1. Основные летно-технические характеристики самолета
|
Скачать 279.12 Kb.
|
|
Расчёт гидросистемы МИГ-29 1. Основные летно-технические характеристики самолета. Двигатель: 2*ТРДДФ Суммарная тяга двигателей: форсаж 16600 кг б/ф режим 10000 кг Максимальная взлетная масса: 20000 кг Максимальное число М: 2.5 Максимальная скорость полета у земли: 1200 км/ч Практический потолок: 17000 м Максимальная дальность полета: 2100 км Максимальная экспл. перегрузка: 9 Геометрические характеристики самолета: Длина самолета: 17.32 м Высота самолета: 4,73 м Размах крыла: 11,3 м Рис.1. Общие виды самолета МиГ-29. 2. Описание самолета и его систем. Самолет – истребитель построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет интегральную компоновку. Такая компоновка самолета харак- теризуется плавным переходом фюзеляжа в крыло, что позволяет более ра-ционально использовать внутренние объемы самолета, повысить аэродина-мическое качество и коэффициент подъемной силы и в то же время обеспе-чивается низкий уровень волнового сопротивления на сверхзвуковых скорос-тях. Планер самолета представляет собой корпус в виде меняющегося по длине и размаху профилированного центроплана с трапециевидным и стрело-видным крылом, имеющего угол стреловидности по передней кромке 42 гра-дуса. Самолет имеет два разнесенных отсека для двигателя, расположенных под центропланом, цельноповоротное горизонтальное оперение и двухкиле-вое вертикальное оперение. Вдоль головной части корпуса, по бокам, расположены наплывы, образующие профилированный носок несущего корпуса, увеличивающийся по размаху и переходящий в консоль крыла. Для улучшения взлетно – посадочных характеристик самолета в кор-невой части консолей крыла расположены двухщелевые закрылки большой хорды, по размаху крыла – отклоняемые носки (по две секции на каждой кон-соли). Отклонение носков крыла при пилотаже улучшает маневренные харак-теристики самолета. На килях, установленных по бокам корпуса, расположены рули нап-равления. В центроплане имеются ниши для уборки опор шасси узлов их креп-ления. Шасси самолета– трехпорной системы, состоит из управляемой перед-ней опоры и двух основных опор. Все три опоры убираются и выпускаются одновременно. Передняя опора убирается назад, а основная – вперед по поле-ту в негерметичные отсеки корпуса самолета. Фюзеляж самолета технически делятся на: · головную часть · центральную часть · хвостовую часть · воздухозаборники Головная часть представляет собой цельнометаллический полумонокок и состоит из носового отсека оборудования, кабины летчика и закабинного отсека. Предкабинный отсек оборудования выполнен из поперечных диафрагм лонжеронов и окантовок люков. Спереди он закрывается радиопро-зрачным конусом, который может быть снят для подхода к РЛС. В носовой части распложена штанга ПВД. Герметическая кабина – термоизолированная, вентиляционного типа с автоматическим регулированием температуры и давления воздуха. Для размещения летчика и аварийного покидания самолета установле-но катапультное кресло. Фонарь кабины защищает летчика от воздействия воздушного потока и обеспечивает обзор в полете и на земле Гермокабина имеет сварную алюминиевую конструкцию и имеет поперечный набор из восьми диафрагм, к которым крепятся по две поперечные стяжки. Боковые наплывы, начинающиеся в носовой части, выполнены в виде набора диафрагм и служат отсеками оборудования и отсеками топливного бака. Закабинный отсек разделен на две части горизонтальной перегородкой: в верхней находятся отсек с радиооборудованием и шарниры фонаря кабины; в нижней расположены узлы крепления передней опоры шасси и ниша убор-ки. Центральная часть фюзеляжа состоит из отсеков: топливные баки, центроплан, гаргрот. Под центропланом по обе стороны от фюзеляжа расположены воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения с горизонтально расположенными панелями клиньев. Для исключения попадания поcторонних предметов в двигатели при взлете и посадке самолета вход в канал воздухозаборника перекрывается защитной решеткой. Воздухозаборники имеют клепано-сварную конструкцию. Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух силовых гондол двигателей с тремя хвостовыми балками. Конструкция отсека двигателя цельнометаллическая, сборная, имеющая заклепочные , сварные и болтовые соединения . Здесь установлены узлы крепления двигателей, коробки самолетных агрега-тов и капотов двигателей. Отсеки двигателей и отсек КСА расположены между правым и левым топливными баками №3. В хвостовой части, сверху, находится тормозной щиток. Он отклоняется на 60 градусов. Силовая установка самолета состоит из двух турбореактивных двухкон-турных двигателей. Двигатель двухвальный, с двухкаскадным компрессором, с кольцевой прямоточной камерой сгорания, двухступенчатой турбиной, со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным соплом. Двигатель размещен под углом 4 градуса к строительной горизонтали. Управление режимами работы двигателя осуществляется из кабины двумя рукоятками управления. Стендовая тяга двигателя составляет 81.5 кН. Расход топлива колеблется от 100 до 6500 кг/час. Расход воздуха – 76.5 кг/сек. Топливная система обеспечивает бесперебойную подачу топлива для работы двигателей на всех высотах и режимах полета. Топливо размещается в пяти баках-отсеках корпуса планера самолета и двух баках- отсеках крыла. Кроме того предусмотрена установка одного подвесного фюзеляжного бака (ПФБ) и двух подвесных крыльевых баков (ПКБ). Система вооружения включает в себя скоростроительную пушку ГШ – 301, расположенную в левом наплыве крыла, с боезапасом в 150 патронов, лазерный прицельный комплекс «Клен» ( или аналогичную систему). Помимо пушечного вооружения, самолет имеет 7 узлов подвески (шесть на крыле и один под фюзеляжем). Способен нести шесть ракет касса «воздух- воздух» или «воздух-поверхность» или по два блока неуправляемых ракет. Система электроснабжения обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током стабилизированной частоты. На самолете установлены две системы электропитания. Основной источник электро-энергии - два интегральных генератора переменного тока, установленных на левой и правой выносных КСА, аварийный источник – аккумуляторная бата-рея. В состав электросистемы входят и рулежные фары, комплект аэронави-гационных огней, система внутрикабинного освещения отсеков. Система управления положением самолета в пространстве включает в себя: · поперечное управление самолетом (канал крена); · путевое правление самолетом (канал курса); · продольное управление самолетом (канал тангажа); · управление механизацией крыла; · управление тормозным щитком; Система управления обеспечивает требуемые характеристики устойчивости и управляемости во всей эксплуатационной области высот, скоростей и углов атаки и ограничение текущего угла атаки в соответствии с допустимыми зна-чениями. Система управления является комплексной и работает в режимах ручного и автоматического (траекторного) управления. Управление произво-дится отклонением элеронов, рулей направления и цельноповоротного стаби-лизатора. Управление стабилизатором осуществляется с помощью 2-х двух-камерных бустеров, расположенных в килях. Управление элеронами (канал крена) и рулями направления (канал курса) выполнено также с механической проводкой, в обоих каналах установлена система улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) с троекратным резервированием электроцепей в вычислительной части системы. Шарнирные моменты от аэродинамических сил, возникающие при отклонении элеронов, рулей направления и стабилизатора, воспринимаются гидроусилителями. Загрузка ручки управления самолетом (РУС) осуществляется от цилиндра загрузки. В целях повышения аэродинамического качества на определенных режимах полета самолет оснащен механизацией крыла, включающей отклоняемые носки крыла, закрылки и элероны. Гидравлическая система обеспечивает питание приводов органов управления, взлетно-посадочных устройств и воздухозаборников двигателей, уборку и выпуск шасси, управление створкой турбостартера, управление рулежно-демпфирующего механизма (РДМ) стойки передней опоры. Газовая система состоит из двух автономных систем – основной и аварийной. Она обеспечивает торможение колес шасси, аварийный выпуск шасси, аварийную уборку клиньев воздухозаборников, подъем фонаря кабины и его герметизацию, наддув гидробаков, управление перекрывными кранами топливной системы. Система кондиционирования и охлаждения воздуха предназначена для: · обеспечения в ручном и автоматическом режиме заданной температуры и автоматического поддерживания заданного давления в кабине летчика; · для вентиляции костюма летчика и обеспечения работы противоперегрузочного устройства; · для защиты остекления фонаря кабины от запотевания и обмерзания; · для охлаждения блоков бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), установленных в отсеках оборудования, в полете и на земле с помощью наземного кондиционера; · для наддува блоков оборудования; · для охлаждения кабины летом и обогрева зимой от наземного кондиционера. Воздух в систему кондиционирования отбирается