Компоновка самолета

НАЗНАЧЕНИЕ САМОЛЕТА Самолет предназначается для перевозки до 52 пассажиров на расстояние от 1700 км в зависимости от коммерческой нагрузки. Его также можно переоборудовать в грузопассажирский или грузовой и использовать на аэродромах с грунтовым покрытием.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ И СИСТЕМ САМОЛЕТА Аэродинамическая компоновка Самолет представляет собой свободнонесущий высокоплан с двумя турбовинтовыми двигателями, размещенными в гондолах под крылом, и трехопорным двухстоечным шасси с передней и двумя основными опорами. Крыло составное, прямое, большого удлинения, с наплывами. Передняя кромка крыла механизирована, на задней кромке установлены двухщелевые однозвенные закрылки с фиксированным дефлектором и щелевые элероны с роговой и осевой компенсациями. Фюзеляж: — круглого сечения. Оперение однокилевое, Т — образное, с неподвижным стабилизатором, установленным на фюзеляже. Рули направления и высоты — двухзвенные, с роговой и осевой компенсациями.

ФЮЗЕЛЯЖ Фюзеляж — круглого сечения, полумонококовой конструкции. В нем расположены кабина экипажа, грузовая кабина и служебные помещения. Под полом размещены технический отсеки, ниши передней и основных опор шасси. Фюзеляж полностью герметичный. Фонарь кабины экипажа имеет сварной каркас. Лобовые стекла — силикатные с электрообогревном, птицестойкие, задние стекла триплексные из материала АО-170. В средней части фюзеляжа расположен центральный силовой отсек. В его зоне осуществляется крепление к фюзеляжу крыла и стоек основных опор шасси. В задней части фюзеляжа расположен силовой отсек крепления оперения. Пол пассажирской кабины состоит из каркаса, включающего поперечные балки съемные панелеи настилов. Съемные панели пола — трехслойные. Пол кабины экипажа состоит из каркаса и приклепанного к нему металлического настила. В полу имеется люк для доступа в подпольное пространство, где расположены жесткая проводка управления и оборудование.

Ниша передней опоры шасси выполнена в виде герметичного короба, на боковых стенках которого установлены узлы крепления передней опоры шасси. Проем ниши закрывается большими и малыми створками трехслойной конструкции с сотовым заполнителем и обшивками из КМ.

Ниша основных опор шасси ограничена спереди и сзади штампованными низами шпангоутов, на которых расположены узлы навески основных опор шасси.

На самолете установлены входная дверь-трап, служебная дверь, грузовой люк (подпольного и заднего багажно-грузовых отсеков). Входные двери-трапы (размер — 914×1680) расположены по левому борту в носовой и кормовой частях фюзеляжа и предназначена для входа (выхода) экипажа и пассажиров. Дверь оснащена встроенным трапом с поворотными ступеньками. Открывается дверь наружу, поворачиваясь вокруг горизонтальной оси. Опускание (открытие) двери происходит под действием ее массы и демпфируется гидроцилиндрами закрытия. Подъем (закрытие) двери осуществляется гидроцилиндрами, приводимыми в действие гидросистемой. Для закрытия двери внутри и снаружи установлены щитки управления.

Грузовой люк — в кормовой части фюзеляжа по правому борту. Двери открываются наружу. Открываются с наружи вручную, в открытом положении фиксируются.

Люк подпольного багажно-грузового отсека (размер — 1080×1000) расположен по правому борту фюзеляжа. Аварийный люк 1 (размер -622×1290) — в передней части пассажирской кабины по правому борту напротив отсека для инструмента и аварийно-спасательного оборудования. Аварийный люк 1 — в хвостовой части фюзеляжа напротив служебной двери.

В верхней части кабины экипажа расположен аварийный верхний люк (размер — 500×510) предназначенный для покидания экипажем самолета в случае посадки на воду.

КРЫЛО Кессонного типа. Оно состоит из центроплана и двух консольных частей, соединяемых между собой фланцевыми стыками. Кессоны представляют собой герметизированные топливные баки-отсеки. Крыло оснащено двухщелевыми закрылками и предкрылками.

Центроплан несет на себе два выдвижных двухщелевых внутренних закрылка и четыре секции интерцепторов. Каждая консольная часть крыла имеет выдвижной двухщелевой концевой закрылок, две секции выдвижных предкрылков, четыре секции интерцепторов и один элерон с навешенными на него сервокомпенсаторами.

