренного боя).Размещены они так, чтобы они оказывали вдвое меньшее сопротивление набегающему потоку воздуха. В центроплан встроена 23-мм пушка с боекомплектом в 260 снарядов.

Серийное производство МиГ-31 начали в 1979 году.

Вооружение: шестиствольная пушка ГШ-23-6 (23 мм, 26 патронов, скорострельность -- 8000 выстр./мин); УР большой дальности Р-ЗЗ (до 120 км), УР средней дальности с ИК системой самонаведения Р-40Т и УР малой дальности Р-60, Р-60М или Р-73.

/

/

Рисунок 1.7 „Общий вид МиГ - 31”

F-15 Eagle McDonnell-Douglas, тактический истребитель

Концептуальные исследования по созданию истребителя F-15 начались в США в ноябре 1965 года, а в сентябре 1968-го командование американских ВВС направило предложения фирмам о выдвижении конкурсных проектов. Перед американскими специалистами была поставлена задача разработать новый истребитель, предназначенный для завоевания превосходства в воздухе и способный наносить удары по наземным целям. В 1969 году разработчиком F-15 стала фирма “Макдоннелл Дуглас”. Экспериментальный образец F-15A был выпущен в июне 1972 года. В настоящее время истребители F-15A и В состоят на вооружении ВВС США и Израиля.

Истребитель F-15 имеет малую нагрузку на крыло, двухдвигательную силовую установку и двухкилевое хвостовое оперение. Крыло самолета F-15 стреловидное, закрылки простые двухпозиционные поверхности управления самолетом обычные, однако для выполнения маневра по крену используются элероны совместно со стабилизатором, при этом на сверхзвуковых скоростях элероны отключаются. Управление элеронами осуществляется с помощью обычных приводов и механических тяг, а рулями поворота и стабилизатором -еще и электрическими приводами от системы повышения устойчивости. Конструкция воздухозаборников обеспечивает эффективную работу силовой установки на различных режимах, в том числе на больших углах атаки. Каждый из них имеет три створки с регулированием их углового положения и регулируемое окно перепуска воздуха.

С середины 1980 года начался выпуск истребителей F-15C (боевой) и D (учебно-боевой). В отличие от предыдущих модификаций эти самолеты имеют увеличенный (на 900 кг) запас топлива во внутренних баках и возможность оснащения двумя конформными баками “Фаст пэк” с общим запасом топлива 4500 кг. в которых может также размещаться дополнительная радиоэлектронная аппаратура.

Применение оружия обеспечивается главным образом импульсно-доплеровской РЛС AN/APG-63. Основные органы управления оружием для удобства работы расположены на рычагах управления двигателями и ручке управления самолетом. Для обнаружения и перехвата воздушных целей наряду с бортовыми средствами используются данные наведения и целеуказания, передаваемые с самолетов ДРЛО. а также с наземных пунктов контроля и управления. Подобно самолетам более ранней модификации бортовое оборудование истребителя F-15C позволяет перехватывать воздушные цели на как больших, так и малых высотах. в том числе на фоне подстилающей поверхности. Самолет оснащен системой опознавания “свой-чужой”. Тактическая обстановка и пилотажно-навигационные данные высвечиваются с помощью системы AN/AVQ-20 отображения информации на лобовом стекле и многофункциональных индикаторов. В состав связного оборудования входят УКВ радиостанция ARC-164 и ARC-186. а также аппаратура связи и распределения данных AN/URC-107(V) JTIDS. К бортовой аппаратуре РЭБ относятся станции постановки активных помех ALQ-135(V), радиотехнической разведки ALQ-128. обнаружительный приемник ALR-56, устройство выброса расходуемых средств ALE-45.

В состав силовой установки F-15C входят два турбореактивных двухконтурных двигателя F 100-PW-220 максимальной тягой по 10770 кгс.

Вооружение:

F-15A/B/C/D 'Eagle': Шестиствольная 20-мм пушка General Electric М61А1 Vulcan (940 снарядов), 4 УР AIM-9L/V 'Сайдуиндер', 4 УР AIM-7F/M 'Спэрроу' или до 8 УР средней дальности AIM-120 AMRAAM (только на F-15C/D).

F-15E/F 'Strike Eagle': Одна 20-мм шестиствольная пушка М61А1 Вулкан с 512 патронами. Боевая нагрузка - 11113 кг. размещенная на 9 внешних подвесках.

Возможна установка: 4-8 УР класса 'воздух-воздух' AIM-120 AMRAAM. 4 AIM-7F/M Sparrow , AIM-9L/M Sidewinder, 6 УР класса 'воздух-поверхность' AGM-65 Maverick. До 5 ядерных бомб В- 51(В-61).Бомбы:7 GBU-10 Paveway II ,15 GBU-12,2 GBU-15, 5 GBU-24 Paveway III, 20 кластерных бомб Mk.20 Rockeye, 2 GBU-28, 26 бомб Mk.82, 7 бомб Мk.84, а так же 12 CBU-87, напалмовые бомбы BLU, ПУ НУР LAU-3 19 x 70-мм НУР.

Возможна также подвеска:3 контейнеров с 30-мм пушками, УАБ AGM-130, ПРЛУР AGM-88 HARM.

/

/

Рисунок 1.9 „Общий вид F - 15”

МиГ-29 ОКБ им. Микояна, фронтовой истребитель

МиГ-29 -- один из лучших реактивных истребителей четвертого поколения. Представляет собой одноместный истребитель, выполненный по интегральной аэродинамической схеме с плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, дающим повышенные несущие свойства, двумя разнесенными двигателями и двухкилевым вертикальным оперением. В конструкции использованы алюминиево-литиевые сплавы. Широко применен углепластик, с использованием которого выполнены поверхности управления. Крыло имеет развитые корневые наплывы, обеспечивающие высокие несущие свойства на больших углах атаки. Угол стреловидности по передней кромке консолей крыла 42 град, корневых наплывов (у борта фюзеляжа) -- 73,5 град. Механизация крыла включает автоматически управляемые маневренные предкрылки по всему размаху и закрылки. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок с плоскими боковыми стенками в зоне кабины летчика. Аэродинамика самолета улучшена установкой на штанге ПВД пластин -- генераторов вихрей. Между соплами двигателей расположены расщепляющиеся тормозные щитки и контейнер тормозного парашюта.

Для самолета была выбрана интегральная компоновка -- крыло и фюзеляж представляют из себя единое целое. Истребитель оснащен двумя двухконтурными турбореактивными двигателями РД-33И, имеющие суммарную тягу на форсаже 16600 кг. Крыло самолета имело вихревые наплывы, что обеспечивает на больших углах атаки высокие несущие свойства крыла. Воздухозаборники машины имеют принципиально новую конструкцию, предотвращающую попадание в них посторонних предметов на взлете. На взлете и посадке воздухозаборник полностью закрыт, и питание двигателя воздухом осуществляется через “жабры” на верхней поверхности крыла в передней его части. При достижении определенной скорости, уже при поднятой передней стойке воздухозаборник переходит на нормальную работу. Для сокращения длины пробега самолет имел тормозной парашют, расположенный под расщепляющимися тормозными щитками между соплами двигателей.

Радиолокационная станция позволяет обнаруживать воздушные цели на больших дистанциях, в том числе и низколетящие цели, что было невозможным на самолетах старого поколения. Кроме РЛС самолет оснащен также теплопеленгатором и связанным с ним лазерным дальномером, что позволяет атаковать цель в режиме радиомолчания. Вооружение самолета составляют различные ракеты класса “воздух-воздух” (до 7) и скорострельная пушка ГШ-301 калибра 30 мм.

Кабина оснащена системой отображения информации на фоне лобового стекла, а также нашлемной системой целеуказания. Последняя позволяет пилоту мгновенно произвести захват цели головками самонаведения ракет, лишь посмотрев на цель. На ручке управления имеется кнопка, мгновенно переводящая самолет в состояние горизонтального полета с нулевым креном при потере пилотом ориентировки. Катапультируемое кресло К- 36 позволяет пилоту в критической ситуации покинуть машину даже на нулевой высоте. Система речевой индикации (именуемая пилотами “Наташа”) предупреждает об опасном режиме полета или угрозе со стороны противника, выдавая женским голосом речевые сообщения типа: “слишком низкий заход на посадку”, или “сзади противник”.

Самолет имеет тяговооруженность больше единицы. На базе МиГ-29 были созданы двухместный учебно-боевой истребитель МиГ-29УБ, палубный истребитель МиГ-29К, а также истребитель МиГ-29М с улучшенными пилотажными и боевыми характеристиками. Кроме России, самолеты Миг-29УБ имеются на вооружении стран СНГ, а также Кубы, Чехии, Германии, Индии, Ирана, Ирака, КНДР, Малайзии, Польши, Румынии, Сирии, Словакии, Югославии, Венгрии и Болгарии.

Для борьбы с воздушными целями на шести подкрыльевых узлах МиГ-29 могут устанавливаться шесть УР ближнего боя Р-60М или малой дальности Р-73 с ИК ГСН; четыре УР ближнего боя и две УР средней дальности Р-27РЭ с радиолокационной или Р-27ТЭ с ИК системой наведения. Для действий по наземным целям самолет может оснащаться бомбами, блоками НАР калибром 57, 80, 122 и 240 мм. Возможно использование УР класса 'воздух--поверхность' Х-25М с пассивным радиолокационным, полуактивным лазерным и радиокомандным наведением.

В кабине установлен индикатор прямого видения. Самолет оснащен системой автоматического управления САУ-451-04, системой автоматического регулирования управления АРУ-29-2 и системой управления триммерным эффектом. Имеются аппаратура командной радиолинии управления 'Бирюза' 3502-20, обеспечивающая взлимодействие с наземными автоматизированными системами наведения, и система автоматического управления САУ-454. В кабине установлеио катапультное кресло К-З6ДМ, обеспечивающее возможность покидания самолета в диапазоне скоростей от 0 до соответствующих М=2,5 и высот от 0 до 25 000 м.

/

/

Рисунок 1.11 „Общий вид МиГ - 29”

F-22 Raptor Lockheed-Boeing-General Dynamics, многоцелевой истребитель

Исследования по программе создания перспективного тактического истребителя ATF (Advanced Tactical Fighter) были начаты в середине семидесятых годов. В них участвовали все семь ведущих американских авиационных фирм.

Самолет, получил наименование 'Лайтнинг-2', предназначается главным образом для завоевания превосходства в воздухе. Его основными особенностями являются сверхзвуковая крейсерская скорость полета на нефорсированном режиме работы двигателя, высокая маневренность, хорошие взлетно-посадочные характеристики, большой радиус действия и боевая нагрузка, сравнимая с боевой нагрузкой истребителя F-15. Немаловажной особенностью самолета является его малая заметность в радиолокационном и ИК диапазонах, достигаемая в результате широкого применения техники 'стелc'.

Конструкция планера самолета в значительной мере изготовлена из композиционных материалов, таких как графито-эпоксидные, графитотермопластичные материалы и материалы типа углерод--углерод.

Кроме одноместного самолета F-22 А разработана его двухместная учебно-тренировочная модификация F-22 В. Взлетная масса - около 27 т. Крыло - близкое к треугольному с умеренной (42°) стреловидностью по передней кромке. Оно сочетает низкую относительную толщину для сверхзвукового полета с достаточной площадью для удовлетворения требованиям маневренности и обладает необходимым объемом. Большие предкрылки и изменение кривизны профилей по размаху делают крыло более эффективным на низкой скорости и больших углах атаки, чем треугольные крылья, построенные раньше. Самолет имеет интегральную компоновку: 1/3 размаха приходится на фюзеляж, вмещающий отсеки вооружения и большую часть топлива. Хвостовое оперение F-22 спроектировано так, чтобы самолет мог достигать предельных углов атаки, полностью сохраняя управляемость. Для расширения диапазона возможных режимов полета применяется изменение вектора тяги, что особенно полезно на низких скоростях. Но F-22 управляем на любом режиме и без отклонения сопел двигателей.

F-22 создан с применением технологии “стелc”, основанной на преобладании плоских наклонных поверхностей с острыми кромками, и в этом смысле он является развитием F-117. Дальнейший прогресс в этой области позволил ввести в конструкцию “Рэптора” и некоторые криволинейные поверхности, а также с особой тщательностью выполнить зазоры между управляющими поверхностями, Хотя применение композиционных материалов (КМ) способствует снижению заметности самолета, конструкция F-22 содержит их меньше, чем планировалось изначально. Тем не менее, цель - снижение массы на 25% по сравнению с полностью алюминиевой конструкцией - достигнута. Титан составляет 41% массы планера.

Сердцевиной конструкции является центральная часть фюзеляжа, построенная Lockheed Martin Tactical Aircraft Systems. Она включает отсеки для размещения вооружения и главных опор шасси, а также воздушные каналы двигателей. Остальной объем этой секции отдан под интегральный топливный бак. К центральной части крепятся консоли крыла, двигательные отсеки и хвостовые балки, построенные Boeing. Носовая часть фюзеляжа содержит кабину и электронное оборудование, созданное Lockheed Martin.

Размерность установленных на “Рэпторе” двигателей Pratt&Whitney F119-PW-100 продиктована требованием сверхзвуковой крейсерской скорости.

Вооружение:

Встроенная 20-мм пушка М61А2 Vulcan c 480 патронами. 3 внутренних отсека вооружения:

/

/

Рисунок 1.13 „Общий вид F - 22”

Су-47 (С-37 «Беркут») ОКБ им. Сухого, истребитель-перехватчик

В 1980 году в ОКБ им. П.О.Сухого совместно с отраслевыми научными центрами начались исследова-ния проекта истребителя с КОС. Работы по нему велись параллельно с исследованиями истребителей, имеющих другие аэродинамические компоновки.

СамолетС.37 выполнен по аэродинамической схеме 'интегральный неустойчивый триплан' с высоко-расположенным крылом обратной стреловидности, цельноповоротным ПГО и цельноповоротным зад-ним хвостовым оперением относительно небольшой площади. Обеспечивается возможность выпол-нять динамическое торможение с выходом на углы атаки до 120А на скоростях от предельно малых до сверхзвуковых.

При создании самолета реализована принципиально новая технология, позволяющая изготавливать детали обшивки в плоском виде, после чего формообразовывать их в поверхности двойной кривизны, имеющие сложную конфигурацию и стыковать между собой с высокой точностью. Применение круп-ногабаритных панелей длиной до восьми метров позволило добиться чрезвычайно высокой гладкости поверхности самолета и свести к минимуму крепеж. Это не только облагородило аэродинамику и сни-зило массу планера, но и уменьшило его радиолокационную заметность.

Конструкция планера на 13А/) по массе выполнена из композиционных материалов (в дальнейшем процент использования КМ должен быть существенно увеличен). На самолете применены принципиально новые 'интеллектуальные' композиционные материалы для самоадаптирующихся и саморазгружающихся конструкций. Ряд элементов (фонарь, шасси, некоторые бортовые системы), для снижения стоимости и ускорения работы по программе, заимствован у серийных истребителей семейства Су-27.

Крыло обратной стреловидности (по передней кромке -20А, по задней -37А) в консольной части и прямой стреловидности - в корневой имеет удлинение порядка 4,5 и выполнено на 90% из композиционных материалов. Консольная часть крыла выполнена складной. Ее передняя поверхность снабжена отклоняемым носком, а всю заднюю поверхность занимают односекционный закрылок и элерон.

Имеется развитый корневой наплыв, к которому крепится цельноповоротное ПГО, имеющее трапециевидную в плане форму. Стреловидность ПГО по передней кромке +50А, по задней кромке -16А.

Цельноповоротное заднее хвостовое оперение имеет стреловидность по передней кромке 50А.

Фюзеляж выполнен, в основном, из алюминиевых и титановых сплавов. Его сечение близко к овальному. Передняя часть носового обтекателя выполнена 'приплюснутой', с оребрением. В хвостовой части расположены два обтекателя, которые в дальнейшем могут быть использованы для размещения различного радиоэлектронного оборудования.

Вертикальное оперение конструкционно подобно оперению самолета Су-27, однако имеет значительно меньшую относительную площадь (это достигнуто за счет аэродинамической компоновки, обеспечивающей повышенную эффективность работы ВО на больших углах атаки). Кили имеют развал во внешнюю сторону, что, в сочетании с уменьшенной площадью ВО, снижает радиолокационную заметность самолета.

Фонарь кабины практически аналогичен фонарю самолета Су-27. Кресло К-36ДМ, установленное на экспериментальном самолете, имеет спинку, наклоненную на 30А, что уменьшает воздействие на летчика высоких перегрузок, характерных для маневренного воздушного боя (в перспективе самолет может быть оснащен усовершенствованным катапультным креслом, обеспечивающим, в частности, спасение летчика на малых высотах из перевернутого положения).

Основные опоры шасси снабжены одним колесом и убираются в ниши по бокам воздушных каналов воздухозаборника. Передняя двухколесная стойка убирается в фюзеляж поворотом вперед.

На самолете С-37 применено наиболее современное бортовое оборудование, созданное отечествен-ной промышленностью - цифровая многоканальная ЭДСУ, автоматизированная интегральная система управления, навигационный комплекс, в состав которого входит ИНС на лазерных гироскопах в соче-тании со спутниковой навигацией и 'цифровой картой', уже нашедшие применение на таких маши-нах, как СУ-30МКИ, СУ-32/34 и СУ-32ФН/34.