от пятой ступени компрессоров двигателей, охлаждается до заданной температуры и по-дается в кабину и отсеки оборудования. Средства спасения обеспечивают аварийное покидание самолета летчиком и его спасение во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая взлет и посадку самолета. Они включают в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2 и систему аварийного сброса фонаря. Система индивидуального жизнеобеспечения летчика предназначена для создания необходимых жизненных условий в полете, а также в ава-рийной ситуации. Она состоит из бортового комплекса кислородного питания, кислородной системы катапультного кресла, бортового запаса газообразного кислорода, спецснаряжения летчика, системы вентиляции сна-ряжения, противоперегрузочного устройства. 3. Выбор структурной схемы гидросистемы. Создание гидросистемы минимального веса и объема, обслуживающей большое число жизненно важных потребителей и обладающей высокой надежностью невозможно без анализа существующих гидросистем. Выбор степени резервирования и схемы подключения гидропривода к гидросистеме определяется тем, в какой степени опасен для летчика отказ рассматриваемого гидропривода. В первую очередь стоит резервировать гидроприводы, отказ которых даже при правильных действиях летчика может привести к катастрофе. В эту группу входят гидроусилители рулевых поверхностей, вспомогательные гидроусилители и рулевые агрегаты, системы управления полетом, работающие на взлете и посадке. Гидроприводы подключаются параллельно к двум одновременно работающим автономным системам. Все элементы распределительных и вспомогательных устройств этих гидроприводов дублированы. Автономная гидросистема, обеспечивающая питание всех потребителей, называется общей. Автономная гидросистема, обеспечивающая питание гидроусилителей системы управления полетом, называется бустерной. Название автономной гидросистемы, таким образом, определяется характером входящих в нее потребителей. Возможно три способа подключения гидроприводов к автономным гидросистемам: а) параллельное подключение гидропривода к двум работающим независимым гидравлическим системам - "горячее резервирование" или резервирование с включенным резервом. Рабочая жидкость в этом случае поступает одновременно к сдвоенным распределительным и исполнительным устройствам гидропривода. При выходе из строя одной из систем гидропривод продолжает работать, развивая при этом половинную мощность (для 1-ой группы потребителей); б) последовательное подключение гидропривода к основной и резервной системам - "холодное резервирование" или резервирование замещением, или ненагруженный резерв. Рабочая жидкость в этом случае поступает к распределительному и исполнительному устройствам через переключатель в виде челночного клапана (ЧК). При выходе из строя основной системы осуществляется переключение (автоматическое или ручное) гидропривода на питание от исправной системы. в) подключение гидропривода к одной из автономных систем. При выходе из строя данной системы гидропривод теряет способность выполнять свои функции На современных CMC гидравлические рулевые приводы стабилизатора, элеронов, руля направления включены в две одновременно работающие независимые гидросистемы. В одном случае одна из автономных систем выделяется только для обслуживания гидроусилителей системы управления полетом. Вторая автономная гидросистема обеспечивает питание и гидроусилителей системы управления полетом, и гидроприводы всех остальных потребителей. В этом случае роль резервной системы для некоторых потребителей системы играет воздушная система, установленная на самолете. В другом случае - две автономные гидравлические системы выделяются для обслуживания гидроусилителей системы управления полетом, а третья автономная система обеспечивает питание всех остальных потребителей. В этом случае для некоторых потребителей "вспомогательной" системы также необходима резервная пневматическая система. На большинстве самолетов, гидросистемы которых состоят из двух автономных систем, в "общей" системе устанавливается отсечной (приоритетный) клапан, отключающий при появлении неисправности значительную группу потребителей. Отсечной клапан как бы делит "общую" систему на две части - "бустерную" и "вспомогательную", отключая отдельные потребители "вспомогательной" части системы и обеспечивая при возникновении неисправности в первую очередь питание гидроусилителей системы управления полетом. Для двухдвигательных машин характерны три варианта подключения насосов к автономным системам. Вариант № 1 