Центроплан прямоугольной формы в плане размахом 2,82 метра. Расстояние между лонжеронами 1,28 м. Нижние панели центроплана выполнены в виде пяти прессованных панелей. Верхние панели выполнены из набора трех прессованных панелей. Средняя верхняя панель центроплана съемная. Лонжерон центроплана клепаной конструкции, каждый из которых состоит из верхнего и нижнего поясов и стенки, соединенных между собой заклепочным швом. Поперечный набор состоит из нервюр балочной конструкции.

КЧК трапециевидной формы в плане включает в себя силовой каркас, выполненный в виде кессона, носовую часть и хвостовой отсек.

Нижние панели кессона клепаной конструкции состоят из обшивки и набора стрингеров. Верхние панели состоят из набора трех клепаных панелей. Каждая панель состоит из обшивки и. набора стрингеров. Средняя панель выполнена съемной. Лонжероны КЧК клепаной конструкции, аналогичной лонжеронам центроплана.

Поперечный набор состоит из нервюр балочной конструкции. Кессон каждой КЧК состоит из четырех частей: герметичного топливного отсека, топливного расходного отсека, дренажного отсека, «сухого» отсека. На нижней панели КЧК выполнены люки для установки и демонтажа топливных насосов. На верхней панели расположены лючки топливной системы.

Двухщелевые (с фиксированным дефлектором) поворотные закрылки выполнены двухопорными с подводом управления по приводным нервюрам хвостовой части крыла. Конструкция закрылков сборно-клепаная, однолонжеронная, дефлектор закрылка выполнен, из композиционных материалов. Конструкция элерона сборная, клепаная.

ОПЕРЕНИЕ Оперение самолета состоит из киля, двух звеньев руля направления, двух консолей стабилизатора и двух половин руля высоты, на каждой из которых установлены триммер-сервокомпенсатор и кинематический сервокомпенсатор. В носовой части стабилизатора установлены дефлекторы. На нижней секции второго звена руля направления установлен триммер. Рули самолета имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Горизонтальное оперение включает в себя стабилизатор, состоящий из двух консолей и навешенного на каждой консоли рулю высоты с роговой и осевой компенсациями.

Стабилизатор представляет собой металлическую конструкцию, состоящую из двух лонжеронов, нервюр и панелей.

Руль высоты — однолонжеронной металлической конструкции с набором нервюр. По задней кромке руля высоты установлен триммер-сервокомпенсатор.

Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления.

Киль — металлической конструкции состоит из двух лонжеронов набора нервюр и стрингерных панелей. К передней части киля крепится электрообогреваемьй носок. Хвостовая часть киля панельной конструкции, выполнена виде сотовых панелей с металлическими обшивками и сотами ПСП.

Руль направления — металлический, состоящий из лонжерона, набора нервюр и обшивки. В корневой части установлен пружинный триммер-сервокомпенсатор. Все триммерные поверхности оперения — сотовой конструкции с обшивкой из полимерных материалов и сот ПСП.

КАБИНА ЭКИПАЖА Компоновка рабочих мест пилотов обеспечивает любому из них управление самолетом с одинаковой надежностью. Характеристики устойчивости и управляемости самолета, состав, характеристики и автоматизация пилотажно-навигационного оборудования и бортовых систем, состав и компоновка средств отображения информации и органов управления на рабочих местах пилотов обеспечивают выполнение пилотами их функциональных обязанностей без превышения существующих норм загрузки.

Применением конических панорамных лобовых стекол фонаря кабины экипажа пилотам обеспечен достаточно широкий, неискаженный обзор внекабинного пространства, отвечающий требованиям летной эксплуатации в ожидаемых условиях.

Для обеспечения возможности управления самолетом с обоих рабочих мест, эффективного взаимодействия пилотов (взаимного контроля и взаимопомощи) практически все средства отображения информации и органы управления размещены в общей для пилотов зоне контроля и досягаемости (на верхнем и центральном пультах, на центральной панели приборной доски) или сдублированы (пилотажно-навигационные индикаторы, аварийные световые сигнализаторы.

Размещение приборов и световых сигнализаторов на приборной доске пилотов выполнено в соответствии с требованиями норм летной годности. На козырьке приборной доски в зоне наилучшей досягаемости и обзора размещены оперативно используемые пульты управления командных радиостанций и систем автоматического управления.