Cамолет оснащен интегрированной системой жизнеобеспечения и катапультирования экипажа нового поколения.

Для управления самолетом, как и на СУ-37, вероятно, применена боковая малоходовая ручка управления и тензометрический РУД.

Размещение и размеры антенн борового радиоэлектронного оборудования свидетельствуют о стремлении конструкторов обеспечить круговой обзор. Помимо основной БРЛС, размещенной в носу под оребренным обтекателем, истребитель имеет две антенны заднего обзора, установленные между крылом и соплами двигателей. Носки вертикального оперения, крыльевого наплыва и ПГО также, вероятно, заняты антеннами различного назначения (об этом говорит их белая окраска, характерная для отечественных радиопрозрачных обтекателей).

Хотя какая-либо информация о бортовой радиолокационной станции, примененной на самолете 'Бер-кут', отсутствует, косвенно о потенциальных возможностях радиолокационного комплекса истребителей пятого поколения, которые могут быть созданы на базе С-37, можно судить по опубликованным в открытой печати сведениям о новой БРЛС, разрабатывающейся с 1992 года объединением 'Фазотрон' для перспективных истребителей. Станция предназначена для размещения в носовой части самолета 'весовой категории' СУ-35/37. Она имеет плоскую антенную фазированную решетку и работает в Х-диапазоне. Дальность обнаружения воздушных целей составляет 165-245 км (в зависимости от их ЭПР). Станция способна одновременно сопровождать 24 цели, обеспечивать одновременное применение ракетного оружия против восьми самолетов противника.

'Беркут' также может быть оснащен оптиколокационной станцией, размещенной в носовой части фюзеляжа, перед козырьком фонаря летчика. Как и на истребителях СУ-33 и СУ-35, обтекатель станции смещен вправо, чтобы не ограничивать обзор летчику.

Нерегулируемые воздухозаборники, форма сечения которых близка к сектору круга, расположены под крыльевыми наплывами. Воздушные каналы имеют S-образеную форму, что обеспечивает экраниро-вание лопаток компрессоров ТРДДФ. На верхней поверхности фюзеляжа расположены две створки, служащие для дополнительного забора воздуха при маневрировании и на взлетно-посадочных режимах.

. В условиях, когда самолет будет действовать в воздушном пространстве, не имеющем мощного зенитно-ракетного прикрытия и против противника, не располагающего современными истребителями, допустимо увеличение боевой нагрузки за счет размещения части вооружения на внешних узлах подвески.

Экспериментальный самолет снабжен двумя ТРДДФ Д-З0Фб (2х15.600 кгс).

Вооружение:

встроенная пушка типа ГШ-301 (30мм) - ракеты 'воздух-воздух', 'воздух-поверхность

/

/

Рисунок 1.16 „Общий вид С - 37”

Название самолета

Данные по лучшему официальному результату

Массовые данные

Данные СУ

Геом. дан.

Mmax

Hmax(км)

Hкр (км)

Vпос (км/ч)

Vвзл (км/ч)

Vy (м/с)

Hп(км/мин)

Lmax (км)

Lразб(м)

Lпорб(м)

m0взл(кг)

m0макс(кг)

mпуст(кг)

mгр(кг)

mт(кг)

nэк(чел)

Тип дв-ля

P0(дан)

дв

Cp кг/дан*ч

mдв(кг)

S м2

l ,м

пк

МиГ-25, 1970г.

2,83

24,5

20700

290

350

290

12/2.5

1730

1250

800

36720

41000

20000

2180

14570

1

2х р-15Б-300

211200

0,62

0,62

1075

61,4

14,015

40

Су-27, 1975

2,35

20,1

18,5

270

295

330

19/3

1500

550

630

23500

28500

14800

3200

3900

1

2АЛ-21Ф-3АИ

213350

0,66

0,66

1535

62

14,7

42

Миг-31, 1979

2,82

206

20,6

360

360

310

17,5/7,5

2500

1200

1900

40900

46500

17500

2500

16500

2

2 Д30Ф

215500

0,68

0,68

1550

61,6

13,46

42

F-15, 1972

2,5

20,5

18,3

232

280

204

12/2

1900

274

840

20240

30850

12970

2500

6100

1

2PW100-PW-

210770

0,6

0,6

1375

56,5

13,05

45

МиГ-29,

1979

2.3

23

17

235

220

330

1500

600

600

15240

17700

10900

3000

4200

1

2РД-33ф

216600

750

38

11,36

42

F-22, 1990

2

18

20

213

3000

915

808

27200

16060

15000

2270

3162

1

2хF119

215810

0,7

0,7/1,2

875

78

13,56

42

Су 47,

1997

1,6

20

18

240

250

210

3300

240

540

26000

24000

21000

1

2хД-30Ф6

2x15500

56

16,7

-20

1.2 Выбор и обоснования аэродинамической схемы самолета

При выборе схемы будущего самолета необходимо учитывать много противоречивых требований: технологических, эксплуатационных, требований по надежности, живучести, радиолокационной заметности. В то время как первые из этих требований можно обеспечить путем совершенствования конструкции и технологической проработки, требования по чистоте форм (аэродинамика самолета) вступают в противоречие с требованием по снижению радиолокационной заметности. Здесь возможны два пути решения этой проблемы - в пользу первого или второго требования. Самолеты YF-20 и YF-22 разрабатывались по технологии “Стелс”, с применением специальных материалов и пилообразных кромок несущих поверхyостей. Естественно это отрицательно сказалось на аэродинамических характеристиках и цене самолетов. По другому пути пошли создатели самолетов Су-27 и Миг-29 - машины выполнены из классических материалов (стальные, титановые сплавы, дюраль) и имеют совершенные аэродинамические формы.

Учитывая тот факт, что ближний воздушный бой ведется на дистанции визуального контакта, приходим к выводу, что требование по обеспечению высокой маневренности является доминирующим.

Проанализировав статистические данные самолетов-прототипов, можно сделать вывод о том, что для сверхзвукового маневренного самолета с обратной стреловидностью крыла наиболее приемлема смешанная схема: на самолете используется как переднее горизонтальное оперение (ПГО), так и заднее горизонтальное оперение (ГО).

Крыло обратной стреловидности (КОС) имеет такие преимущества перед прямой:

· более высокое значение градиента и величины реализуемой подъемной силы;

· большие величины аэродинамического качества и избыточной мощности при маневрах в ближнем бою;

· увеличение аэродинамического качества и дальности полета на дозвуковых режимах;

· устойчивость к сваливанию (хорошие противоштопорные характеристики);

· лучшая управляемость на больших углах атаки;

· меньшие величины допустимой скорости полета и взлетно-посадочных дистанций.

Поскольку подъемная сила КОС неограниченна срывом потока, элероны остаются эффективными вплоть до высоких значений угла атаки, а самолет управляется даже при срыве потока со всей остальной части крыла. Основная подъемная сила реализуется на внутренней части крыла, тем самым, уменьшая изгибающие усилия. Удлинение этих крыльев можно увеличивать, а значить и улучшить индуктивное сопротивление при выполнении маневров с высоким коэффициентом подъемной силы.

Недостатками КОС является дивергенция - крыло склонно к скручиванию.

Механизация крыла, состоит из автоматически отклоняемого носка и закрылков, что позволит осуществлять полет по огибающей поляр и снизить посадочную скорость.

На самолете используется два горизонтальных оперения - ПГО и ГО. Все поверхности самолета являются несущими.

ПГО - предназначено для создания положительной подъемной силы. При достижении больших углов атаки - срыв потока на ПГО переводит самолет на малые углы, тем самым уменьшается возможность сваливания в штопор. Также ПГО выполняет вспомогательную функцию управления самолета в продольном и поперечном каналах. Оно выбрано стреловидной формы в плане(прямая стреловидность).

ГО - заднее горизонтальное оперение также выполнено стреловидной формы в плане (прямая стреловидность) и выполняет основную функцию управления самолетом в продольном и поперечном каналах.

Заднее горизонтальное и переднее горизонтальное оперения - цельноповоротные, для повышения эффективности на сверхзвуковых скоростях, оно же и является рулем высоты.

Все несущие поверхности плавно переходят в фюзеляж - схема самолета интегральная.

Фюзеляж имеет разное сечение по длине. Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса и переходит в сплюснутую форму - центральная и хвостовая чисти. Благодаря такой форме повышается общая подъемная сила самолета.

Вертикальное оперение (ВО) имеет стреловидную форму в плане, расположено в хвостовой части фюзеляжа и является стабилизирующим элементом конструкции. Для лучшей эффективности ВО выполнено из двух килей. ВО предназначено для обеспечения путевой устойчивости и управляемости. Для управления самолетом в путевом канале на ВО установлены рули направления. Для повышения эффективности ВО на больших углах атаки имеются небольшие подфюзеляжные кили.

По классификации самолет является однофюзеляжным монопланом со средним расположением крыла - среднеплан. Хвостовое оперение нормальной схемы. Шасси трехопорное с носовой опорой, силовая установка состоит из двух ТРДДФ.

1.3 Анализ статистических данных

Анализирую статистические данные собранные мной, как по крылу прямой стреловидности, так и по обратной, были выбраны следующие параметры самолета. Данные были взяты из летиратеры, международной сети INTERNET.

Таблица.1.3. Основные параметры проектируемого самолета

Ngg

Относительный параметр

Обозн.

Величина

1

2

3

4

1

Удлинение крыла

кр

3.5

2

Сужение крыла

кр

3.4

3

Стреловидность крыла по передней кромке

пккр

-42

4

Отн. толщина профиля крыла

0.055

5

Отн. площадь ПГО

0,146

6

Отн. площадь ГО

0.25

7

Удлинение ГО

ГО

3

8

Удлинение ПГО

ПГО

3

9

Сужение ГО

ПГО

3,5

10

Сужение ПГО

ГО

3.3

11

Стреловидность ГО по передней кромке

пкГО

50

12

Стреловидность ПГО по передней кромке

пкПГО

50

13

Отн. толщина профиля ГО

0.045

14

Отн. толщина профиля ПГО

0,045

15

Отн. площадь ВО

0.24

16

Удлинение ВО

ВО

2

17

Сужение ВО

ВО

3,4

18

Стреловидность ВО по передней кромке

пкВО

40

19

Отн. толщина профиля ВО

0.05

20

Удлинение носовой части фюзеляжа

Фн

3,53

21

Удлинение хвост. и центр. части фюзеляжа

Фц,хв

2,83

22

Диаметр фюзеляжа

Dф, м

2,12

23

Длина фюзеляжа

Lф, м

19,5

24

Отн. площадь закрылков

0.14

25

Отн. площадь отклоняемого носка

0.125

26

Отн. площадь элеронов

0.1

1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

Так как определение массы самолета является, довольно таки, сложным процессом, возникает противоречие между определением взлетной массы m0 и массы элементов конструкции mi. По этому определение m0 производится в нескольких приближениях, уточняя с помощью относительных масс mi полученных путем исследования статистических данных прототипов и сравнительного анализа самолетов.

В данной работе определяется взлетная масса в нулевом приближении. m0 определяется из соотношения уравнения относительных масс с использованием статистики.

, (1.4.1)

где:

mцел - масса целевой нагрузки; mэк - масса экипажа; mк, от - относительная масса конструкции; mсу, от - относительная масса силовой установки; mm,от - относительная масса топлива; mоб, упр, от - относительная масса оборудования и управления.

Значения mк, от; mсу, от; mоб, упр, от - берем из [14] таблицы 1.4.

Значение mm,от - находим из соотношения:

, (1.4.2)

где:

a и b - коэффициенты; L - дальность полета, км; V - скорость полета, км/час

Подставляя значения относительных и заданных масс в зависимость (1.4.1), определяем взлетную массу в нулевом приближении:

Зная значение m0 можно определить массы элементов конструкции mi.

, (1.4.3)

Определяем массы составляющих конструкции самолета, пользуясь значениями относительных масс взятых в таблице 1.5, [14].

mк - масса конструкции; mкр, от - относительная масса крыла; mф,от - относительная масса фюзеляжа; mоп, от - относительная масса оперения; mш, от - относительная масса шасси.

, (1.4.4)

Данные, полученные в результате весового расчета, заносим в таблицу 1.4.

Таблица.1.4 Значение масс полученных при расчете

Наименование

Обозначение

Ед.изм

Величина

Взлетная масса

m0

кг

20450

Целевая нагрузка

mцел

4000

Масса экипажа

mэк

90

Масса конструкции

mк

4704

Масса крыла

mкр

1576

Масса фюзеляжа

mф

1882

Масса оперения

mоп

376,32

Масса шасси

mш

879,648

Масса топлива

mm

4295

Масса силовой установки

mсу

4499

Масса оборудования и управления

mоб, упр

2863

Для определения массы двигателя потребного для самолета определим стартовую тягу P0.

, (1.4.5)

где:

t0 - тяговооруженность самолета взята из статистических данных; m0 - взлетная масса конструкции; g- ускорение свободного падения.

Так как на самолете установлено два двигателя, стартовая тяга одного будет равна половине P0.

Массу двигателя определим из зависимости:

, (1.4.6)

где:

?дв - удельный вес двигателя подобранный для самолета согласно P0.

1.5 Подбор двигателя

Для проектируемого самолета по данным, полученным при расчете стартовой тяги и тяговооруженности, а так же по статистическим данным подбираем двигатель.

Для удобства проектировки самолета подбираем двигатель применяемый на Су -27: АЛ-31Ф.

Характеристики:

· Тип двигателя: ТРДДФ

Размеры:

· Диаметр входа 0.91 м

· Максимальный диаметр 1.22 м*

· Длина 4.95 м

Эксплуатационные характеристики

· Крейсерский режим Максимал Форсаж

· Тяга 2x7600 кГс (2x74.53 кН) 2x12500 кГс (2x122.58 кН)

· Расход топлива 0.67 кг/кГс*ч 0.75 кг/кГс*ч 1.92 кг/кГс*ч

· Степень повышения давления в компрессоре 23

· Расход воздуха 110 кг/с

· Степень двухконтурности 0.6

· Масса двигателя 1533 кг**

· Отношение тяги к массе >8

· Температура газов перед турбиной до 1700 К

Рисунок 1.17 „АЛ-31Ф”

1.5.1 Описание

Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) АЛ-31Ф, созданный в НПО «Сатурн» им. А.М.Люльки - первый в нашей стране двухконтурный двигатель, соответствующий по параметрам в своём классе высшим мировым достижениям. Это мощный и экономичный ТРДДФ модульной конструкции, состоит из 14 блоков. Отношение тяги к массе более 8. Двигатель состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с регулируемой первой группой ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления с активным управлением радиальными зазорами, компактной кольцевой камеры сгорания, форсажной камеры и сверхзвукового регулируемого сужающегося-расширяющегося реактивного сопла. АЛ-31Ф оснащен гидроэлектронной системой автоматического управления и топливопитания с электронным регулятором-ограничителем.

Основная особенность АЛ-31Ф - уникальные по механическим и эксплуатационным характеристикам лопатки турбины, изготовленные из жаропрочного сплава с монокристаллической структурой и имеющие эффективную систему охлаждения. Напряжённая термодинамика двигателя, высокие степень повышения давления и температура газов перед турбиной (1600-1700 К), Масса 1533 кг, диаметр входа 0.91 м, максимальный диаметр 1.22 м, длина 4.95 м.

АЛ-31Ф эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта, устойчиво работает на режимах глубокого помпажа воздухозаборника на числах M=2 в условиях плоского, прямого и перевёрнутого штопора. Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полёте, встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают надёжность силовой установки при применении бортового оружия.

Рисунок 1.18 „Теоретический чертеж Ал - 31Ф”

1.6 Определение геометрических частей самолета

1.6.1 Определение геометрических параметров крыла

Одним из основных параметров самолета является площадь крыла - S. Этот параметр применяется при проектировании крыл, ПГО, ГО, ВО. Площадь крыла находится из зависимости:

, (1.6.1)

где:

m0 - взлетная масса самолета полученная при массовом расчете; g - ускорение свободного падения; P0 - удельная нагрузка на крыло выбранная со статистических данных.

Определяем размах крыла самолета l:

, (1.6.2)

где: ? - удлинение крыла;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды крыла.

Корневая и концевая хорды крыла определяются из зависимостей:

; (1.6.3)

, (1.6.4)

где:

b0 - корневая хорда крыла; bк - концевая хорда крыла; l - размах крыла: S - площадь крыла, ? - сужение крыла.

Неотъемлемой характеристикой несущих частей самолета является средняя аэродинамическая хорда крыла bA - САХ. При определении САХ, определяется также и ее координаты. САХ определяется из зависимости:

, (1.6.5)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.6)

ОХ.

, (1.6.7)

где:

?пк - стреловидность крыло по передней кромке.

1.6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Схема самолета интегральная - фюзеляж является несущей поверхностью. В нем размещены оборудование, двигателя, кабина пилота, отсеки для топлива, системы управления и другие жизненноважные элементы. По всему размаху фюзеляж имеет разную форму сечения.