является простейшим решением, когда надежность гидросистем напрямую зависит от надежности насоса и двигателя самолета. Вариант № 2 характеризуется более высокой надежностью по насосам, но требует наличия противопожарных кранов (ПК), установленных на линиях всасывания перед каждым насосом. Вариант № 3 трехсистемный вариант; в нем противопожарные краны не используются. В гидросистемах СМС в качестве аварийных источников питания используется аварийная насосная станция, приводимая во вращение электродвигателем, турбиной или гидромотором. Анализ применяемых АНС позволяет сделать следующие выводы: 1. Использование электродвигателей постоянного тока для привода аварийного насоса целесообразно при небольших мощностях АНС (приблизительно до 2 КВт). 2.Использование воздушной турбины целесообразно на больших скоростях, т.к. из – за снижения мощности турбины при падении скорости самолета, снижается мощность приводимого его аварийного насоса и падает давление или производительность. 3.Наиболее целесообразно использовать АНС с приводом от топливной системы самолета. Преимущества такой АНС заключаются в следующем: -подключение гидромотора одновременно к топливным системам двух двигателей повышает надежность самой АНС; -обеспечивается питание потребителей даже на малых скоростях полета. На основе проведенного анализа современных СМС и их гидросистем, для проектируемого самолета предпочтение следует отдать двухсистемному варианту. Питание автономных систем осуществляется от насосов, расположенных по одному на каждом двигателе. Такое схемное построение гидросистемы не уступает трехсистемному варианту и двухсистемному варианту с двумя насосами на каждом двигателе. Кроме того, она имеет выигрыш в весе. Система относительно проста в эксплуатации и обслуживании и при достаточно надежных насосах не уступает другим вариантам системы в надежности. Кроме того, подключение двух насосов к одной линии нагнетания может привести к увеличению пульсаций давления в системе из-за наложения спектра колебаний и, соответственно, к снижению ресурса гидросистемы. Схема резервирования и подключения гидроприводов к независимым каналам гидросистемы выбирается с учетом надежности данного потребителя, относящегося к одной из трех групп классифицируемых по последствиям отказов. Следует перечислить функциональные подсистемы, которые присутствуют на проектируемом самолете: 1. Первая группа потребителей: · стабилизатор, · элероны, · руль направления, · цилиндр РУС. 2. Вторая группа потребителей: · носки, · закрылки, · шасси. 3. Третья группа потребителей: · РДМ, · тормозные щитки, · воздухозаборники, · створка турбостартера, · цилиндр загрузки педалей. Рис.2. Блок-схема гидросистемы. |
Добавить документ в свой блог или на сайт
Похожие:
 |
Календарно-тематическое планирование 7 класс. Новая история (28 часов). № Основные понятия: традиционное общество, индустриальное общество, общество; предпринимательский дух, ойкумена, реконкиста, конкиста.... |
 |
2 Технические характеристики Устройства 6 К сожалению, на данный момент не все эти параметры поддаются точному замеру в реальном времени — существующие приборы либо недостаточно... |
|
2 Технические характеристики Устройства 7 Лучшие умы планеты бьются над основной задачей, лежащей на стыке таких отраслей знаний, как искусственный интеллект, техническая... |
|
Список использованных источников Елизаров, И. А. Технические средства автоматизации. Программно-технические комплексы и контроллеры. [Текст]/И. А. Елизаров, Ю. Ф.... |
|
Вопросы по эконометрике Случайные переменные. Генеральная совокупность и выборка. Основные характеристики случайных величин |
|
Вопросы по эконометрике Случайные переменные. Генеральная совокупность и выборка. Основные характеристики случайных величин |
|
Содержание Введение Преимущества и виды веб-сайтов Подготовительный... Сегодня у агентств, профессионально занимающихся разработкой интернет-ресурсов, существуют свои классификации сайтов. В их основе... |
|
Закон волгоградской области об областном бюджете на 2013 год Утвердить основные характеристики областного бюджета на 2014 год и на 2015 год в следующих размерах |
|
Какое значение имеет футбол как средство воспитания учащихся? Как выполняются основные технические приёмы и приведите примерные упражнения для их освоения: удара по мечу ногой; удара по мячу... |
|
Конспект по теме: Электровоз эп2К. Технические данные. Конструктивные... Электровоз пассажирский эп2К, шестиосный, постоянного тока, мощностью 4800кВт, предназначенный для вождения пассажирских поездов... |