На верхнем пульте размещено управление бортовыми системами

топливной, гидравлической, электроснабжения, противообледенительной, кондиционирования воздуха, запуска двигателей и ВСУ, тушения пожара на борту и табло предупреждающей сигнализации.

На центральном пульте пилот кроме традиционно устанавливаемых рычагов управления двигателями размещены пульты навигационного, посадочного и связного оборудования, индикатор и пульт РАС.

В соответствии с требованиями норм летной годности, а также для разгрузки мест пилотов от неиспользуемых при выполнении полета средств отображения информации и органов управления, используемых только обслуживающим персоналом на земле, все такие средства и органы сгруппированы в пультах предполетной подготовки самолета, размещенных на левом и правом бортах вне досягаемости пилотов.

БЫТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Бытовое оборудование самолета обеспечивает необходимые удобства на борту. Оно включает: регулируемые кресла пилотов, штурмана бортмеханика и пассажиров; светофильтры и светозащитные шторки, гардероб и туалет.

На фронтальной стенке грузовой кабины установлены откидное кресло для бортпроводника. Между пассажирской кабиной и бытовым отсеком установлена легкосъемная дверь.

Между кабиной экипажа и пассажирской кабиной размещен бытовой отсек, включающий в себя туалетное помещение (по правому борту) и отсек с аварийно-спасательным оборудованием и бортинструментом (по левому борту). Площадь туалетного помещения 1 м.кв.

В туалете расположены бак с водой и технической жидкостью. В туалете установлен унитаз водовакуумного типа. На борту находятся три аптечки (одна в кабине экипажа, одна включена в состав аварийно-спасательного оборудования и одна — в хвостовой части.

На самолете постоянно установлены элементы аварийно-спасательного оборудования: канаты, кислородные маски, дымозащитные капюшоны, переносные кислородные приборы, ручной огнетушитель, аптечки, топор, аварийные радиостанции и радиомаяк, световая маркировка путей эвакуации, аварийное освещение, табло «ВЫХОД» возле каждого аварийного выхода, спасательные жилеты на местах работы экипажа и наблюдателя, спасательные плоты на членов экипажа и пассажиров.

Аварийное покидание самолета в воздухе допускается до скорости 400 км/ч.

Предусмотрено освещение и отопление грузовой кабины и пассажирской кабины, а также обогрев люков, дверей, иллюминаторов и грузовой рампы со створками. Обогрев обеспечивается единой системой кондиционирования самолета.

Система управления Система управления самолетом включает системы управления рулем высоты, стабилизатором, рулем направления, элеронами, воздушными тормозами, закрылками и предкрылками.

Система основного управления самолетом непрямого действия, автоматизированная. Функционирование системы в основном режиме обеспечивается трехкратно дублированной гидросистемой и бортовым пилотажно-навигационным цифровым комплексом.

Для фиксации рулей и элеронов на стоянке предусмотрена система стопорения, которая приводится в движение с помощью электромеханизмов. Управление электромеханизмами стопорения осуществляется рычагом на центральном, пульте пилотов.

Шасси Шасси самолёта выполнено по трёх-опорной схеме и состоит из передней и двух основных опор. Стойки опор в убранном положении свободно лежат на створках, а в выпущенном положении фиксируются распорами. Отсеки закрываются створками, которые имеют гидравлический привод и фиксируются в закрытом положении замками. Передняя опора оборудована двумя нетормозными колесами и убирается в нишу, закрывающуюся створками.

Шасси самолета оснащено системами: уборки-выпуска, управления поворотом колес передней опоры, торможения колес основных опор.

Работа систем шасси обеспечивается гидравлической системой. При ее отказе предусмотрена возможность механического выпуска шасси.

На самолете имеется система управления поворотом, передней опоры, что значительно улучшает маневренность самолета при рулении.

Основные опоры шасси имеют гидравлическую систему торможения колес и устройства, автоматически регулирующие силу торможения колес, что исключает возникновение юза.

Гидравлическая система Гидравлическая система самолета предназначена для питания рабочей жидкостью АМГ-10 приводов систем управления самолетом и механизации крыла, уборки-выпуска шасси, поворота колес передней опоры, торможения колес, управления грузовым люком, стеклоочистителями, реверсом двигателей, опусканием и подъемом опор под порогом грузового люка.