Длинна фюзеляжа - Lф:

, (1.6.8)

где:

Lнос - длина носовой части фюзеляжа; Lцен - длина центральной части фюзеляжа; Lхвост - длина хвостовой части фюзеляжа.

Lнос - представлена в виде конуса. В ней располагается радиооборудование, кабина, закабинный отсек, ниша носовой стойки шасси.

, (1.6.9)

где:

?нос - удлинение носовой части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Lцен - представлена в виде цилиндра. В ней располагается радиооборудование, баки, отсеки оружия, системы управления, ниши основных стоек шасси.

, (1.6.10)

где:

?цен - удлинение центральной части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Lхв - представлена в виде цилиндра. В ней располагается двигатели, баки, узлы крепления хвостового оперения.

, (1.6.11)

где:

?хв. - удлинение хвостовой части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Тогда длина фюзеляжа из формулы (1.6.8):

1.6.3 Определение геометрических параметров переднего горизонтального оперения

Для определения площади переднего горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ПГО SПГО.от.

Площадь ПГО определим из зависимости:

, (1.6.12)

Определяем размах ПГО самолета lПГО:

, (1.6.13)

где: ?ПГО - удлинение ПГО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ПГО.

Корневая и концевая хорды ПГО определяются из зависимостей:

; (1.6.14)

, (1.6.15)

где:

b0 ПГО- корневая хорда ПГО; bкПГО - концевая хорда ПГО; lПГО - размах ПГО: SПГО - площадь ПГО, ?ПГО - сужение ПГО.

Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.16)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.17)

ОХ.

, (1.6.18)

где:

?пкПГО - стреловидность ПГО по передней кромке.

Определим плече переднего горизонтального оперения LПГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления переднего горизонтального оперения):

, (1.6.19)

где:

LПГО - плече переднего горизонтального оперения; A - коэффициент из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.

1.6.4 Определение геометрических параметров горизонтального оперения

Для определения площади горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ГО SГО.от.

Площадь ГО определим из зависимости:

, (1.6.20)

Определяем размах ГО самолета lГО:

, (1.6.21)

где: ?ГО - удлинение ГО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ГО.

Корневая и концевая хорды ГО определяются из зависимостей:

; (1.6.22)

, (1.6.23)

где:

b0 ГО- корневая хорда ГО; bкГО - концевая хорда ГО; lГО - размах ГО: SГО - площадь ГО, ?ГО - сужение ГО.

Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.24)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.25)

ОХ.

, (1.6.26)

где:

?пкГО - стреловидность ГО по передней кромке.

Определим плече горизонтального оперения LГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения):

, (1.6.27)

где:

LГО - плече горизонтального оперения; A - коэффициент берется из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.

1.6.5 Определение геометрических параметров вертикального оперения

Для определения площади вертикального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ВО SВО.от.

Площадь ВО определим из зависимости:

, (1.6.28)

Так как вертикальное оперение на самолете представлено в виде двух килей то в расчетах используется половина площади ВО.

Определяем размах ВО самолета lВО:

, (1.6.29)

где: ?ВО - удлинение ВО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ВО.

Корневая и концевая хорды ВО определяются из зависимостей:

; (1.6.30)

, (1.6.31)

где:

b0 ВО- корневая хорда ВО; bкВО - концевая хорда ВО; lВО - размах ВО: SВО - площадь ВО, ?ВО - сужение ВО.

Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.32)

Координаты САХ находим на осях ОY, ОX, по зависимостям:

ОY.

, - (1.6.33)

ОХ.

, (1.6.34)

где:

?пкВО - стреловидность ВО по передней кромке.

Определим плече вертикальное оперения LВО (расстояние от центра масс самолета до центра давления вертикального оперения):

, (1.6.35)

где:

LВО - плече горизонтального оперения; A - коэффициент берется из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.

Рисунок 1.19. „Геометрические параметры”

1.6.6 Механизации самолета

Механизация - одна из самых важных элементов конструкции самолета. Благодаря ей происходит процесс управления самолетом в полете.

На крыле установлены: флапероны, предкрылки.

Флаперон - элемент механизации крыла предназначеный управления самолетом выполняющий как функции эллерона так и функции закрылка. На одной консоли самолета установлено три секции флаперонов. При этом все секции работают в раздельности и одновременно. Секция № 1 расположенная ближе к концевой части крыла выполняет функции эллерона и является вспомагательной поверхностью формирования формы профиля крыла при взлете и посадке. Секции № 2 и № 3 выпольняют функции закрылка, а также вспомагательные функции при управлении самолета в воздухе (маневрировании), располагаются все секции по задней кромке крыла.

Предкрылок - элемент механизации крыла, предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик крыла путем увеличения площади крыла на взлетном и посадочном режимах эксплуатации самолета. На самолете предкрылок состоит из трех секций. Как и на флапероне все секции могут работать как одновременно, так и раздельно. Секция № 1 одновременно выполняет функции противодивергенционной механизации. Расположены все секции по передней кромке крыла.

На килях установлены: рули поворотов.

Руль поворота - элемент управления самолетом по направлению.

Рули управления самолета по тангажу выполненя в виде цельноповоротных стабилизаторов, так как самолет является сверхзвуковым летательным аппаратом.

Результатом расчета геометрических параметров самолета является чертеж НВ.0000-0000 ВО.

1.7 Выбор конструктивно-силовой схемы самолета

1.7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

Выбор конструктивно силовой схемы крыла включает в себя: выбор и обоснования компоновки крыла, выбор силовых элементов, построение чертежа КСС самолета.

Для выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона - рассчитаем ширину пояса условного лонжерона (которая составляет 0.6 хорды крыла в расчетном сечении). Толщина пояса - ?у определяется по формуле:

, (1.7.1)

где: P0 - удельная нагрузка на крыло при взлете; S - площадь крыла; zА - координата (положение по оси OZ); mi - масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр - масса крыла; g - ускорение свободного падения; nР - коэффициент расчетной перегрузки; cот - относительная толщина профиля; b0 - корневая хорда крыла; ?Р - разрушающее напряжение.

Рисунок 1.20. „Плечи усилий действующих на крыло”

Приведем координаты центра тяжести всех элементов к единой величине. Так как ракеты подвешиваемые имеют одну массу, то расчет имеет вид.

Для начала проверим значение толщины пояса условного лонжерона ?у при использовании материала Д-16Т с ?Р=330 МПа

Определяем величины интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы:

, (1.7.2)

, (1.7.3)

где: P0 - удельная нагрузка на крыло при взлете; S - площадь крыла; S1 - площадь отсеченной части крыла; zА1 - координата (положение по оси OZ); mi - масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр - масса крыла; g - ускорение свободного падения; nР - коэффициент расчетной перегрузки; cот - относительная толщина профиля; b0 - корневая хорда крыла; Н - расчетная высота профиля в сечении крыла.

Расчетная высота профиля в сечении крыла по САХ берется из соотношения:

, (1.7.4)

где Нмах - максимальное значение высоты профиля в рассматриваемом сечении.

Выбираем профиль крыла.

Подбор производим с помощью программы AeroFoil.

Нмах = 191,9 мм

Исходя из полученных значений толщины условного пояса, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что толщина стенки условного лонжерона ?у = 11 мм. Таким образом КСС при применении Д-16Т будет - «моноблочное крыло».

Проверим значение ?у при применении стали 30ХГСА ?Р=880 МПа

Толщина стенки условного лонжерона ?у = 4,08 мм. Таким образом КСС при применении 30ХГСА будет - «кессонное крыло».

Исходя из полученных значений толщины условного пояса ?у = 4,08 мм, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что конструктивно силовая схема крыла самолета - «кессонная» с четырьмя лонжеронами, для обеспечения большей живучести ЛА, так как самолет боевой..

Кессонные крылья выгодно применять в самолетах такого класса так как, так как нужно добиться большой жесткости крыла - крыло склонно к дивергенции.

Кессонное крыло обладает большей жесткостью, чем однолонжеронное. Крыло самолета выполняется при применении панелей из композиционных материалов, что в свою очередь тоже дает выгоду по технологичности при применении кессонной схемы.

На крыле применяется профиль NACA 0005 Symmetrical полученный с помощью программы «Aerofoil coordinate». Угол стреловидности крыла - 420.

Так как крыло кессонное то расстояние между нервюрами выбираем из предела 350 - 450 мм, а расстояние между стрингерами выбираем из промежутка 120 - 150 мм.

а = 450 мм - расстояние между нервюрами, а b = 140 мм - расстояние между стрингерами.

Передний лонжерон расположен вдоль линии 10% хорд крыла, второй - 30%, третий - 55% , а задний - лонжерон расположен вдоль - 70%. Лонжероны выполнены из стали 30ХГСА. Нервюры выполнены из Д - 16Т. Панели, применяемые на крыле, выполнены из эпоксидного углепластика, с ориентацией 20% углеродных волокон под углом 00(по направлению к размаху крыла), 60% волокон под углами ± 450 и 20% волокон под углом 900. На концовке крыла добавлено несколько слоем под углом 90 для увеличения прочности на кручении. (Такая методика изготовления была применена на экспериментальном самолете Х - 29 А).

Между вторым и третьим лонжеронами размещаются топливные баки. Между первым и вторым, а также между третьим и четвертым размещаются, проводка управления механизацией крыла, электропроводка, проводка топливной системы, и другие жизненноважные линии управления самолетом.

Узлы навески механизации идут по первому и четвертому лонжерону.

Крыло имеет 13 силовых нервюр. В носке и в законцовке крыла расположены также простые нервюры. Все нервюры выполнены Д-16Т.

Крепления крыло производится с помощью крепления ухо-вилка, на каждом лонжероне, 8-мя болтами

Чертеж КСС крыла -- лист №1.

1.7.2 Выбор конструктивно-силовой схемы переднего горизонтального оперения

Переднее горизонтальное оперение, установлено на самолете в носовой части фюзеляжа, - цельноповоротный стабилизатор. По КСС ПГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала - углепластика. ПГО имеет прямую стреловидность - 500 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ПГО по линии хорд оперения. Так же на ПГО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.

На ПГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Расстояние между нервюрами №1 и№2 расстояние 63 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ПГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла в который установлен сферический подшипник.

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС переднего горизонтального оперения -- лист №2.

1.7.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения

Горизонтальное оперение, подобно конструкции ПГО, оно установленное в хвостовой части на самолете, - цельноповоротный стабилизатор. КСС ГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала - углепластика. ГО имеет прямую стреловидность - 500 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ГО по линии хорд оперения. Так же на ГО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.

На ГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла, в который установлен сферический подшипник.

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС горизонтального оперения -- лист №3

1.7.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения

Вертикальное оперение установлено в хвостовой части установленное на самолете, КСС ВО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной дюралеалюминия. ВО имеет прямую стреловидность - 600 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 60% от передней кромки ВО по линии хорд оперения. На ВО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде листа выполненного из Д16Т.

На ВО установлено 14 нервюр, расстояние между нервюрами №6-№7, №9-№10 - 255 мм, расстоянии между - №3 - №4, №4 - №5, №5 - №6, №7 - №8, №8 - №9 - 250 мм, №1 - №2 - 167 мм, №2 - №3 - 331 мм, №13 - №14 - 177 мм, №12 - №13 - 180 мм. Разное расстояние установки нервюр выбрано из компоновочных соображений. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлен подкос, который снимает нагрузку с задней стенки, и передают ее на лонжерон. Крепление ВО - происходит с помощью соединений ухо-вилка, которые расположены на передней стенке и лонжероне

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС вертикального оперения -- лист №4

1.7.5 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

Фюзеляж применяемый на самолете представляет собой полумонокок. Но одной из качественных характеристик его - это несущая возможность. Все агрегаты и узлы самолета крепятся к фюзеляжу: к силовым шпангоутам. Его силовой набор представляет собой поперечный набор - шпангоуты и продольный набор - стрингера.

Шпангоуты применяемые на самолете двух видов. Первый - силовые шпангоуты, который предназначены воспринимать нагрузки действующие на фюзеляж, и выполняют функцию мест крепления различных конструкций, элементов, узлов и агрегатов. Второй, простой - предназначен для обеспечения контура и восприятие нагрузок.

Стрингера расположены вдоль фюзеляжа - подкрепляют обшивку и придают жесткости конструкции фюзеляжа.

Всего на самолете установлено 64 шпангоута.

Расстояние между шпангоутами 300мм. Но на некоторых секциях самолета расстояние изменяется в связи с компоновочными соображениями.

Нумерация шпангоутов начинается с носовой части. В некоторых секциях установлены дополнительные шпангоуты.

Расстояние между стрингерами 150 мм. Стрингера располагаются параллельно оси симметрии фюзеляжа. В сечении стрингера являются уголками.

Расстояние между шпангоутами № 23 - №24 - 268 мм, № 44 - №44А - 125мм, № 57 - №57А - 70мм.

На фюзеляже введены продольные силовые элементы, являющиеся усилением вырезов под технологические узлы, люки, кабину, секций агрегатов и оборудования

Чертеж КСС фюзеляжа -- листы №5, №6.

В сечении фюзеляж имеет переменную форму для обеспечения интегральной схемы крыла. Носовая часть имеет круглую форму, которая плавно переходит в овальную.

Носовая часть фюзеляжа (кок) выполнен из радиопрозрачного материала.

Сечения фюзеляжа по основным шпангоутам предоставлены -- лист 7.

1.7.6 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси

Конструктивно силовая схема шасси представлена в виде двух основных стоек, и одной носовой стойки.

Носовая стойка самолета представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо. Так же в КСС шасси входят гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка полурычажного типа , с расположенным внутри ее амортизатором, что позволяет уменьшить вес стойки и обеспечить ориентировку колеса относительно вертикальной оси стойки. Так же на стойке установлен гидроцилиндра втягивающий шток стойки, в закрытом положении. Цилиндр подключен основной гидроситеме, для создания достаточного давления.

Основная стойка представлена в виде одноколесной трубообразной формы, имеются гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка телескопического типа, с расположенным внутри ее амортизатором. При уборке колесо изменяет свое положение , что дает возможность уменьшить нишу шасси

Все стойки находятся на малом расстоянии к центу тяжести, что обеспечивает очень маленький радиус разворота самолета на ВПП.

Все стойки убираются вперед по полету. Носовая - в нижнюю часть закабинного отсека, а основная - в фюзеляжную часть.

Кинематические схемы крепления стоек шасси показаны -- лист №8.

Конструктивно силовая схема самолета представлена на чертеже ВН.0000-0000 КСС.

1.8 Описание конструкции самолета

Планер самолета представляет собой моноплан с подфюзеляжными воздухозаборными каналами и двумя двигателями, с среднерасположенным трапецевидным крылом с передними наплывами, и цельноповоротным горизонтальным и передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение самолета состоит из двух килей с рулями направления и подфюзеляжных гребней.

Крыло - свободнонесущее, трапецевидной формы в плане, с отрицательным углом поперечного V, стреловидность по передней кромке - 42. Крыло состоит из двух консолей, стыкуемых с фюзеляжем в восми точках. Каждая консоль имеет отклоняемую механизацию

Крыло имеет кессонную конструкцию. Продольный силовой набор представлен четырмя лонжеронами, панелями, поперечный - нервюрами. Материал нервюр - сплав Д16Т, лонжеронов - сплав 30ХГСА, панели выполнены из углепластика. Соединение силовых элементов осуществляется клепкой и склейкой. На нижней поверхности крыла расположены точки крепления пилонов для подвески ракет. На законцовках также имеются узлы навески ракет или контейнеров с радиооборудованием.

Во внутреннем объеме каждой консоли, между вторым и третьим лонжероном находятся баки-отсеки.

На задней кромке крыла, стабилизатора, вертикального оперения и всех рулевых поверхностей установлены съемники статического электричества.

Механизация задней кромки крыла представлена в виде флаперонов, состоящая из 3 секций.

1 и 2 секции представляют собой клепано-сотовую конструкцию. Они состоят из лонжерона, обшивки, сотоблока, и носовых диафрагм. Закрылок подвешивается к крылу в двух точках. В корневом узле навески - запрессован подшипник скольжения, в концевом - закрытый роликовый подшипник. Смазка подшипников через масленки.

3 секция - элерон, состоит из одной секции. Она - клепанной конструкции, с применением сотоблоков. Каркас носка элерона состоит из обшивки, лонжерона, набора диафрагм и узлов навески. Хвостовая часть элерона представляет собой склеенный сотоблок из обшивки (материал Д19) и сот из фольги АМг2Н.

Элерон подвешен на двух точках, узлы навески закреплены на лонжероне, в них запрессованы роликовые подшипники. В передней кромке элерона расположен противофлаттерный груз.

Фюзеляж самолета конструктивно состоит из панелей, стрингеров, 64-ти шпангоутов. Силовыми являются шпангоуты 1, 3, 5, 6, 9, 14, 17, 20, 23, 24, 26, 28, 31, 33, 37, 40, 42, 44А, 45, 47, 49, 52, 55, 56, 57,57А, 59, 61, 63, 64.

Технологически фюзеляж состоит из:

носового отсека до шп. №10;

отсека кабины пилота - от шп. №10 до шп. №23;

отсека топливных баков - от шп. №26 до шп. №47;

отсека хвостовых балок - от шп. №47 до шп. №63;

Носовой отсек.

Отсек состоит из 10-ти шпангоутов и стрингерного набора.

В носовом отсеке фюзеляжа размещается радиооборудование. К шп. №6 крепится носовой обтекатель из пластика. Отсек разделен горизонтальной перегородкой на две части. В верхней части располагается оптико-локационная станция 36Ш и лазерный дальномер, в нижней - радионавигационное оборудование «Тропик», «Омега» и станция обмена информацией «РК-РЛДН».С 6-го по 10-й отсек бортового оборудования.

Отсек кабины пилота.

Конструктивно отсек состоит из 13-ти шпангоутов, стрингерного набора, подфонарной панели и окантовки ниши передней стойки шасси. Подфонарная панель представляет собой раму из двух литых балок и перемычки из Al сплава. В верхней части панели имеется желоб под шланг герметизации фонаря. Панель крепится к шп. №10 и №23, имеет изогнутую форму. Кабина пилота бронирована плитами из титанового сплава от шп. №10 до шп. №23. Шпангоуты №10, как и №23 является герметичной стенкой кабины пилота, к этим шпангоутам крепится пол кабины, также бронированный. На шп. №26 расположены узлы навески носовой стойки шасси, шп. №23 несет на себе узлы навески цилиндра уборки-выпуска и подкоса передней стойки шасси.

Отсек топливных баков.

Шпангоуты №28 и №33 служат стенкой топливного бака №1, кроме того. На шпангоуте №26 расположены узлы навески тормозного щитка на №28 - передней половины клина воздухозаборника, по №33 идет гофрированная стенка разделяющая внутренний объем отсека топливных баков на отсек бака №1 и отсек бака №2. Шпангоут №44А несет на себе узел крепления переднего лонжерона крыла. К шп. №44А крепится узел навески цилиндра управления клином воздухозаборника. Шпангоут №45 несет на себе стыковые узлы крепления второго лонжерона крыла. Шпангоут №49 несет на себе стыковые узлы крепления третьего лонжерона крыла. Шпангоут №42 представляет собой гофрированную перегородку и служит стенкой отсека бака №2. К шпангоуту №31 крепится узел навески гидроцилиндра тормозного щитка. Шпангоут №52 несет на себе стыковые узлы крепления четвертого лонжерона крыла. На шп. №45 и №47 расположен узел навески основной стойки шасси. Все шпангоуты, несущие стыковые узлы крыла представляют собой стальные штампованные балки с подкрепляющими стойками.

Отсек хвостовых балок.Каждая балка состоит из верхней и нижней панелей и вертикальных стенок. Балки крепятся к шп. №45 и №47. На шп. №47 расположены узлы навески цилиндров уборки-выпуска основных стоек шасси. Силовой шпангоут №49 несет на себе основной пояс крепления двигателя, который состоит из штыря, воспринимающего тягу и двух регулируемых тяг, воспринимающих часть веса двигателя. Второй пояс крепления двигателя, по шп. №49, состоит из двух регулируемых тяг, воспринимающих часть веса двигателя и горизонтальной тяги, воспринимающей боковую силу. Хвостовые балки несут на себе стыковые узлы навески килей сверху и подфюзеляжных гребней снизу. Пояс крепления форсажной камеры расположен в районе заднего узла крепления киля и представляет собой вращающиеся ролики, которые скользят по ответным рельсам на корпусе двигателя.

Фюзеляжные баки - мягкие, из протектированной резины с разбухающим средним слоем. Баки имеют вклеенные штуцера, горловины и пр. и устанавливаются в соответствующие отсеки через люки в фюзеляже.

Воздухозаборники начинаются от шп. №33 и расположены снизу фюзеляжа до шп. №44. За шп. №44 воздухозаборники переходят в каналы питания двигателей. Входное сечение каждого воздухозаборника - прямоугольное, с заостренной передней кромкой, скошенной назад при виде сбоку. В зоне между шп. №40 и №44 прямоугольное сечение переходит в круглое. Внутренние верхние панели каналов выполнены в виде плоских перегородок, отделены от фюзеляжа и образуют щели для отбора воздуха на охлаждение двигателя. Конструктивно воздухозаборник состоит из входного устройства, жестко закрепленного на фюзеляже и U - образных панелей из алюминиевой обшивки и сотоблоков. К фюзеляжу панели крепятся по контуру с помощью штыревых защелок. Регулирование площади входного сечения воздухозаборника осуществляется с помощью клина, состоящего из передней и задней створки. На задней створке прикреплен генератор вихрей - турбулизатор, выполненный в виде пилона с тремя направляющими лопатками. Управление положением створок осуществляется с помощью гидроцилиндра, автоматически от следящей системы. В передней створке и входных кромках воздухозаборника имеются отверстия для отсоса пограничного слоя.

Стабилизатор - цельноповоротный, с углом стреловидности по передней кромке 50. Каждая консоль стабилизатора конструктивно состоит из корневого силового каркаса, и обшивки выполненной из композиционного материала. Консоли вращаются на осях, параллельных лонжеронам, на сферических подшипниках. В передней кромке стабилизатора расположен противофлаттерный груз.

Киль. Силовой набор киля состоит из одного лонжерона двух стенок и цельнофрезерованных панелей. Материал панелей, нервюр и обшивок - сплав Д16Т, лонжеронов - сталь 30ХГСА. В радиопрозрачной законцовке расположена антенна из комплекса САП.

Каждый киль крепится к хвостовой балке фюзеляжа в двух точках. На задней кромке каждого киля расположены бустеры ЭДСУ и узлы навески руля направления.

Руль направления состоит из обшивки, лонжерона и нервюр, которые соединяются между собой клепкой. Все детали каркаса изготовлены из сплава Д19Ам. Каждый руль навешивается на киль в трех точках. Кронштейн управления находится в районе среднего узла навески.

Подфюзеляжные гребни.

Каждый гребень навешивается на хвостовую балку в двух точках и состоит из обшивки, двух лонжеронов с узлами навески и сотоблоков.

Носовая стойка шасси - полурычажного типа, с управляемым тормозным колесом КТ-257 и демпфером «шимми». Ось поворота стойки лежит в плоскости шп. №26, стойка убирается вперед. Узел навески гидроцилиндра выпуска и уборки стойки расположен на шп. №23. В выпущенном положении стойка фиксируется телескопическим подкосом с гидрозамками. Узел навески подкоса расположен на шп. №23.

Каждая основная стойка - телескопического типа, с тормозным колесом КТ-88. Ось поворота стойки расположена под углом к строительной горизонтали самолета и расположена между шп. № 40 и шп. №47, стойка убирается вперед. Для уборки и выпуска стойки служит гидроцилиндр с замками, который также фиксирует стойку в выпущенном положении. Для предотвращения произвольного поворота при движении по полосе каждая стойка оснащена шарнирным двузвенником.

1.8.1 Система управления

Система управления - электродистанционная, с трехкратным дублированием каналов управления и системой искусственной устойчивости по продольному каналу. Усилия на ручке пилота моделирует загрузочный механизм. Система дублируется механической проводкой управления.

1.8.2 Оборудование самолета

На шп. №6, установлена когерентная импульсно-доплеровская помехозащищенная радиолокационная станция с антенной O1,1м.

Носовой отсек оборудования до шп. №10 состоит из: радионавигационной системы ближнего действия « Тропик », радионавигационной системы средней дальности « Омега », закрытой линией обмена данными « РК РЛДН », оптико-локационной станции « 36Ш », системы индикации на лобовом стекле « ППИ70-8 », лазерного дальномера, приборной доски в кабине пилота, баллонов системы аварийного выпуска шасси, аварийной воздушной турбины и штанги системы дозаправки.

Закабинный отсек оборудования включает блоки системы управления и устойчивости, станцию активных помех « Сорбция-С», систему кондиционирования, холодильник и систему обогрева кабины.

Аккумуляторы и преобразователи расположены по левому борту в подкабинном отсеке. Агрегаты топливной системы самолета расположены в фюзеляже между шп. №42 и шп. №52. Баллоны противопожарной системы расположены в отсеке топливной аппаратуры.

1.8.3 Вооружение самолета.

Вооружение самолета состоит из встроенной пушки ГШ-301 калибра 30мм с боекомплектом 200 снарядов и ракет на пилонах под крылом. На внутренних пилонах - 2 ракеты средней дальности Р-73, на внешних - 4 управляемые ракеты ближнего боя Р-77. На центральном пилоне под фюзеляжем подвешивается бомба с лазерным наведением КАБ-500.

1.9 Расчет лонжерона

Лонжерон основной элемент продольного силового набора крыла воспринимающий нагрузку. Он воспринимает часть изгибающего момента Мизг и поперечной силы крыла Q. Лонжероны бывают нескольких типов: балочной и ферменной конструкции.

Конструктивно лонжерон состоит из стенки - работает в основном на сдвиг от поперечной силы, пояса лонжеронов воспринимают изгибающий момент и продольные силы.

В этой части работы нужно спроектировать лонжерон минимальной массы (с подбором материала), для самолета с учетом нагрузок действующих на крыло.

1.9.1 Определение изгибающего момента действующего в крыле

Изгибающий момент, действующий на крыло самолета определим из зависимости:

, (1.9.1)

где:

nР - расчетная нагрузка; CК - расстояние от корневого сечения до центра тяжести к-го агрегата; Gкр - вес крыла; Gпол - полетный вес самолета; Gкагр - вес к-того агрегата; C - расстояние от корневого сечения до точки приложения равнодействующей воздушной нагрузки.

Так как по КСС крыла крыла является кессонное то:

50% - нагрузки воспринимает панель, 50% - лонжерон то будем брать половину момента, действующую на консоль.

Поскольку лонжеронов на самолете четыре то найдем значение которое действует на каждый лонжерон:

, (1.9.2)

где

Мi - момент действующий на рассматриваемый лонжерон; Мизг - суммарный момент действующий на крыло; Н1 - высота первого лонжерона; Н2 - высота второго лонжерона; Н3 - высота третьего лонжерона; Н4 - высота четвертого лонжерона Нi - высота исследуемого лонжерона.

Моменты действующие на лонжероны крыла пропорционально квадратам высот с учетом их длин l1, l2 ,l3, l4.

Так как высоту берем по теоретическому контуру то в рассчетах берем 95% Мизг.

, (1.9.3)

где:

Ei - модуль упругости материала из которого сделан лонжерон; Ji - момент инерции;

li - длина лонжерона.

Так как лонжероны выполнены из одного материала то E у всех лонжеронов одинаковое - его можно сократить, а, по сколько расчет ведется в нулевом приближении то Ji2 = Нi.

Определим истинный момент действующий на лонжероны:

1.9.2 Расчет верхнего сжатого пояса 2-го лонжерона

В первом приближении можно допустить, что верхний и нижний пояс лонжерона выполнен из одного материала, имеют одинаковую конфигурацию и площадь. Так как самолет является сверхзвуковым, маневренным истребителем то нужно учесть массовые и прочностные характеристики. Проверим и подберем материал характеристики, из которого в дальнейшем будет изготовлен лонжерон. Оценивать мы должны по критериям прочности, массы, цены, технологичности

Разрушающие напряжения равны критическим - при местной потере устойчивости, при сжатии верхнего пояса. Будем исследовать два материала: Д16Т - алюминиевый сплав, 30ХГСНА - высокопрочная легированная сталь.

Таблица.1.5. Основные параметры материалов

Материал

?B МПа

Е, МПа

?,кг/м3

Д-16Т

440

7,1х104

2800

30ХГСНА

?д=1.2 ?т

1600

2,0*105

7850

Из условия прочности (по зависимости(2.5) [16]) имеем:

, (1.9.4)

где:

? - толщина пояса лонжерона; ?кр - критическое напряжение, (величина разрушающего напряжения); В - ширина полки; Н - строительная высота; М - изгибающий момент.

Зададимся В/?: 2,3,4,5,6,7,8; ?р;

Сначала определяем С - берем из зависимости (1.9.4) правую часть и при подстановке вместо критического напряжения ?р - значения расчетного напряжения взятого из графика 2.3. [16] для материала сталь 30ХГСНА (кривая при ?д=1.2 ?т). По полученным значениям С из зависимости построенной на рис. 2.5 [16] находим значения зависимости ?/Н. Таким образом у нас есть все данные для определения геометрических параметров и погонного веса - G верхнего пояса лонжерона. По полученным значениям строим зависимость G = f (В/?).

Аналогично проводим расчет для пояса лонжерона выполненного из Д-16Т.

Зависимости строим на одном графике.

Расчет веса лонжерона для стали и для Д16Т:

По полученному графику определяем, что погонный вес полки, выполненной из стали будет меньше, чем вес полки выполненной из Д-16Т. По этому дальнейший расчет лонжерона ведем, при использовании стали 30ХГСНА.

В/? - принимаем равным 3,

Рисунок 1.21. „Полка лонжерона”

При проектировании полок для крепления панелей мы должны учесть некоторые требования предъявляемые прочностью, жесткостью, учесть условие неразрушения полки при клепке:

1. прочности - ?п?п ? ?обш ?обш ,

2. жесткости - (6?8) ?п2 ? ?2,

3. не разрушение полки при клепке.

Таким образом, из первого условия следует, что:

?п ? ?обш ?обш/?п,

Из второго условия следует, что:

?п ? v?2/8

Принимаем толщину полки 6 мм

Из третьего условия, так как пояс изготовлен из стали, то толщина полки:

2мм ? ?полки.

Рисунок 1.22. „Полка рассчитанного лонжерона”

1.9.3 Расчет нижнего растянутого пояса 2-го лонжерона

Нижний пояс лонжерона работает на растяжение - сжатие. По этому величину площади поперечного сечения определяем по выражению:

, (1.9.5)

где:

FH - площадь поперечного сечения нижнего пояса; PP - усилие в поясе при растяжении; BH - половина ширины нижнего пояса; ?н - толщина нижнего пояса; ?В - предел прочности материала.

Из условий технологичности и равнопрочности, мы имеем:

FB ?P = FH ?B (1.9.6)

?B = 1600 МПа (30ХГСНА), ?Р = 1680 МПа,

принимаем ?P = ?крВ, имеем:

Принимаем FH = 620·10-6 м2,

Тогда, исходя из конструктивных и технологических соображений - имеем:

BH = 44 мм, ?н = 14 мм.

Рассчитаем пояс лонжерона для расчетного случая Д:

При расчетном случае Д - нижний пояс лонжерона должен воспринимать нагрузку сжатия: Pсж = 0,5· PP.

(1.9.7)

С этой зависимости определим ?P:

Отсюда проверяем условие:

, (1.9.8)

Условие выполняется, а значит зависимость В/? - для нижнего пояса удовлетворяет все условия.

1.9.4 Расчет стенки лонжерона

Рассчитаем стенку лонжерона не теряющую устойчивость, так как самолет является боевым и нужно обеспечить достаточную надежность.

Стенка - это конструктивный элемент лонжерона, который работает на сдвиг от поперечных сил. В конструкции лонжерона может быть одна или несколько стенок. Критические напряжения тонких стенок меньше чем у толстых. Поэтому одна толстая стенка в весовом отношении выгоднее, чем несколько тонких стенок, рассчитанных на одну и ту же нагрузку. Но тем самым уменьшается надежность лонжерона.

Для расчета стенки определим нагрузку - поперечную силу Q (перерезывающую силу) действующую на лонжерон, а также интенсивность нагрузки - Q/H2:

, (1.9.9)

где:

nР - расчетная нагрузка; Gкр - вес крыла; Gпол - полетный вес самолета; Gкагр - вес к-того агрегата;

Размеры стенки определяются из условия:

Вычисление ?кр - критического напряжения сдвига имеет некоторые трудности:

1. величина критических напряжений сдвига существенно зависит от величины интенсивности поперечной нагрузки Q/H2.

2. в стенках подкрепленных стойками, существует несколько видов потери устойчивости:

· местная потеря устойчивости между стойками;

· общая неустойчивость системы «стенка - стойка»;

· Местная потеря устойчивости подкрепленной к пластине стойки.

В расчете критического напряжения используем приведенное критическое напряжение:

, (1.9.10)

где:

?пр - приведенная толщина; ? - толщина стенки; h - высота стенки; F - площадь поперечного сечения стойки; Q - попречная сила; l - расстояние между сойками.

Высоту стенки лонжерона - h и интенсивность нагрузки Q определяем из зависимостей:

, (1.9.11)

где: ?п - толщина пояса лонжерона

По графикам 3.3 [16], находим ?пр согласно приемлемого , с точки зрения конструктивного исполнения l/h

?пр = 165 МПа, - для l/h = 0,2; ?р = 200 МПа, - для l/h = 0,2

?пр = 120 МПа, - для l/h = 0,5; ?р = 120 МПа, - для l/h = 0,5

Тогда:

Полученные значения толщины стенки увеличиваем до 3 мм.

Расстояние между подкрепляющими элементами l определим как l = h·0,5

l = 0,5·0,198 м = 0,099м = 9,9см.

Тогда потребуемая площадь стойки для подкрепления стенки лонжерона:

(1.9.12)

площади подкрепляющих стоек получились отрицательными, что свидетельствует о том, то лонжерон в подкрепляющих стойках не нуждается.