Если говорить точнее, на самолете две гидравлические системы — левая и правая. Основным источником давления в каждой из них служит гидронасос переменной производительности, установленный на соответствующем двигателе. Линии нагнетания гидросистем соединены между собой краном кольцевания, что позволяет пользоваться насосами для питания любого потребителя, а также обеспечивает работу обеих гидросистем от одного из двигателей в случае отказа второго насоса. Обе системы имеют отдельные гидробаки, конструктивно объединенные в один блок, снабженный системой наддува.

В качестве резервного источника питания служит электроприводная насосная станция, подключенная к левой гидросистеме и используемая для создания давления в системе при наземных работах. В левой гидросистеме имеется блок питания с ручным приводом, который используется для управления грузовым люком и для дозаправки гидробаков. Основным источником давления в каждой гидросистеме служат гидронасосы переменной производительности с приводом от двигателя.

Силовая установка Силовая установка самолета состоит из турбореактивных двигателей Д-436−148, расположенными на пилонах под крылом, на малом расстоянии от плоскости симметрии самолёта, и вспомогательной силовой установки ТАН 2, расположенной в левом обтекателе шасси.

Схема двигателя Д-436−148 двухвальная, с трехступенчатым вентилятором, и десятиступенчатым сверхзвуковым компрессором. Маслосистема двигателя — циркуляционная, замкнутая, под давлением. Все агрегаты маслосистемы, в том числе маслобак, смонтированы на двигателе. Система регулирования двигателя включает топливорегулирующую аппаратуру и электронную систему управления.

Управление режимом работы двигателей осуществляется вручную или автоматически — от системы автоматического управления самолетом.

Система запуска двигателей — воздушная, с автоматикой управления и электрическим зажиганием топлива. Воздух для запуска отбирается от вспомогательной силовой установки, аэродромного источника или от другого ранее запущенного двигателя Д-30. Запуск осуществляется с помощью воздушного стартера СВ-36, установленного на двигателе. Вспомогательная силовая установка (ВСУ) ТА-12 представляет собой одновальный газотурбинный двигатель с системой отбора воздуха за компрессором. Этот двигатель является вспомогательным энергоузлом самолета, который обеспечивает на земле и в полете воздушный запуск маршевых двигателей, питание сжатым воздухом системы кондиционирования и воздушно приводных агрегатов, получение электроэнергии переменного тока для бортовой сети при обслуживании на аэродромах, расположенных на высотах до 4,5 тысячи метров. Воздушный запуск маршевых двигателей обеспечивается при полете на высотах до семи тысяч метров, а питание агрегатов воздухом и электроэнергией — на высотах до девяти тысяч метров. Система кондиционирования работает на земле, при взлете, при полете на высотах до 4,5 тысячи метров.

Вспомогательная силовая установка питается от самолетной топливной системы, она запускается автоматически с помощью стартера-генератора ГС-12 ТО.

Топливная система Топливная система самолета предназначена для подачи топлива к двигателям Д-30 и ТАН 2. Оно размещается в пяти баках-кессонах. Баки разделены на три очереди выработки топлива (первая, вторая и третья). Расходными баками являются баки третьей очереди, в которых имеются расходные отсеки. Заправка топливом производится через штуцер централизованной заправки под давлением до 4,5 кгс/см2 (0,45 МПа) или, при необходимости, сверху — через заливные горловины.

Питание двигателей — автономное: левый двигатель питается из баков левого полукрыла, правый — из баков правого полукрыла. Обе магистрали соединены между собой краном кольцевания. Управление выработкой топлива по заданной программе осуществляется автоматически системой управления и измерения топлива или вручную.

Применяются топлива РТ, Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10 227−86) или смеси этих топлив в любых пропорциях. Для предотвращения образования кристаллов льда в топливных фильтрах в зимнее время в топливо примешиваются противоводокристаллизационные жидкости (жидкость «И» или тетрагидрофурфуриловый спирт — ТГФ).

Централизованная заправка топливом производится через штуцер заправки международного типа. Время полной заправки около 10 мин. Слив топлива осуществляется через штуцер централизованной заправки. Для контроля и управления работой системы установлен комплекс топливоизмерения. Он выполняет вычисления и индикацию массы топлива в каждом баке, обеспечивает автоматическое управление последовательностью расхода и заправки, сигнализацию резервного остатка топлива.