Но так как самолет является боевым, из конструктивных соображений располагаем подкрепляющие стойки в местах отверстий стенки лонжерона на. Подкрепляющие стойки выполнены в виде пластины выполненной из листа и приклепаны заклепками к стенке в местах наиболее приближенных к потере устойчивости.

1.9.5 Расчет заклепочных соединений

Пояса лонжерона, стенка, подкрепляющие стойки соединяются между собой заклепочными соединениями. По этому произведем расчет соединений в лонжероне.

Сила действующая на одну заклепку:

, (1.9.13)

где:

Q - поперечная сила;t - шаг заклепок; m - число заклепочных швов; h - высота стенки; ? - коэффициент учитывающий неравномерность напряжение в соединении, ? =1.25

m = 2, t = 20 мм,

Усилие на заклепку с помощью которой присоединяется стойка рассчитывать не имеет смысла, так как стенка работает без стойки.

Подберем из таблицы 3.14 [16] диаметр заклепки:

Рз = 4032 Н или Рз = 403 ДаН,

Выбираем заклепки выполненные из Д1П, тогда диаметр заклепки - dp = 5 мм.

Чертеж лонжерона представлен на листе ВН.2100-0100.СБ.

1.10 Расчет монолитной панели

Монолитная панель - силовой элемент конструкции самолета воспринимающий 50% крутящего момента крыла, работает на растяжение сжатие.

Монолитные панели изготавливаются многими способами: механической обработкой, химическим фрезерованием, клепкой, штамповкой, прессованием.

В данной работе рассмотрены панели с простым оребрением, нагруженные односторонним сжатием.

Необходимо спроектировать монолитную ребристую панель, имеющую в расчетном сечении приведенные толщины ?0 = 6мм, ?0 = 13мм; шаг стрингеров b1 = 105 мм; шаг нервюр при этом L = 500 мм. Из четырех спроектированных панелей нужно выбрать оптимальную, а потом увязать ее с лонжероном спроектированным ранее. При этом проектировку панелей нужно выполнить с учетом двух материалов: В95nчТ1, Д16чТ.

Проектирование панели проводим по таком алгоритму.

1. По рисунку 4 [17] определяем параметры оптимальной панели:

?0 - напряжение общей потери устойчивости; ?р - разрушающее напряжение; ?2 - напряжение местной потери устойчивости; b1, b2, ?1, ?2 - параметры оптимальной панели.

2. Анализируем параметры оптимальной панели. Назначаем требуемые значения шага стрингеров. Поскольку у нас ограниченный шаг стрингеров b1 = 105 мм то принимаем значения ?12 и вычисляем b12, зафиксировав размер b2.

3. По рисунку 5 [17] определяем параметры панели, имеющие толщину ?0 = 6мм, ?0 = 13мм, с учетом материала, соотношение геометрических размеров сечения b12, ?12 и размер b2. для определения критических напряжений вычисляем отношения ?2 / b2 и L/?.

4. По рисунку 6 [17] определяем напряжения общей и местной потери устойчивости, по гибкости L/? - ?0 , а для b12, ?12 и ?2 / b2 - ?2 .

5. По рисунку 7 [17] определяем разрушающие напряжения ?р.

Рисунок 1.23. „Монолитная панель”

Первый вариант панели:

?0 = 6мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели Д16чТ.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 280 МПа, ?0 = 340 МПа, ?р = 330 МПа, b1 = 88 мм, b2 = 59 мм, ?1 = 2,7мм, ?2 = 5,2мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,78.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =2,7 мм, ?2 = 5,7 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 18,88, L/? =26,48, ?2 / b2 = 0,096.

По рисунку 6 определяем ?0 = 350 МПа, ?2 = 275 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,5, кф =0,8 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 330МПа, ?р = 380 МПа.

Аналогично определяем параметры остальных панелей.

Второй вариант панели:

?0 = 6мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели В95nчТ1.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 380 МПа, ?0 = 440 МПа, ?р = 335 МПа, b1 = 78 мм, b2 = 47 мм, ?1 = 2,3мм, ?2 = 5,7 мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,45; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 2,23.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,5; ?2 / ?0 = 1,1. Отсюда ?1 =3 мм, ?2 = 6,6 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 15,04, L/? =33,24, ?2 / b2 = 0,14.

По рисунку 6 определяем ?0 = 425 МПа, ?2 = 325 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,5, кф =0,75 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 350МПа, ?р = 460 МПа.

Третий вариант панели:

?0 = 13мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели Д16чТ.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 375 МПа, ?0 = 340 МПа, ?р = 335 МПа, b1 = 90 мм, b2 = 60 мм, ?1 = 6мм, ?2 = 11,5мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,75.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =6,3 мм, ?2 = 12 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 19.2, L/? =26,04, ?2 / b2 = 0,2.

По рисунку 6 определяем ?0 = 325 МПа, ?2 = 310 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,38, кф =0,9 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 315МПа, ?р = 350 МПа.

Четвертый вариант панели:

?0 = 13мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели В95nчТ1.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 380 МПа, ?0 = 460 МПа, ?р = 450 МПа, b1 = 78 мм, b2 = 60 мм, ?1 = 6мм, ?2 = 13 мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,75.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =6 мм, ?2 = 13 мм; ? / b2 = 0,324, ? = 19,44, L/? =25,72, ?2 / b2 = 0,21.

По рисунку 6 определяем ?0 = 435 МПа, ?2 = 340 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,3, кф =1,1 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 325МПа, ?р = 435 МПа

Исходя из параметров полученных при проектировке оптимальных панелей, выбираю панель, спроектированную во втором варианте. Она отвечает конструктивно-технологическим требованиям и имеет высокие разрушающие напряжения.

Рисунок 1.24. „Оптимальная панель”

Для присоединения панели к лонжерону было заложено условие, что нервюра является силовая. Показать три способа крепления панели: с помощью книц, с помощью уголка, с помощью отбортовки.

Варианты панелей, а также варианты крепления оптимальной к нервюре и к лонжерону показаны на чертеже НВ.2200 - 0200 СБ.

1.11 Проектирование силовой установки самолета

Силовая установка самолета - один из основных жизненно важных узлов самолета.

В нее входят топливная система, масляная система, дренажная система, гидросистема и другие.

В данной части работы рассмотрено проектирование топливной, масляной, дренажной, противопожарной систем. Все расчеты проводятся на ЭВМ программе POWER.

1.11.1 Проектирование топливной системы самолета

Топливная система самолета проектируется в зависимости от классификации самолета и его назначения, а также от функций, которые должны выполнятся при выполнения заданий возложенных на самолет.

Основными требованиями предъявляемым к топливным системам являются:

· надежность питания двигателей топливом в любых условиях эксплуатации,

· безопасность в противопожарном отношении,

· живучесть,

· выполнение установленного порядка выработки топлива,

· обеспечение центровки при выработке топлива из баков,

· обеспечение центровки при переходе от дозвукового режима полета к сверхзвуковом,

· чистота топлива,

· требования по сокращению времени заправки топливом,

· требования к простоте эксплуатации системы,

· слив топлива в полете,

· слив топлива на земле,

· техническое обслуживание топливной системы на земле,

· высотности.

Исходя из этих требований, была спроектирована топливная система.

Топливная система самолета является последовательной. Топливо из всех баков с помощью перекачивающих насосов подается в расходные баки (их на самолете 2, так как установлено 2 двигателя), а из них подается к двигателям. Такая схема дает возможность уменьшить вес конструкции и применить более простую систему управления. Так же при выходе одного расходного бака из строя, с помощью перекрестного питания оба двигателя могут питаться от одного расходного бака, а это повышает живучесть системы. Подача топлива является комбинированной. Применяемое топливо Т-5.

В целом топливная система представляет собой:

· сеть трубопроводов, общей длиной 80 метров (без учета вспомогательных и второстепенных трубопроводов),

· 9 баков, общей емкостью 6800л,

· систем управления выработки и расхода топлива,

· контрольно-измерительной аппаратуры,

· других вспомогательных систем и приборов.

Топливо располагается в 9-ти баках: 4 - фюзеляжных, 4 - крыльевых, 1 - подвесного, возможно использование еще двух подвесных баков расположенных под крыльями емкостью по 500 л.

Фюзеляжные баки.

Фюзеляжный бак № 1 - расположен в промежутке между шпангоутами №28 и №33. Он выполнен из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, горловина, перегородки. Его емкость 750 литров. Через этот бак производится централизованная заправка топливом.

Фюзеляжный бак № 2 - расположен в промежутке между шпангоутами №33 и №40. Он выполнен также из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, горловина, перегородки, вклеен штуцер цепи слива топлива на земле. Его емкость 1500 литров.

Фюзеляжные баки № 3, №4 расходные - расположены в промежутке между шпангоутами №40 и №45. Они выполнены из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, перегородки. Их емкость по 500 литров. Из этих баков производится отбор топлива для питания двигателей, в них так же установлены отсеки отрицательных перегрузок. В каждом баке имеется электрогидравлическая система расходомер - электрокран, предназначенная для контроля топлива выходящего из каждого расходного бака. Кран в этой системе регулирует расход исходя из данных поступивших из блока бортового компьютера отвечающего и контролирующего работу топливной системы.

Общая емкость в фюзеляжных баках - 3250 литров. Фюзеляжные баки соединены между собой трубопроводами. Выработка топлива из фюзеляжных баков соответствует их нумерации. Во всех баках установлены топливомеры, электрогидравлические перекачивающие насосы. По системе движения топлива установлены обратные клапаны, которые препятствуют обратному движению топлива по системе.

Крыльевые баки.

Крыльевые баки - кессоны расположены в промежутке между вторым и третьим лонжеронами консолей крыла. Общая емкость крыльевых баков 2000 литров. Баки заполнены пенополеуритановым заполнителем, что обеспечивает противопожарную безопасность при повреждении консолей. В систему крыльевых топливных баков входит трубопровод совмещения крыльевых баков, что дает возможность перегона топлива из одной консоли в другую.

По конструкции крыльевые баки идентичны. В них находятся топливомеры , перекачивающие насосы, в левом и правом крыльевых баках №2 вмонтированы заливные горловины.

Крыльевой бак № 1 - расположен в промежутке между 2 и 3 лонжеронами и между 8 - 12 нервюрами. В бак вклеены штуцера, перегородки. Его емкость 400 литров.

Крыльевой бак № 2 - расположен в промежутке между 2 и 3 лонжеронами и между 4 - 8 нервюрами. В бак вклеены штуцера, перегородки, горловина заправки крыльевых баков консоли. Его емкость 600 литров.

Подвесные баки.

Подвесные баки на этом самолете применяются двух видов: подфюзеляжные подвесные баки и подкрыльевые подвесные баки. По конструкции подфюзеляжный бак выполнен сигарообразным - типа полумонокок. На нем установлена заливная горловина, штуцера присоединения дренажного трубопровода, и топливного переходника с краном для подсоединения к топливной системе самолета. Объем подфюзеляжного бака 1550 литров. Подкрыльевые подвесные баки по конструкции и принципу действия аналогичны подфюзеляжному. Их емкость по 500 литров.

После баков топливо проходит по системе к двигателям. Система питания обоих двигателей одинаковая. В системе имеется топливный аккумулятор, фильтры тонкой и грубой очистки, расходомеры, Насосы низкого и высокого давления, плунжерного типа. Так же установлены расходомеры, перекрывные краны и другие приспособления и агрегаты.

После выхода из бака топливо попадает в топливный аккумулятор. Этот агрегат предназначен для стабилизации подачи топлива, в аккумулятор также установлен блок отрицательных перегрузок. После топливного аккумулятора установлен кран отсечки топлива, предназначен для отсечки топлива в случае аварийной ситуации. Кран управляется из кабины пилота. Дальше установлен расходомер при входе в топливную автоматику.

Топливная автоматика - система управления подачи топлива уже непосредственно в двигатель. Так как двигатели на самолете ТРДДФ, то сеть включает в себя питания камеры сгорания, а так же форсажной камеры. На входе в топливную автоматику стоит блок состоящий из двух фильтров - грубой (12 мкм) и тонкой(4-6мкм) очистки. В случае если фильтры забиваются или повреждаются, в обвод фильтров в системе находится пропускной клапан, на котором установлена фильтровая сетка (16 мкм). После блока фильтрации с помощью насоса высокого давления топливо попадает в форсунки камеры сгорания двигателя. В случае если самолет выходит на форсажный режим, за насосом высокого давления установлен, кран подачи топлива в питающую сеть форсажной камеры. Через насос высокого давления топливо попадает к форсункам форсажной камеры. На насосе находится расходомер, связанный с электрокраном подачи топлива в форсажную сеть, что способствует регулировке подачи. В передней части самолета, по левому борту, располагается выдвижная штанга для заправки самолета в воздухе.

При остатке в расходных баках 1000 литров загорается в кабине пилотов лампа «ОСТАТОК 1000Л», а 400 литров в кабине пилота зажигается лампа «Критический остаток топлива - «КОТ 400Л».

Так же предусмотрен слив топлива в полете. Из расходных баков через тройник совмещение проходит канал, по которому производится слив топлива. Поскольку самолет имеет крыло обратной стреловидности то топливный слив расположен в задней части фюзеляжа и представляет собой телескопическую выдвижную штангу, которая выдвигается под давление которое появляется в ней. На конце штанги находится сливной электрокран.

Топливная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.2 Проектирование дренажной системы самолета

Дренажная система самолета служит для поддержания внутри баков давления, гарантирующего надежное питание двигателей топливом, заправку и его слив. Дренажная система должна обеспечивать одинаковое давление во всех баках и сообщение их с атмосферой, а также не должна допускать выброса топлива в дренаж.

На самолете установлено сообщение с атмосферой коллекторного типа.

Заборники дренажной системы находиться в носовой части самолета в районе 24 шпангоута. На самолете их два, установлены против набегающего потока.

В районе шпангоута № 28 установлено 4 баллона с нейтральным газом. Перед попаданием воздуха в систему он проходит дренажный и предохранительный клапан. Система подводит воздух к каждому баку кроме подвесного. Подвесной бак через отдельный узел дренажной системы надувается из-за 11 ступени компрессора левого двигателя. По всей системе установлены предохранительные клапана.

Дренажная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.3 Проектирование противопожарной системы самолета

Противопожарная система самолета призвана обеспечивать противопожарную безопасность самолета при аварийных ситуациях.

Пожарная система представлена в виде баллонов в которых находится фреон и трубопроводов. На самолете установлены температурные датчики, и при повышении градиента температуры 1 градус/секунду срабатывает электодатчик. Информация о изменении параметров поступает в блок безопасности БЦЭВМ. Команда после БЦЭВМ, срабатывает в течении нескольких долей секунды и выводит сигнал «ПОЖАР» на табло находящееся в кабине пилота, и подается звуковая информация о пожаре в той или иной секции самолета. Пилот реагирует и включает электроклапан запуска фреона из баллонов. Электроклапан находится в баллоне. В противопожарной сети самолета установлены краны пропуска. (При возникновении пожара в отсеке баков, фреон в отсек двигателей не поступает, что способствует экономии фреона и рациональном его использовании). В системе имеются 6 баллонов.

Тушение происходит в таких отсеках:

· отсек левого двигателя,

· отсек правого двигателя,

· отсеки фюзеляжных баков.

Противопожарная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.4 Проектирование масляной системы самолета

Масляная система самолета это одна из основных жизненно важных систем самолета.

Она предназначена для обеспечения смазки трущихся поверхностей двигателя и отвода тепла от его агрегатов и деталей, вызываемого трением, а также для выноса твердых частиц, которые образуются между трущимися деталями.

Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегреву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию валов, отрыву лопаток, полному разрушению двигателя.

Масло в самолетах также может использоваться в качестве рабочей жидкости.

Маслосистема состоит из двух участков: внешнего и внутреннего. Внешний участок - составная часть силовой установки, а внутренний - составная часть непосредственно двигателя.

В этой работе рассматривается и проектируется устройство и работа внешнего участка системы.

Масляная система установленная на самолете по своей классификации является двухконтурной. Особенностями такой системы является наличие подкачивающего насоса и течению масла по двум контурам: основному и дополнительному.

Схема масляной системы представлена на рисунке 1.25

Рисунок 1.25. „Масляная система”

Работа масляной системы происходит по такому принципу.

Масло из маслобака емкостью 12.8 л поступает в систему с помощью шестеренчатого насоса. Потом через обратный клапан и с помощью подкачивающего шестеренчатого насоса подается на фильтр тонкой очистки (ФТО). В районе ФТО установлении датчики температуры и давления. Датчик температуры подает информацию о температуре масла в БЦЭВМ от куда показания выводиться на панельную доску в кабине пилота. Про повышении температуры за пределы допустимых норм в кабине засвечивается лампочка «ТЕМПЕРАТУРА МАСЛА». Датчик давления контролирует давление в системе и передает информацию по такому же принципу как и датчик температуры. При повышении давления, срабатывает предохранительный клапан, и масло через него направляется к ФТО. Если давление упало - в кабине пилота загорается лампочка «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 1», «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 2» и срабатывает разовая команда на бортовом самописце. Прошедшее через двигатель масло, с помощью откачивающих насосов направляется на фильтр грубой очистки (ФГО), а после на воздухоотделитель. Отделенный воздух подается в маслобак, а масло идет на радиатор где происходит его охлаждение. В дальнейшем масло подается в контур подачи масла в двигатель или через жиклер в маслобак.

1.11.5 Проектирование системы всасывания самолета

Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.

Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.

Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА.

Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении.

На самолете установлены прямоугольные воздухозаборники, размещенные под наплывами крыла и оснащенные отклоняемыми сетками от попадания посторонних предметов. Они обеспечивают устойчивую работу двигателей на любых углах атаки, во всем диапазоне полета самолета. Расположение поверхностей торможения воздухозаборника - горизонтальное, для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива пограничного слоя. Отсос пограничного слоя осуществляется также через перфорацию на третьей ступени клина.

На воздухозаборнике установлена механизация в виде подвижных панелей регулируемого клина и створки подпитки на нижней поверхности. Регулируемый клин состоит из подвижных передней и задней поверхностей - панелей.

Рисунок 1.26. „Воздухозаборник”

1.11.6 Результаты проектирования силовой установки

Самолет - это агрегат который включает в себя различные системы, и комплексы систем, с помощью которых происходит управление самолетом, выполнение функций которые заданы изначально при проектировании самолета как объекта авиационной техники. Все системы самолета являются жизненно важными элементами самолета отвечающие за различные функции.

Задача конструктора спроектировать все системы самолета так, чтобы получить максимальную выгоду как про проектировании и изготовлении так и при эксплуатации и ремонте. Самолет очень сложное конструктивное сооружение, в котором все зависит друг от друга, по этому проектирование должно быть на таком уровне на каком он обеспечивали максимальную выгоду в эксплуатации и производстве.

Силовая установка - это комплекс систем, который обеспечивает функционирование самолета как летательного аппарата в целом. Способность содержать нужный объем топлива, способность правильно и экономично его вырабатывать.

Результаты расчетов занесены в таблицы-приложения.

По результатам таблиц приложений можно сделать такие выводы:

· Расчет на высотность был выполнен для пяти расчетных случаев, при различных высотах и параметрах самолета. При этом учитывались характеристики внешней среды и влияния их на работоспособность самолета как комплекса различных систем в целом. В результате расчета были получены параметры которые удовлетворяют эти рачетные случаи, геометрические параметры трубопроводов, давления потребные для обеспечения работы топливной системы температуры, и другие параметры. Исходя из этих параметров, можно спроектировать топливную систему самолета в нулевом приближении.

· Расчет дренажной системы выполняется для определения параметров трубопроводов дренажной системы обеспечивающих бесперебойную работоспособность системы. В расчете учтены такие характерные параметры , как плотность, вязкость скорость, расход воздуха.

· Расчет на топливный слив дает возможность спроектировать трубопроводы топливного слива. Так как на современные боевые машины такого класса топливный слив в основном не ставят, то расчет произведен в целях учебной программы: ознакомиться с методикой расчета аварийного слива. А так же учебной проектировке аварийного слива. Поскольку самолет имеет крыло обратной стреловидности то аварийный топливный слив нельзя размещать на концах крыла из соображений аэродинамического обтекания крыла: движение потока от конца - к корню. Поэтому условно расположим сливную штангу в хвостовой части крыла телескопического вида. Рекомендация пилоту в таком случае: производить слив топлива при включенной «отсечке топлива

1.12 Проектирование системы управления стабилизатором самолета

1.12.1Электродистанционная система управления

Система управления самолетом - система с помощью которой происходит управление самолетом в различных каналах. Управление самолетом производится с помощью плоскостей управления: стабилизатор, руль направления, элероны, интерцепторы и др.

В данной работе нужно спроектировать систему управления самолетом в продольном канале. Спроектировать схему управления, а также увязать различные виды управления в одном самолете.

Схема управления стабилизатором при использовании двух систем управления показана на рисунке 2.27

Рисунок 1.27. „Схема управления стабилизатором”.

Здесь: 1 -- рычаг управления; 2 -- ЗМ; 3 -- МТЭ; 5 -- многокамерный рулевой привод (или параллельно включенные одно- двух камерные рулевые приводы); 6--орган управления; 7-- дифференциальная суммирующая качалка от многоканального привода АБСУ 4; 8 -- механическая проводка управления; 9--поддерживающая качалка; 10--пилотажно-навигационные приборы и сигнализация.

Поскольку самолет является высокоманевренным, то система управления на самолете установлена электродистанционная, по четырем каналам управления, с дублированием с помощью механической системы.

Электродистанционная систем - это система управления с применением электронно-вычислительной техники, а именно блоков отвечающих за управлением самолета в БЦЭВМ.

Поскольку в условиях ведения современного воздушного, боя информация поступающая от приборов, визуальная, радиопередачи, а также психофизическое состояние пилота и потребность быстро принимать решения, затрудняют быстро выполнять те или иные действия устанавливают электродистанционную систему управления. Быстрота обработки информации, передачи сигнала к исполнительным механизмам, возможность дублирования в двух, трех вариантах без увеличения веса конструкции, способность контроля, удобство настройки, а также удобство в обслуживании являются достоинствами такой системы.

В данной работе была спроектирована система управления стабилизатором как электродистанционная так и механическая.

Электродистанционная система управления представленная на данном самолете состоит из входных устройств - блок снятия параметров с ручки управления, входных параметров характеризирующих полет, блоки снятия параметров исполнительных механизмов, а также все различные блоки с помощью которых снимаются параметры необходимые для обработки информации при управлении самолета. На этой системе установлены различные блоки объективного и субъективного контроля работы системы. Исполнительные механизмы - электрогидравлические бустера.

Принципиально схема работает по такой схеме.

Рисунок 1.28. „Схема работы электродистанционного управления стабилизатором”

Параметры снятые с ручки управления, информация смежных систем, входные параметры, а также ограничения заложенные изначально поступают в БЦЭВМ. В блоках БЦЭВМ происходит обработка информации которая в последствии передаются в бортовое записывающее устройство - «черный ящик», систему записи параметров полета и на распределительный механизм. Сигнал подающийся на эти блоки уже имеет характеристики и параметры отвечающие за ту или иную команду для выполнения маневра. С распределительного механизма сигнал поступает на исполнительные механизмы. На самолете они установлены в виде электрогидравлических бустеров. Это бустера работающие как с помощью механической проводки управления так и с помощью электроуправления, на рычагах золотника к кронштейну присоединены тяги проводки и электродвигателей.

Эта система, как замечено выше, постоянно контролирует все параметры и при сбое - она сама себя восстанавливает.

Недостатки такой системы является потребность в электрообеспечении.

1.12.2.Механическая система управления

В данной работе была также спроектирована механическая система управления стабилизатором.

Продольное управление стабилизатором от ручки управления с помощью системы жестких тяг и качалок через бустер, включенный по необратимой схеме, который передает движения на половины стабилизатора.

С целью исключения возможных колебаний стабилизатора на обеих его балках установлены фрикционные муфты, которые создают дополнительное трение при вращении стабилизатора.

Применение управляемого стабилизатора вместо руля высоты объясняется тем, что на сверхзвуковых скоростях полета эффективность руля высоты падает, то есть его отклонение уже не вызывает необходимого изменения подъемной силы горизонтального оперения. Кроме того увеличивается запас продольной статической устойчивости самолета и пропорционально ему подъемная сила на горизонтальном оперении, необходимая для балансировки самолета.

Маневренность самолета с рулем высоты на сверхзвуковых скоростях ухудшается, особенно на больших углах атаки.

Применение управляемого стабилизатора приводит к улучшению маневренности в связи со значительным увеличением максимальных сил на горизонтальном оперении при его отклонении на сверхзвуковых скоростях и возрастанием располагаемых перегрузок на этих режимах полета.

Однако на тех режимах полета, где эффективность руля высоты была достаточной, эффективность управляемого стабилизатора оказалась чрезмерно высокой. Для снижения эффективности стабилизатора в систему управления включена система автоматического регулирования управления.

Автоматика АРУ автоматически изменяет передаточное отношение от ручки к стабилизатору.

В агрегаты управлениям стабилизатора включены:

· ручка управления,

· загрузочный механизм,

· механизм триммерного эффекта,

· система тяг,

· система качалок,

· электрогидравлические бустера,

· тормозные муфты,

· автоматика регулирования управления.

Пружинный загрузочный механизм предназначен для имитации аэродинамических сил на ручке управления пропорционально углу отклонения, скорости и высоты полета.

Конструктивно загрузочный механизм представляет собой цилиндр 5, в котором имеется ось 1 и пустотелый шток 5, между которыми установлены три предварительно сжатые пружины, работающие на сжатие.

самолет шасси крыло управление

Рисунок 1.29. „Загрузочный механизм управления стабилизатором”

1 - ось, 2 - шайба, 3 - пружина, 4 - опорное кольцо, 5 - шток, 6 - сепаратор, 7 - большая пружина, 8 - цилиндр, 9 - гайка, 10 - крышка, 11 - втулка, 12 - винт, 13 - пружина.

Малые пружины сжаты на 35 кГ каждая, средняя пружина сжата на 42,5 кГ. В нейтральном положении усилия малых пружин взаимно уравновешиваются и усилие на штоке загрузочного механизма равно нулю.

Шток 5 загрузочного механизма соединен со1 штоком автоматики АРУ, а цилиндрический корпус -- с механизмом триммерного эффекта.

При повороте автоматики АРУ шток загрузочного механизма входит внутрь цилиндра, сжимает пружину13, пружина 3 начинает разжиматься и при ходе штока на 0,5 мм создается усилив 8,4 кГ. На участке хода штока 4,5мм сжимается большая пружина 7, в то время как пружина 3 окончательно разжимается. При дальнейшем ходе штока работает только одна большая пружина.

При отклонении автоматики АРУ-ЗВ в противоположную сторону шток загрузочного механизма ходит из цилиндра и заставляет работать все пружины в противоположном направлении. Чем более отклонение ручки управления, тем больше обжатие пружин и усилие, загружающее ручку.

Механизм триммерного эффекта стабилизатора

Механизм снимает усилие с ручки управления, т. е. выполняет как бы аэродинамические функции, смещая по желанию летчика нейтральное положение загрузочного механизма, что позволяет осуществлять в полете продольную балансировку самолета по усилиям.

Рисунок 1.30. „Механизм триммерного эффекта”

Механизм триммерного эффектам состоит из электромеханизма МП-100М, вилки и контровочной шайбы. Корпус электромеханизма крепится к кронштейну, установленному в носовой части фюзеляжа, а шток -- к качалке, системы управления. Вращательное движение электромотора механизма МП-100М превращается редуктором в поступательное перемещение штока. Шток втягивается или выпускается в зависимости от направления вращения ротора электромотора и перемещает связанный с ним корпус загрузочного механизма. Когда корпус загрузочного манизма переместится на величину обжатия пружины загрузочного механизма, нагрузка, действующая на ручку, полностью снимается. В крайних положениях штока рабочий ход механизма триммерного эффектам равен 18 мм от нейтрального положения на выпуск и 10 мм на уборку срабатывают микровыключатели, смонтированные в электромеханизме, и выключают электромотор в одном из положении. Управление механизмом триммерного эффектам осуществляется кнопкой на ручке управления.

Бустера работают по необратимой схеме, крепятся за кронштейн на балке шпангоута № 57.

В систему управления стабилизатором бустера включены с помощью качалок, соединенных со штоками бустеров и тягами управления; со стороны золотника подсоединена тяга, которая связывает бустер с ручкой управления, а также тяга от электродвигателя ЭДС.

Бустера -- двухкамерные, их питание рабочей жидкостью осуществляется одновременно от двух гидросистем: бустерной и основной. Каждая из систем подает рабочую жидкость в соответствующую камеру бустеров, а также обеспечивает ее слив из камеры. В случае выхода из строя одной какой-либо гидросистемы бустер продолжает работать на одной из камер в зависимости от того, какая система отказала.

В бустерную гидросистему включена аварийная насосная станция НП-27Т, которая в случае отказа гидронасоса или остановки двигателя поддерживает необходимое давление в бустерной системе для обеспечения посадки самолета. Включение насосной станции происходит автоматически при падении давления в бустерной гидросистеме. Отключение насосной станции при работающем гидронасосе бустерной гидросистемы также происходит автоматически при повышении давления.

При отсутствии давления в обеих гидросистемах управление стабилизатором становится невозможным из-за чрезмерно больших усилий на ручке управления, непреодолимых летчиком. В этом случае на ручке управления самолетом ощущается свободный ход в направлениях на себя и от себя примерно 31 мм на малом плече АРУ и отсоединенном загрузочном механизме за счет свободного хода в золотниковом устройстве бустера.

Автоматика регулирования управления АРУ

Комплект автоматики АРУ состоит из управляющего блока, исполнительного механизма и указателя положения.

Управляющий блок, воспринимая динамическое и статическое давление от ПВД, вырабатывает программу регулирования по данным изменения текущих значений скоростного напора и высоты и выдает управляющий сигнал на исполнительный механизм.

Исполнительный механизм отрабатывает управляющий сигнал в виде перемещения штока для изменения передаточного числа от ручки к стабилизатору и загрузочному механизму и передает сигнал обратной связи о положении штока на управляющий блок и на указатель положения.

Указатель положения показывает летчику правильность выполнения программы регулирования по скоростному напору (приборной скорости) и высоте полета путем преобразования электрического напряжения, полученного с потенциометра, штока исполнительного механизма, в механическое перемещение стрелки.

Схема взаимодействия агрегатов АРУ показана на рисунке 1.31.

Рисунок 1.31. „Схема взаимодействия агрегатов АРУ”

В данной работе были определены нагрузки которые потребны для управления стабилизатором. По нагрузкам с помощью ЭВМ были подобраны тяга, наконечники на тяге.

Исходя из полученных данных построена тяга с регулирующимся и нерегулирующимся наконечниками.

Фрагменты тяги показаны на рисунках 1.32 и 1.33

Рисунок 1.32. „Регулируемый наконечник тяги управления”.

Рисунок 1.33. „Нерегулируемый наконечник тяги управления”.

В системе тяг и качалок имеется механизм ножниц стабилизатора позволяющий отклонять половинки стабилизатора в различном направлении под разными углами для управления самолетом в поперечном канале.

Система управления предоставлена на чертеже ВН.5100-0000 СБ.

1.12.3 Система управления стабилизатором

Возможные направления развития систем самолетов определяются в основном успехами в развитии электронной техники и в разработке многоканальных приводов высокой надежности, использующих описанный выше принцип резервирования исполнительных механизмов привода, когда суммируются их усилия и происходит пересиливание отказавшего исполнительного механизма исправными. Уже сейчас достигнутые здесь успехи позволяют начать замену многочисленных автоматических и полуавтоматических систем с их агрегатами и исполнительными механизмами единой многократно резервированной автоматической бортовой системой управления (АБСУ), выполняющей все их функции.

Все большее внимание привлекают сейчас электродистанционные системы управления, так как в таких системах можно получить более высокие точностные характеристики передаваемых управляющих сигналов, чем в механической проводке, а многие автоматические и вычислительные устройства для своей работы уже давно используют электрические сигналы. В таких системах значительно проще решаются такие сложные вопросы, как обеспечение соответствия взаимных деформаций конструкции планера и проводки управления (здесь проводка с помощью электропроводов) борьба с трением в проводке управления, с люфтами и т. д.

В этом разделе была подобрана тягу управления стабилизатором самолета, спроектирована электродистанционная система управления. Результаты подбора находятся в таблице приложении

Технологическая часть

2.1 Выбор заготовки для изготовления штампованной детали и схемы штампа

2.1.1Описание детали, конструктивных особенностей, материала

Нужно спроектировать штамп для изготовления детали - кронштейна. Деталь плоская и имеет сложную форму в плане, она симметрична по оси ОХ. По периметру имеет cкругления и выступы. В ней имеются два круглых и одно квадратной отверстия. Объем выпуска такой детали должен быть 1000 штук.

Поскольку деталь не имеет перемычек, а объем изготовления 1000 штук то ее целесообразнее изготавливать с применением холодной штамповки в инструментальном штампе на прессе.

Деталь должна быть изготовлена из стали 20.

Изготавливаемая деталь представлена на рисунке 2.1.

Рисунок 2.1. „Эскиз детали”

2.1.2 Выбор рационального раскроя полосы. Схема штамповки

В соответствии с формой детали и необходимостью для ее изготовления пробивки, и вырубки примем комбинированный способ штамповки, осуществляющийся в штампе последовательного действия. Так как при данном способе снижается трудоемкость изготовления детали, для осуществления штамповки необходим только один рабочий, так же меньше затраты времени по сравнению с раздельной штамповкой, что наиболее заметно в зависимости от величины партии и сроков выполнения работ. Для изготовления детали необходимы меньшие производственные площади. Все эти преимущества указывают на большую целесообразность и экономичность выбранного способа.

Схема штампа последовательного действия включает следующие операции:

На первом переходе пробиваются три отверстия. На втором переходе осуществляется вырубка детали по контуру.