Кислородное оборудование Самолета предназначено для обеспечения кислородом членов экипажа и пассажиров при падении барометрического давления в гермокабине, а также для защиты органов дыхания и зрения от дыма и токсичных газов, выделяющихся при пожаре. Кислородное оборудование состоит из стационарного, установленного в кабине экипажа, и переносного, установленного в кабине экипажа и грузовой кабине. Время обеспечения дыхания кислородом членов экипажа от стационарной системы — не менее 3 часов, в условиях дыма — не менее 15 минут. Блоки кислородного оборудования, установленные на рабочем месте каждого члена экипажа, состоят из укладочного блока и кислородной маски, на которой смонтированы кислородный клапан и микрофон. Маска вынимается из укладочного блока и надевается одной рукой за время менее 5 секунд благодаря креплению ее на голове с помощью надуваемого оголовья из эластичных резиновых трубок.

Запас кислорода в системе экипажа составляет 6500 л (2 кислородных баллона вместительностью 25 литров под давлением 130 атм.). Защита от дыма членов экипажа на рабочих местах обеспечивается дымозащитными очками.

Противопожарное оборудование Пожарное оборудование самолета предназначено для предупреждения, обнаружения и ликвидации очагов пожара в случае его возникновения в отсеках крыла, двигателей, в грузовой кабине и кабине экипажа.

Надо отметить, что конструкторами приняты эффективные меры предупреждения пожара: установлены противопожарные перегородки, препятствующие распространению огня, применены огнестойкие негорючие и трудно воспламеняющиеся материалы, имеется дренаж в местах возможного скопления горючих жидкостей.

Пожарное оборудование включает в себя системы пожарной сигнализации, пожаротушения, сигнализации о перегреве двигателей. На борту имеются ручные переносные огнетушители. Тушение пожара производится огнегасящим составом «XЛАДОН114В» из двух огнетушителей, срабатывающих в две очереди, — по одному огнетушителю в каждой. Включение огнетушителя первой очереди осуществляется автоматически или вручную, при визуальном обнаружении пожара, включение огнетушителя второй очереди — только вручную.

Для ликвидации пожара в кабине экипажа и пассажирской кабине установлено по одному переносному огнетушителю с огнегасящим веществом «ХЛАДОН 115 В», предназначенным для тушения любых горящих веществ, а также агрегатов, находящихся под электрическим напряжением.

При посадке с убранным шасси предусмотрено аварийное автоматическое включение системы пожаротушения от двух механизмов, установленных в нижней части фюзеляжа.

Багажно-грузовые отсеки оборудуются системами пожарной сигнализации по дыму и температуре, индикация которых происходит на щитке пожарной защиты.

Система кондиционирования воздуха Предназначена для создания и поддержания необходимых условий жизнеобеспечения в его кабинах, система кондиционирования воздуха обеспечивает наддув, отопление (или охлаждение) кабины. Она осуществляет регулирование температуры воздуха и вентиляцию кабины экипажа и грузовой кабины, наддув гермокабины и автоматическое поддержание в ней заданного давления, а также обдув изнутри остекления фонаря.

Конструктивно система кондиционирования состоит из левой и правой подсистем, предназначенных для кондиционирования воздуха соответственно в грузовой кабине и кабине экипажа. Отбор воздуха для системы производится от четвертых ступеней компрессоров высокого давления каждого двигателя или от вспомогательной силовой установки. Система может работать на земле и в полете, включая взлет, с отбором воздуха от двигателей, работающих на всех режимах, а на земле — также с отбором воздуха от вспомогательной силовой установки. Управление работой системы кондиционирования выполняется автоматически с помощью системы автоматического регулирования давления и температуры или вручную. Для контроля работы этой системы служит световая сигнализация в кабине экипажа.

Противообледенительная система самолет аэродинамический крыло шасси Противообледенительная система самолета состоит из воздушно-тепловой, электротепловой и жидкостной подсистем. Противообледенительная система обеспечивает защиту самолета от обледенения при температуре наружного воздуха до минус 30 град. Воздушно-тепловая подсистема обеспечивает защиту от обледенения предкрылков, дефлектора стабилизатора, носка киля, воздухозаборников двигателей и воздухозаборников системы дренажа топливных баков. Электротепловая предназначена для обогрева лобовых стекол фонаря, приемников полного и воздушного давления. Кроме того, для удаления воды, подтаявшего льда и снега лобовые стекла кабины экипажа оборудованы двумя стеклоочистителями с гидравлическим приводом. Жидкостная подсистема обеспечивает подачу спирта на блистеры штурмана, гидролога и лобовые стекла кабины экипажа.

Отбор воздуха для защиты воздухозаборников двигателей производится за третьей ступенью компрессора высокого давления, для защиты крыла и оперения — от системы подготовки воздуха. Отбор воздуха возможен на всех режимах работы двигателя.

Противообледенительная система может отключаться автоматически, по сигналу сигнализатора обледенения, или вручную. Отключение системы производится только вручную.

Аварийно-спасательные средства Аварийно-спасательные средства включают два надувных трапа, два матерчатых желоба, шесть спасательных канатов, три ограничительные ленты, спасательные жилеты и плоты, также включает средства спасения экипажа и пассажиров при вынужденной посадке самолета на сушу или водную поверхность. На самолете имеются аварийный топор, бортовые аптечки, аварийные канаты и аварийный запас.

Комплекс пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования Комплекс пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования обеспечивает высокую точность самолетовождения на маршруте и при заходе на посадку в сложных метеорологических условиях, днем и ночью. Компоновка кабины экипажа выполнена на основе комплексного эргономического анализа. Размещение пультов управления, индикаторов, общая планировка кабины обеспечивает удобную работу членам экипажа на всех этапах полета.

Светотехническое оборудование Светотехническое оборудование самолета обеспечивает основное и резервное освещение приборных досок и пультов управления, общее и дежурное освещение кабин, погрузочной площадки и вспомогательных помещений, освещение взлетно-посадочной полосы, рулежных дорожек и визуальный контроль за обледенением стабилизатора при полетах ночью, а также световое обозначение и определение местонахождения самолета в полете, при рулении, на стоянке, информацию членам экипажа о режимах работы самолетных систем и агрегатов с помощью световых и звуковых сигналов.

Системы электроснабжения самолета Системы электроснабжения самолета. Этих систем три: переменного трехфазного тока напряжением 200/115 вольт стабилизированной частоты 400 герц, переменного трехфазного тока напряжением 36 вольт стабилизированной частоты 400 герц, постоянного тока напряжением 27 вольт.

Основными источниками электроэнергии напряжением 200/115 вольт являются два генератора мощностью по 30 киловольт-ампер, установленные на каждом двигателе. Вспомогательным источником служит генератор мощностью 40 киловольт-ампер, приводимый во вращение от вспомогательной силовой установки. Аварийный источник электроэнергии напряжением 115 вольт — статический однофазный преобразователь мощностью один киловольт-ампер.

Основными источниками электроэнергии напряжением 36 вольт являются два понижающих трехфазных трансформатора мощностью по два киловольт-ампера, аварийным источником служит статический трехфазный преобразователь мощностью 0,8 киловольт-ампер, преобразующий электроэнергию постоянного тока напряжением 27 вольт в переменный трехфазный.

Основными источниками электроэнергии напряжением 27 вольт являются два выпрямительных устройства мощностью по шесть киловатт, которые преобразуют электроэнергию источников напряжением 200/115 вольт в постоянный ток, Аварийные источники — три аккумуляторные батареи емкостью по 25 ампер-часов, которые на земле обеспечивают запуск вспомогательной силовой установки и проверку ограниченного числа потребителей постоянного тока и преобразователей, а в полете — электропитание наиболее важных систем.

Ресурс и срок службы Самолет рассчитан для длительной эксплуатации. Его полный ресурс до списания составляет 40 тысяч летных часов, или 20 тысяч посадок, или 20 лет эксплуатации. Межремонтный срок службы — шесть тысяч летных часов, или 6000 посадок, или семь лет эксплуатации. Срок службы до первого ремонта составляет девять тысяч летных часов, или девять тысяч посадок, или 10 лет эксплуатации.

Подбор двигателей

Расчет геометрических характеристик и компоновка самолет

— Площадь крыла:

— Размах крыла:

— Корневая хорда:

— Концевая хорда:

— Относительное положение лонжеронов в крыле по хорде равно:

хi — расстояние i-го лонжерона от носка крыла; bi — хорда крыла i-го сечения.