Таким образом, за два рабочих хода, исключая первый, штамп позволяет получить одну готовую деталь. Отходы и готовые детали проваливаются сквозь матрицу в соответствующие ящики, а остаток полосы, состоящий из перемычек, выходит с другой стороны штампа по направлению ее движения.

Рисунок 2.2. „Раскрой полосы”

2.1.3 Выбор рационального раскроя материала

При штамповке деталей из полосы между соседними деталями должна быть перемычка, обеспечивающая достаточную прочность и жесткость полосы. Для определения перемычек обычно пользуются экспериментальными данными (9). Для получения листа 1 мм ручной подачи полосы:

Расстояние между деталями b=1мм;

Расстояние от детали до края полосы а=1,5мм.

Для получения детали применим однорядный тип раскроя. Данный тип раскроя полосы даст минимальный отход металла. Ширина полосы при таком раскрое составляет 29 мм. Выберем наиболее рациональный раскрой листа стандартных размеров. Для примера рассмотрим два листа размерами 1250 и

Оценить наиболее экономичное расположение полос можно по коэффициенту использования материала листа (КИМ):

? = NF/BL (2.1.1),

где

N - Количество заготовок, умещающихся на листе,

F - Площадь одной заготовки,

B - ширина разрезаемого листа;

L - длина разрезаемого листа.

Рассчитаем площадь с помощью программы Компас 5.11 F = 549.228021

Рассмотрим варианты расположения полос в листе и деталей в полосе

При расположении поперек листа получается 2924 детали, а при расположении вдоль 2920 деталей

Рассчитаем данный лист с поперечным размещением детали в полосе и определим КИМ:

Рассмотрим расположение заготовок при применении листа размерами .

При расположении заготовок вдоль листа входит 1056 деталей, а при расположении заготовок поперек листа получается 1016 штук. Отсюда выходит, что количество деталей получаемых из листа таких габаритов в первом случае больше. Определим КИМ:

Как видим коэффициент использования материала больше в варианте применения листа размерами 1250?2000 мм.

2.1.4 Выбор схемы штамповки

Для изготовления данной детали воспользуемся комбинированной штамповкой последовательного действия, когда деталь изготавливается за несколько переходов рядом пуансонов и матрицы при последовательном перемещении заготовки в горизонтальном направлении. Сначала пробиваем отверстия, а затем заготовка перемещаясь на шаг штамповки (на втором переходе) - вырубается.

2.1.5 Выбор технологической схемы штампа

Данный штамп нам потребуется для двух операции - вырубки и пробивки. Мы воспользуемся схемой, при которой применяется большее количество переходов (до 25). Схема позволяет изготовить деталь сложной формы. Так как подача в такой схеме легко автоматизируется, что позволит использовать быстроходные прессы с числом ходов до 500 и выше.

В результате анализа всех факторов выбираем технологическую схему штампа, включающую в себя:

· тип штампа.

Применяемый тип штампа наиболее используемый в самолетостроении - штамп с направляющими колонками, так как он прост и надежен в эксплуатации. Единственная сложность заключается в том, что они более сложны в изготовлении.

· способ выполнения переходов во времени.

Для данной серии выгодно применять комбинированную штамповку, дающую законченные детали. Они дешевле чем два штампа для раздельной штамповки. Вследствие малых размеров штампов воспользуемся последовательного действия.

· способ подачи и фиксации заготовок в штампе, способ съема деталей и удаление отрезков.

Лист подается по направляющим планкам до разового упора. Затем происходит ход пуансонов и пробивка трех отверстий. Разовый упор убирается и лис подается до грибкового упора. Происходит следующий ход пуансона. По квадратному отверстию входит фиксатор и выставляет однозначное положение заготовки относительно пуансона. Происходит вырубка отверстия, а также пробивка 3-х отверстий уже в следующей заготовке. Далее происходит поднятие полосы до съемника и переход на шаг полосы до следующей заготовки. Отходы при пробивке. А так же деталь после вырубки проваливается в отверстия, сделанные в матрице.

2.1.6. Расчет усилий штамповки

Если заготовка или отход свободно проваливается в отверстия матрицы, то усилие Р - усилие вырубки по контуру или усилие пробивки отверстия приближенно считают по формуле:

, (2.1.2),

или

, т.к. , (2.1.3)

где:

k=1.1…1.3-коэффициент, учитывающий неравномерность толщины материала, его механических свойств, затупление режущих кромок и т.д.;

L-периметр контура или отверстия;

S-толщина материала;

=410 МПа для стали 20.

Для удобства пронумеруем контур и отверстия.

Рисунок 2.3. „Форма детали”

Найдем параметры:

L1=2?d1=2•3.14•3,2=20,096[ мм],

L2=2•(4,5+5,5)=20 [мм],

L3=116,4мм].

Учитывая, что S=1мм, по формулам (1.5.1)рассчитаем усилие вырубки и пробивки:

Р1=1.2•410•106 •0.020•0.001=9840[Н];

Р2=1.2•410•106 •0.020•0.001=9840[Н];

Р3=1.2•410•106 •0.116•0.001=57072[Н].

Суммарное усилие вырубки и пробивки:

=2•9840+57072=76752 [Н].

После вырубки отход (после пробивки - деталь) остаются на пуансоне. Для снятия детали или отхода требуется усилие снятия Рсн ,которое должен создавать съемник:

Рсн= КснР, (2.1.4),

Где:

Ксн=0,1…0,12-коэффициент снятия;

Р-усилие вырубки (пробивки).

Рсн=0.11•76752=8442,72 [Н].

Суммарное усилие вырубки и пробивки:

Р?=Р+Рсн=76,752+8,443=852 [кН].

Силу проталкивания вырубленной детали (или отхода) для матрицы с цилиндрическим пояском при работе на провал определяют по формуле:

, (2.1.5),

где:

k=0.05…0.08, примем k=0,06;

P-усилие вырубки (пробивки);

h-высота цилиндрического пояска матрицы (h=5мм);

S=1мм-толщина листа.

Q=0.06•76752•0.005/0.001=23025,6 [Н];

Определим усилие прижима:

, (2.1.6)

Рприж=116,4•0,001•10=1164,4 [Н]

Определим общее усилие вырубки:

, (2.1.7),

[Н] = 110 т

Так как усилие для пробивки вырубки действуют одновременно то усилие пресса вычисляем по формуле:

[Н] = 97,4 т

2.2 Проектирование штампа и выбор оборудования

2.2.1 Определение центра давления штампа

Центр давления - это точка, в которой момент равнодействующей всех сил равен нулю.Ось равнодействующей усилий штамповки должна совпадать с осью хвостовика штампа. Иначе возникнут перекос штампа, неравномерность зазоров между матрицей и пуансоном и даже поломка штампа, что крайне нежелательно.

Найдем центр давления контуры вырубаемой детали

Рисунок 2.4. „Контуры детали”

Так как деталь симметричная относительно оси Х-Х то центр давления детали будет находиться на оси ОХ с координатами (Х,0).

Чтобы определить координаты центра давления, разбиваем на участки деталь и определяем координаты центра тяжести каждого участка

Положение ЦД относительно произвольно выбранной системы координат определяется по формулам:

; (2.2.1)

, (2.2.2)

где

Li - длина i-го участка;

Xi - координата X центра давления i-го участка;

Yi - координата Y центра давления i-го участка .

Значения Li, Xi, Yi для всех участков представлены в таблице1. Вследствие симметричности детали L2 = L12, L3 = L11, L4 = L10, L5 = L9, L6 = L8, и X2 = X12, X3 = X11, X4 = X10, X5 = X9, X6 = X8,

Таблица2.1. Координаты ЦД штампа

Участок

1

2

3

4

5

6

7

Li,, мм

14

4

9,42

20,3

5

8

9

Xi, мм

7

5

1,1

13

23

27

31

Xi Li, мм2

98

20

10,362

263,9

115

216

279

2Xi Li

40

20,72

527,8

230

432

558

Исходя из значения таблицы, координаты центра давления по контуру вырубки будет равно:

Xвыр=13,977 мм = 0,013977 м

Центр давления контура пробивки.

Пробиваются два круглых отверстия по Х = 36 мм и длиной окружности 10.048 мм, а так же одно квадратное отверстие с Х = 43 и длиной периметра 20 мм

Xпроб=39,4916 мм = 0,0394916 м

Найдем координаты ЦД штампа:

Xцд=20,514 мм.

2.2.2 Расчет конструктивных элементов штампа

2.2.2.1 Расчет матрицы штампа

При вырубке и пробивке оптимальная величина зазора между матрицей и пуансоном обеспечивает наиболее высокое качество среза, наивысшую стойкость штампа, оптимальные величины усилий резанья.

При пробивке круглого отверстия прежде всего нужно выяснить, возможно ли раздельное изготовление матрицы и пуансона с обеспечением зазора оптимальной величины. Условием этого является следующее неравенство:

Z-Zmin<?м+?п, где

Z - выбранный двусторонний зазор между матрицей и пуансоном;

?м и ?п - допуск на изготовление матрицы и пуансона. Для размера 110Н10 припуск на износ Пи=0.12, предельные отклонения для размеров ?м=0.035 и ?п=0.03. Значение двустороннего зазора Z и допуска на зазор для матрицы с цилиндрическим пояском определяем по: Z=0.32, Z=0.1.

При пробивке или вырубке штамп можно использовать даже тогда, когда зазор Z в результате износа стал больше, чем Zmax. В этом случае размер пробиваемого отверстия становится больше размера пуансона, а размер вырубаемого контура меньше размера матрицы. Такое положение учитывается назначением исполнительных размеров.

Матрица определяет работоспособность, надежность и долговечность штампа. Размеры прямоугольной матрицы опрделяют исходя из ее рабочей зоны. Рабочая зона нашей заготовки 30?26.

По зависимости приведенной в таблице 17 [10], наименьшие габаритные размеры прямоугольной матрицы от размеров рабочей зоны равна 100?60.

Определим толщину матрицы: из зависимости

Hм=S+Км+7, (2.2.3),

где:

S - толщина штампуемого материала; - размеры рабочей зоны матрицы; Км - коэффициент, Км =0.8,

Hм=1+1+7=15,48 мм. =0,01548 м

Принимаем 16мм.

Проверим, достаточной ли толщины матрица:

Нм=мм.

Необходимая толщина матрицы Hм=15мм. Принимаем 16 мм

Рисунок 2.5. „Матрица”

2.2.2.2 Расчет пуансонов штампа

Расчёт опорной поверхности головки пуансона на смятие производится по формуле:

(2.2.4)

где:

см - напряжение смятия опорной поверхности;

[?см]=1.5 ?в; [?см]=1.5 235=352.5Мпа;

Р - расчётное усилие;

F-опорная поверхность пуансона.

Пуансон для пробивки отверстия d=3,2мм:

Пуансон для пробивки квадратного отверстия:

Расчет пуансон для вырубки по контуру производим с помощью программы Компас Штамп:

Расчёт пуансонов на сжатие в наименьшем сечении.

Расчёт производим по формуле:

; (2.2.5)

где сж- напряжение сжатия;

сж - допускаемое напряжение сжатия (для обычных пуансонов из закалённой инструментальной стали сж=1600Мпа).

Пуансон для пробивки отверстия d=3,2мм:

Пуансон для пробивки квадратного отверстия и пробивки по контуру рассчитываем на машине. Результаты расчета:

Все напряжения сжатия меньше допустимых.

Расчёт свободной длины пуансонов на продольный изгиб производим по формуле:

, (2.2.6)

где -модуль упругости;

J-момент инерции сечения;n-коэффициент безопасности (для закалённой стали n=2…3).

Поскольку пуансон выбирается с помощью машины то расчет моментов инерции и свободной длины производится машиной.

Рассчитаем для второго и третьего пуансонов

1. (2.2.7)

Рисунок 2.6. „Пуансон”

2.2.3 Допуски и посадки в сопрягаемых конструктивных элементах штампа

Приведем виды посадок и перечень сопрягаемых деталей, применяемых в нашем штампе:

· нижняя плита и направляющая колонка:

посадка с натягом 28, 25;

верхняя плита и втулка:

посадка с натягом 42;

· направляющая колонка и втулка:

скользящая посадка 14, 12,5;

пуансон и пуансонодержатель:

посадка с натягом 28, 9,5, 5,2;

· штифты:

посадка с натягом 8, 6;

· винты:

посадка ;

· хвостовик и верхняя плита:

посадка с натягом 42;

2.2.4 Описание конструкции штампа

В данном курсовом проекте спроектирован штамп последовательного действия, выполняющий пробивку отверстий и вырубку детали по контуру (см. приложение ).

Штамп выполнен на блоке с симметричным расположением направляющих колонок 18, 19. Пробивные пуансоны 8,20, вырубной пуансон 7, запрессованы в пуансонодержатель 9, прикрепляемый к верхней плите штампа. На матрице 1 установлен жесткий съемник 10, на нем установлены упоры. Вырубка с провалом детали через отверстие в матрице 1 и нижней плите 5, отходы от пробивки отверстий также проваливаются через отверстия в матрице 1 и нижней плите 5, для съема отхода на матрице установлен съемник 10.

2.2.4.1 Выбор пресса

Пресс для штампа выбран с такими характеристиками

· Пресс К2124

· Номинальное усилие пресса 250 кН

· Минимальная закрытая высота пресса 145 мм

· Максимальная закрытая высота 200 мм

· Размеры подштамповой плиты 500?340 мм

· Ход ползуна 65 мм

· Диаметр хвостовика d = 40 мм

2.2.5 Работа штампа и процесс изготовления детали

Полосы устанавливаются на матрицу (см. приложение) 1 под съемник 10, при этом направление движения полосы задается направляющими планками 2, 3. Положение края полосы относительно матрицы 1 и пуансона 7, 20 определяется выдвинутым вручную разовым упором 22, после чего осуществляется пробивка отверстий, отходы проваливаются в штамп в предназначенные для этого ящики. Отпущенный разовый упор 22 под действием вмонтированной пружины возвращается в исходное положение.

Полоса продвигается до момента, пока она не упрется в грибковый упор 21 и осуществляется штамповка. Готовая деталь и отходы проваливаются в соответствующие ящики под штампом.

Полоса приподнимается для перемещения оставшейся перемычки через грибковый упор 21 и упирается в него следующей. Процесс повторяется.

2.3 Организация рабочего места

Правильная организация труда штамповщика, планировка и организация его рабочего места обеспечивают высокую производительность пресса и полную загрузку рабочего. Организация рабочего места - это правильная планировка его, содержание пресса и штампа в исправности, а рабочего места в чистоте.

Обычно в нормативах времени даются основные положения организации труда штамповщика:

1. штамповщик должен освобождаться от работ, непосредственно не связанных с рабочим местом;

2. обслуживание пресса (регулировка, уход, смазка) осуществляет специальный персонал;

3. штампы и заготовки доставляют к прессу подсобные рабочие, устанавливают штампы на пресс наладчики.

В нормах времени обычно и приводятся условия организации рабочего места:

На рисунке 7.3.1 показано

1. Пресс

2. Стол для заготовок

3. Ящик для заготовок

4. Ящик для отходов

5. Приемный ящик (в столе пресса)

6. Рабочий

Рисунок 2.7. „Рабочее место”

2.4 Техника охраны труда при эксплуатации прессов и штампов включает целый ряд мероприятий

1. к работе допускаются только лица, прошедшие инструктаж;

2. на прессе запрещается проводить операции, где потребное усилие больше, чем номинальное усилие пресса;

3. закрытая высота должна соответствовать закрытой высоте выбранного пресса;

4. прессы необходимо снабдить автоматической подачей, защитными устройствами, исключающими попадание рук в опасную зону;

Безопасность жизнедеятельности

3.1 Катапультное кресло К-36

Комплекс средств индивидуального жизнеобеспечения и аварийного спасения летчика для самолета, обладающего определенными диапазонами скоростей и высот полета, высокой маневренностью, а также другими особенностями (например, вертикальный взлет и посадка), должен обеспечить высокую работоспособность летчика при выполнении им профессиональных задач, в т.ч. в экстремальных условиях (высокоманевренный бой, разгерметизация кабины и т.п.), и обеспечить безопасность катапультирования при аварии во всей области полетных режимов.

Решение этой проблемы потребовало всесторонних исследований в области физиологии человека, аэродинамики плохообтекаемых тел, баллистики, поиска оптимальных, подчас нетрадиционных конструкторских и технологических решений, создания уникальной экспериментальной базы, разработки методов расчета и испытаний.

Созданные 'Звездой' катапультируемое кресло К36 и ряд его модификаций, по признанию специалистов, в том числе иностранных, обладают лучшими в мире техническими характеристиками.

Сотни летчиков обязаны своей жизнью креслам типа К36, при этом важно отметить, что благодаря высокой надежности кресла и развитой системе средств безопасности, исключающей травматизм, в абсолютном своем большинстве они продолжили свою профессиональную деятельность. Это не только гуманно, но и экономически выгодно, так как процесс подготовки летчиков связан с большими затратами.

Изложенные выше обстоятельства с одной стороны и коренное изменение экономической ситуации в России с другой, а также понимание необходимости сохранения и дальнейшего развития научно-технических коллективов 'Звезды' и смежных предприятий, прежде всего в интересах будущего ВВС России, потребовало усилить работы в этой области и сделать все возможное, чтобы преодолеть жесткую конкуренцию и выйти на уже занятый международный рынок средств спасения.