— Передний лонжерон:

— Задний лонжерон:

— Средняя относительная толщина профиля:

— Определяем величину САХ:

Геометрические параметры элеронов

— Размах элерона:

— Площадь элерона:

— Аэродинамическая компенсация элеронов

— Площадь тримера

— Диапазон отклонения элеронов:

Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа Компоновка пассажирского и бытового оборудовании фюзеляжа

— Ширину кресла принимаем

— Ширину подлокотника принимаем

— Ширину прохода принимаем

Определяем ширину кабины

— Кухни и буфет

— Гардеробы

— Туалетные помещения Принимаем один туалет на 50 пассажиров Принимаем

Нормальные и аварийные выходы, аварийные средства

— Размеры вырезов боковых дверей на левом и правом бортах грузовой кабины:

Ширина 0,8 м; Высота 1,8 м.

— Размеры вырезов аварийных люков на левом и правом бортах грузовой кабины:

Ширина — 0,61 м; высота — 1,22 м.

— Размеры выреза верхнего аварийного люка в кабине экипажа:

0,5Ч0,6 м

— Размеры выреза нижнего аварийного люка в кабине экипажа:

0,7Ч0,95 м Расчет основных параметров и компоновка шасси.

— Колея шасси:

— База шасси:

— Вынос основной опоры:

— Вынос передней опоры:

— Количество главных опор и колес на одной опоре:

n=2, z=2.

— Нагрузка на колесо основной опоры:

— Нагрузка на колесо передней опоры:

Подбираем колеса для носовой и основной опор:

Все колеса тормозные, что даст возможность сократить пробег при посадке.

Компоновка и расчет основных параметров оперения Плечо ГО: Lго =21,4 м.

Плечо ВО: Lво = 22 м.

Коэффициэнты статических моментов:

А го = 0,9 А во= 0,07.

Площадь ГО:

Площадь ВО:

Площадь руля высоты: Sрв =(0.3…0.4)*Sго=0.35*10,64 =3,72 м².

Площадь руля направления: Sрн=(0.35…0.45)Sво=0.4*8,47=3,4 м²

Размах ГО: Lго= 9,09 м.

Высота ВО: Hво= 4,4 м.

Сужение ГО: зго = 2,5

Сужение ВО: зво = 2,0

Удлинение ГО: лго = 4

Удлинение ВО: лво = 1,2

Определение хорд оперения:

— горизонтального оперения:

2 Sго В конц. го=————————————= 0,669 м;

(зго +1)*Lго В корн. го = В конц. го * зго = 1,74 м;

— вертикального оперения:

2 Sво В конц. во = —————————— = 1,28 м.

(зво + 1)*Lво В корн. во = В конц. во* зво = 2,56 м.

Относительная толщина профиля для ГО и ВО в первом приближении принимаем равной:

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

В процессе эксплуатации самолёта положение его центра тяжести может изменятся. Задняя центровка при этом должна быть такова, чтобы обеспечивался необходимый запас статической устойчивости самолёта. Предельно допустимая передняя центровка определяется эффективностью его органов продольного управления (балансировки).

Определение центра масс снаряжённого крыла.

Положительные значения координат центров тяжести объектов принимаем в сторону хвостовой части самолета. В ведомость масс снаряжённого крыла вносятся: масса его конструкции, масса топлива и оборудования размещённого в крыле, основные и передняя опоры шасси.

Табл.8.1.

Определяем координаты центра тяжести снаряженного крыла:

;

Определение центра тяжести снаряжённого фюзеляжа Начало координат выбираем в проекции носка фюзеляжа на горизонтальную ось. За ось Х принимаем строительную ось фюзеляжа. Составляем центровочную ведомость снаряжённого фюзеляжа.

Центровочная ведомость масс снаряженного фюзеляжа Табл.8.2.

Определяем координаты центра тяжести снаряженного фюзеляжа:

;

Составляем уравнение равновесия моментов относительно носка фюзеляжа:

из этого уравнения определяем положение носка САХ крыла относительно носка фюзеляжа:

;

Хсах= 9,16 м Расчет вариантов центровки Сводная центровочная ведомость

Варианты центровок самолета

· Челюканов И. П. Компоновка и центровка самолета. Киев КИИ ГА, 1989.

· Гаража В. В. Конструкция самолетов: Учебник.- К.: КМУГА, 1998 г.- 524 стр.

· Выбор пареметров и расчет масс самолета: Методические указания.

— Киев: КИИГА, 1989 г. — 46 стр.

· Компоновка и центровка самолета: Методические указания.

— Киев: КИИГА, 1989 г. — 48 стр.

· Оценка летно-технических характеристик самолета и оформление курсового проекта: Методические указания.- Киев: КИИГА, 1989 г. — 44 стр.

· Авиационные правила Украины АПУ-25.