В 1993-1995 гг. НПП 'Звезда' по заказу МО США провело с участием американских специалистов ряд демонстрационных испытаний кресла К-36Д в комплекте с защитным снаряжением и кислородным оборудованием ККО-15. Выполненные на российских и американских испытательных базах 17 катапультирований в диапазоне скоростей 0...1350 км/ч, высот 0...17 км и чисел М=0...2,5, а также на больших углах атаки a=30о и скольжения b=20о прошли успешно. Полностью подтверждены заявленные нами характеристики кресла К36Д. Общее признание получил наш комплексный подход при создании систем аварийного покидания, при котором на этапе проектирования и испытаний создаются равнопрочные составляющие элементы интегрированной системы (кресло, защитный шлем, кислородная маска и т.п.). Успешное проведение демонстрационных испытаний, непревзойденные характеристики русского кресла обеспечили дальнейшее развитие совместной работы.

В 1996 г. 'Звездой' было взято обязательство продемонстрировать возможность адаптации кресла типа К36Д к американским требованиям. Основные из них: размещение в кресле пилотов - мужчин и женщин, снижение массы кресла, обеспечение минимально-безопасных высот катапультирования (не хуже, чем позволяет ACES-II - стандартное кресло ВВС США). В результате проведенных 'Звездой' к тому времени исследований и конструктивных разработок в интересах ВВС России нового базового кресла К36Д-3,5 комплекса СКС-2000 (интегрированный комплекс систем жизнеобеспечения и аварийного спасения экипажей для самолетов нового поколения) были взяты обязательства в чрезвычайно короткий срок (24 мес.) адаптировать к американским требованиям версию катапультируемого кресла К36Д-3,5А и провести в первой половине 1998 г. демонстрационные испытания на базе ВВС США Холломен.

Особое внимание при создании К36Д-3,5 было направлено на поиск конструктивных решений, позволяющих без существенного усложнения конструкции кресла получить качественно новые свойства: обеспечить безопасность катапультирования на предельно малых высотах, на динамических режимах, при неблагоприятных положениях самолета в пространстве, существенно снизить массу кресла, обеспечить низкую стоимость кресла и его эксплуатации. Большое внимание было уделено проблемам эргономики кресла как для мужского, так и женского летного персонала.

Статистика катапультирований на креслах типа К36 показывает, что 80 % катапультирований выполнены на скоростях полета до 650 км/ч, 3 % - более 1000 км/ч, по два случая - на 1300-1350 км/ч и при числе М=2,6 (Н=17км). Особо следует отметить значительное число катапультирований на динамических режимах, в частности, на больших углах крена (60о).

Анализ статистики и опыта эксплуатации кресел К36 на различных самолетах, в том числе на самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП), позволяет сформулировать основные требования к средствам аварийного покидания, которым должны удовлетворять катапультируемые кресла следующего поколения:

1. Комплексный подход к проектированию и созданию системы спасения (совместимость и равнопрочность элементов комплекса системы жизнеобеспечения и катапультируемого кресла).

2. Размещение пилотов всего антропометрического ряда (в том числе и женщин). Комфорт. Обзор.

3. Безопасное катапультирование на режимах:

· горизонтальный полет Vi=0...1400 км/ч; Н=0...20 км;

· число М<-3; (Vi=0...1300 км/ч;

· Н=0...20 км;

· число М<-2,5 - при применении облегченного снаряжения;

· маневр ni= -2...+4; Vi=0,8Vi max;вращение wx=3...6 с-1;неблагоприятное пространственное положение самолета a=30о, b=20о, g=180о.

· Предельное уменьшение высоты безопасного катапультирования (автоматическая адаптация кресла к режимам полета и пространственному положению самолета).

4. Возможность автоматического катапультирования (для обычных режимов взлета и посадки и вертикального взлета).

5. Модульная конструкция базового кресла.

6. Простота конструкции, надежность, технологичность, низкая стоимость кресла и его обслуживания.

7. Минимальная масса и габариты кресла.

При этом учитывалась тенденция постоянного роста маневренных характеристик самолетов, в том числе освоение режимов полетов на больших углах атаки и скольжения. Современные технологии 'Звезды' позволили уже сегодня создать семейство катапультируемых кресел, удовлетворяющих поставленным требованиям.

В креслах К36Д-3,5 (К36Д-3,5А) сохранены все конструктивные элементы, обеспечивающие высокую степень безопасности пилота (исключение травматизма) в процессе катапультирования, реализованные в кресле К36Д.

Кроме того, на креслах расширен диапазон регулировки по росту (¦85 мм в К36Д-3,5 и ¦95 мм в К36Д-3,5А), введена двухпозиционная спинка кресла, улучшающая его эргономическое качество (удобство работы в кабине, обзор верхней и задней полусферы и т.д.); разработана новая система управления движением кресла в поперечной плоскости (двигатели бокового разворота), применена многопрограммная электронная система управления креслом (связанная с информационной системой самолета), позволяющая оптимизировать работу всех систем кресла в зависимости от режима полета самолета (V, H, Vy и др.) и его пространственное положение в момент катапультирования. На креслах впервые применена автоматизированная система управления энергодатчиков в зависимости от массы летчика. Для снижения потребного резерва высоты безопасного катапультирования предусмотрены режимы ускоренного (сразу после отделения кресла от самолета) ввода парашюта и отключение ракетного двигателя при больших кренах самолета (случай катапультирования в сторону земли на малых высотах).

Следует заметить, что проблема обеспечения безопасного катапультирования на малых высотах не может быть полностью решена только за счет совершенствования кресла. При покидании планирующего или пикирующего самолета потеря высоты складывается из трех составляющих: потери времени на принятие летчиком решения; на открытие аварийного выхода; на катапультирование и раскрытие парашюта. Многочисленные тесты с летчиками, в том числе и с испытателями, показывают, что основная потеря времени определяется 'человеческим фактором'.

Поэтому ключевым моментом в решении проблемы спасения пилотов на малых высотах является оснащение самолетов как с вертикальным, так и с обычным взлетом и посадкой системой автоматического катапультирования. В свое время эффективность внедрения системы автоматического катапультирования на СВВП Як-36 и Як-38 превзошла все ожидания (были спасены все 100 % летчиков при авариях самолетов на взлете и посадке).

Рост маневренных качеств самолетов, внедрение управления вектором тяги, и, как следствие, освоение полетов на больших углах атаки и скольжения усложняет проблему обеспечения безопасности пилотов при катапультировании на динамических режимах и при неблагоприятном пространственном положении самолета.

При катапультировании из вращающегося самолета (wx=3...6 с-1) на кресло и пилота действуют дополнительные нагрузки от инерционных сил, в том числе связанных с вращением и эффектом Кориолиса. Для кресел типа К36, снабженных жесткими стабилизирующими устройствами, эффективной системой притяга пояса и плеч, ограничителями разброса рук, которые хорошо удерживают торс пилота от 'выпадания' из кресла, средствами подъема голеней ног и их фиксации, - катапультирования на режиме wx=3 совершенно безопасны. По нашей оценке, допустимая скорость wx может быть увеличена до 4,5 с-1. Дальнейшее увеличение, возможно, будет связано с необходимостью существенного упрочения кресла и увеличения его массы.

Катапультирование на больших углах атаки самолета не вносит каких-либо проблем для кресел типа К36. Жесткая система стабилизации кресла быстро 'переведет' его на балансировочный угол атаки, при этом произойдет резкое снижение перегрузки, действующей на летчика в направлении оси OY.

К наиболее неприятному фактору, снижающему безопасность катапультирования, следует отнести угол скольжения самолета. При больших углах (b= ¦20o) и значительной скорости полета (700 км/ч) при катапультировании могут возникнуть проблемы с фиксацией ног, рук, удержания торса в кресле, с нагрузками на шею, а также проблемы стабилизации кресла. Эти проблемы на креслах К36Д-3,5 (К36Д-3,5А) минимизированы по сравнению с креслами, использующими тормозной парашют. Проведенные летные испытания и анализ показывают, что кресла нового поколения К36Д-3,5, в том числе его американская версия (К36Д-3,5А) с жесткой системой стабилизации, средствами безопасности и адаптации к массе летчика в целом наиболее приспособлены для обеспечения безопасного катапультирования мужского и женского летного персонала как на 'динамических', так и на обычных режимах полета. Они полностью соответствуют сформированным выше требованиям. Безопасность катапультирования на этих креслах выше, чем на других, подтвержается значением 'радикала', принятого в методиках США при оценке кресел.

Эти кресла имеют также самое высокое значение весовой отдачи и, что особенно важно, являются базовыми для целого семейства кресел. Благодаря модульной конструкции, на их базе могут быть построены (как в исполнении для ВВС России, так и в версии, адаптированной к требованиям США), по крайней мере, еще три дочерних кресла: К36Л-3,5 - для штурмовиков и бомбардировщиков (Vi=0...1100км/ч, Н=0...20 км, m=71кг (масса без кислородного оборудования, аварийного запаса и привязной системы, как это принято за рубежом); К36В-3,5 - для СВВП (Vi=0...1100 км/ч, Н=0...20 км, m=75 кг); К36ЛТ-3,5 - для реактивных УТС (Vi=0...950 км/ч, Н=0...15 км, m=50 кг).

Первая упрощенная версия кресла К36ЛТ-3,5 (заводской шифр К-93) прошла полный цикл заводских и государственных испытаний, эксплуатируется на самолетах МиГ-АТ и предусмотрена к установке на Як-130. Базовое кресло К36Д-3,5 успешно проходит испытания и в конце 1998 г. может поступить на вооружение ВВС России

Экономическая часть

4.1 Сравнительная экономическая эффективность вариантов панели крыла

В результате проектирования выявилось два варианта монолитной панели с разными весовыми и конструктивно технологическими характеристиками. На основе анализа их характеристик ведется их экономический расчет.

4.1.1 Анализ конструктивных вариантов на основе экономической эффективности

Объективные качественные показатели могут быть получены на основе метода градиентов. Конструктивно-технологический вариант каждой панели характеризуется изменением веса агрегатов, по сравнению с первоначальным значением веса. Вес всей конструкции при этом тоже изменяется. При чем изменение веса происходит на большие величины так, как тянет за собой изменение ЛТХ, которые в свою очередь требуют другие агрегаты, и внедрение в конструкцию других систем.

Приближенно результирующее приращение массы конструкции можно найти с помощью метода градиентов - частной производной.

, (4.1.1)

или

?Gc=?G?Gагр

Оценка стоимости тонно-километра при рассмотрении различных вариантов конструктивно-технологических параметров конструкции агрегата, может быть определена по следующей зависимости учитывающей одновременно изменение веса и удельной стоимости самолета:

, (4.1.2)

где:

- изменение стоимости тонно-километра при изменении веса,

- изменение стоимости тонно-километра при изменении удельной стоимости самолета.

Но для упрощения расчетов найдем приведенную величину стоимости тонно-километра любого варианта. В том числе и базового по такому выражению:

, (4.1.3)

где:

?апр - приведенная стоимость;

?Gi - вес узла i-того варианта;

?С* - экономический эквивалент изменения взлетного веса;

?Сс - экономический эквивалент стоимости конструкции;

, р/кг.

?G - коэффициент роста веса самолета (используемые значения приведены в таблице 1 [22]),

Поскольку в данной работе проектирование в нулевом приближении (удельные нагрузки на крыло, а так же расчетные нагрузки остаются постоянными), то

?С* = ( 45?50 ) ? ?G, (4.1.4)

Для данного самолета ?G выбираем занчение ?G =10;

Тогда экономический эквивалент равен ?С* = 500 р/кг.

В работе использовалось два материала панели Д16чТ и В95nчТ1.

· При изготовлении панели из Д16чТ вес панели составляет 14,5 кг, при себестоимости ?Сот (Д16чТ) = 40 гривен.

· При изготовлении панели из В95nчТ1 вес панели составляет 15 кг, при себестоимости ?Сот (В95nчТ1) = 50 гривен.

По зависимости (4.1.1) прирост стоимости панелей выполненных из различных материало будет:

?а (Д16чТ) = ?G (Д16чТ) ?(?С*+?С (Д16чТ)) = 14,5?(500+40) = 7830 гривен,

?а (В95nчТ1) = ?G (В95nчТ1) ?(?С*+?С (В95nчТ1)) = 15?(500+50) = 8250 гривен

Из этих расчетов видно, что себестоимость панели при выполнении панели из Д16чТ экономически выгоднее, чем при выполнении В95nчТ1. но в данной работе мною был выбран материал В95nчТ1, так как по конструктивно-технологическим характеристикам панель изготовленная из В95nчТ1 лучше с прочностных.

Библиографический список

1. П. Бауэрс Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с англ. - Москва: Мир, 1991. - 320 с., ил.

2. Г.И. Житомирский Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей ВУЗов. - М.: Машиностроение, 1991. - 400 с., ил.

3. С.Н. Кан, Н.А. Свердлов Расчет самолета на прочность. - Москва: Машиностроение, 1966. - 520 с.

4. В.Н. Зайцев, Г.Н. Ночевкин Конструкция и прочность самолетов: Учебник для студентов авиационных ВУЗов. - Киев: Высшая школа, 1974 г., 544с.

5. С.М. Егерь Проектирование самолетов: Учебник для студентов авиационных ВУЗов, Москва: Машиностроение, 1983г, 616с.

6. Е.С. Войт, А.И. Ендогур, З.А. Мелик Саркисъян. Проектирование конструкции самолетов: Учебник для авиационных специальностей, Москва: Машиностроение, 1987г, 416с.

7. М.Н. Шульженко Конструкция самолетов: Учебник для авиационных специальностей, Москва: Машиностроение, 1971 г, 416с.

8. М.А. Левин, В.Е. Ильин Современные истребители. Техника молодежи. Энциклопедия техники. - Москва: Хоббитехника, 1994 г., 288 с.

9.Под ред. Кононенко В.Г. Технология производства Л.А.: Курсовое проектирование. Киев: Вища школа. 1974г.-224стр.

10. Под редакцией Рудмана Л.И. «Справочник конструктора штампов», Листовая штамповка, М.: Машиностроение, 1988г., 460стр;

11. Романовский В.П. Справочник по холодной штамповке, Москва: Машиностроение.1979г. 520стр.

12. Набатов А.С. Проектирование технологических процессов в производстве Л.А. и А.Д. Харьков, ХАИ.1987г.-98стр.

13 Под редакцией Р.Г. Гордовской, Справочное пособие: «Единая система конструкторской документации. Общие правила выполнения чертежей»,Москва: Изд. Стандартов, 1984 г.,232 с.

14 В.Н. Клименко, А.А.Кобылянский, Л.А. Малашенко Приближенное определение основных параметров самолета. Часть 1. - Харьков: Харьковский авиационный институт, 1986 г., 40с.

15 В.Н. Клименко, А.А.Кобылянский, Л.А. Малашенко Приближенное определение основных параметров самолета. Часть 2. - Харьков: Харьковский авиационный институт, 1989 г., 54с.

16 Л.Д. Арсон, В.И. Рябков, Т.П. Цепляева Проектирование лонжеронов. Учебное пособие по практическим исследованиям, курсовому и дипломному проектированию. - Харьков: Харьковский авиационный институт, 1981 г., 67с.

17 В.Д. Пехтерев, В.Н. Носик. Графоаналитический метод проектирования сжатых панелей. Учебное пособие по практическим исследованиям, курсовому и дипломному проектированию. - Харьков: Харьковский авиационный институт, 1984 г., 32с.

18. П.В. Дыбский, В.Д. Пехтерев Топливные системы: Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1976. - 42 с.

19 К кинематическому расчету систем основного управления самолетом: Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1972. - 57 с.

20. Черепенников Б.А., Околота Н.В. Обозначение чертежей и оформление учебно- конструкторской документации. Методические рекомендации по курсовому и дипломному проектированию. - Харьков: ХАИ, 1978. - 57 с.

21. Л.А. Евсеев Расчет на прочность крыла большого удлинения. Учебное пособие. - Харьков: ХАИ, 1985. - 106 с.

22. Л.Д. Арсон, В.И. Рябков, В.А. Урбанович Вариантное конструирование самолетных агрегатов. Учебное пособие по практическим исследованиям, курсовому и дипломному проектированию. - Харьков: Харьковский авиационный институт, 1976 г., 36с.

23. «Исследований крыла обратной стреловидности». Новости зарубежной науки и техники, серия: «Авиационная и ракетная техника» обзоры и рефераты по материалам иностранной печати № 21 (1547), ноябрь 1986 г. Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского, с. 1 - 36.

24. «Зарубежное исследование крыла обратной стреловидности и программа эксперементального самолета Грумман Х - 29 А». Новости зарубежной науки и техники. Серия: «Авиационная и ракетная техника». Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати № 9, 1983 г. Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского, ст 1 - 12.

25. «Характеристики устойчивости и управляемости истребителя Х - 29 с крылом обратной стреловидности при больших углах атаки». Новости зарубежной науки и техники. Серия: «Авиационная и ракетная техника». Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати № 9, 1982 г. Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского, ст 9 - 20.

ref.by 2006—2025
contextus@mail.ru