ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 20.10.2020
Просмотров: 890
Скачиваний: 1
Реактивное сопло двигателя - сужающееся-расширяющееся. Оно включает венец профилированных створок, подвешенных на шарнирах к заднему концу форсажной трубы и управляемых с помощью гидроцилиндров. К задней части этих створок шарнирно присоединяются сверхзвуковые створки, образующие расширяющуюся часть сопла. Наружный контур сопла образован внешними створками, передние концы которых представляют собой гибкие элементы, входящие в мотогондолу и всегда прижатые к внутренней поверхности ее обшивки силами упругости. При помощи гибких элементов на всех режимах работы двигателя обеспечивается плавное сопряжение наружного контура внешних створок с контуром мотогондолы Задние концы профилированных и внешних створок соединены между собой подвижными шарнирами, между этими створками вблизи их задних концов имеется кольцевой зазор, через который вытекает воздух, продуваемый через двигательный отсек. Для обеспечения прохождения вектора тяги двигателя вблизи центра тяжести самолета ось реактивного сопла в вертикальной плоскости наклонена относительно оси двигателя на 5╟.
Система управления двигателем - гидроэлектронная с аналоговым электронным регулятором-ограничителем КРД-99, гидромеханическим насосом-регулятором НР-31 и регулятором сопла и форсажа РСФ-31. Задание режима работы силовой установки осуществляется рычагами управления двигателями (РУД), расположенными на левом пульте кабины летчика и связанными с рычагами насосов-регуляторов двига-телей системой тяг и качалок. Запуск двух двигателей может производиться как последовательно, так и одновременно. Раскрутка роторов двигателей при их запуске на земле обеспечивается газотурбинными стартерами-энергоузлами ГТДЭ-117-1, запуск которых, в свою очередь, осуществляется электростартером, напряжение к которому подводится либо от аэродромных источников питания, либо от авюномных бортовых источников тока - аккумуляторных батарей. Запуск двигателей в воздухе происходит при вращении их роторов под действием набегающего потока воздуха на режиме авторотации, при этом надежный запуск возможен практически во всем диапазоне скоростей полета самолета.
На самолете Су-37 установлена опытная модификация двигателей АЛ-31Ф с управлением вектором тяги, которое осуществляется посредством отклонения сопел двигателей в пределах ╠15╟ в вертикальной плоскости (как синхронно, так и дифференциально). Рабочим телом системы управления поворотом сопел является гидромасло из гидросистемы самолета. Контур управления вектором тяги включен в систему дистанционного управления самолетом. На самолете Су-ЗОМК применяются двигатели АЛ-31ФП, управление вектором тяги которых производится посредством отклонения сопел в пределах +15╟ в плоскостях, расположенных по углом 32╟ к продольной плоскости симметрии двигателя Изменение положения оси поворота сопел позволяет получить как вертикальную, так и боковую составляющую вектора тяги. Рабочим телом системы управления поворотом сопел двигателей АЛ-31ФП является авиационный керосин, и она замкнута на систему топливной автоматики двигателя. Контур управления вектором тяги двигателей АЛ-31ФП также включен в систему дистанционного управления самолетом.
ВЫНОСНЫЕ КОРОБКИ АГРЕГАТОВ служат для размещения основных источников энергии самолета -электрогенераторов и гидронасосов - и передачи на них, через систему валов и зубчатых колес с фрикционными и обгонными муфтами, вращательного движения от валов турбокомпрессоров двигателей АЛ-31Ф или выходных валов газотурбинных стартеров - энергоузлов ГТДЭ-117-1, а также передачи вращательного движения от валов турбостартеров к валам роторов основных двигателей при их запуске па земле. На коробках агреппов смонтированы генераторы постоянного тока, приводы генераторов переменного тока, центробежные топливные насосы и плунжерные насосы гидравлической системы самолета, а также турбостартеры ГТДЭ-117-1.
Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117-1 представляет собой легкий газотурбинный двигатель, используемый на самолете для раскругки роторов основных двигателей при их запуске на земле и приведения в действие бортовых электрогенераторов и насосов гидросистемы при выключенных ТРДДФ. Последнее позволяет проводить проверку оборудования истребителя без подключения внешних источников электропитания (например, в полевых условиях) и без расходования ресурса двигателей. Стартер-энергоузел, имеющий массу 40 кг, развивает пусковую мощность 90 л.с.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА предназначена для размещения запаса топлива на борту самолета и обеспечения бесперебойного питания двигателей на всех режимах работы в воздухе и на земле. Она состоит из четырех баков (трех в фюзеляже и центроплане и одного в консолях крыла), насосов подкачки и перекачки топлива и топливомерно-расходомерной аппаратуры. Установка подвесных топливных баков на самолете не предусмотрена. Емкость переднего фюзеляжного топливного бака-отсека (бак ╧ 1) - 4020 л, центропланно-го бака-отсека (бак ╧ 2) - 5330 л, заднего фюзеляжного бака-отсека (бак ╧ 3) - 1350 л, крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) - 1270 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет 11975 л (9400 кг при плотности топлива 0.785). Помимо полного, предусмотрен основной (неполный) вариант заправки самолета, при котором бак ╧ 1 и крыльевые баки-отсеки не заправляются. Запас топлива на самолете в этом случае составляет 6680 л (5240 кг).
На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК и Су-30, при сохранении такого же, как на одноместных Су-27, полного запаса топлива, предусмотрены варианты основной и промежуточной заправки. В варианте основной заправки бак ╧ 1 не заправляется, а бак ╧ 2 заправляется частично, запас топлива при этом составляет 7800 л (6120 кг). В варианте промежуточной заправки баки ╧ 2, 3 и 4 заправляются полностью, а бак ╧ 1 - частично, запас топлива при этом -10765 л (8450 кг).
На самолетах Су-35 и Су-37 запас топлива во внутренних баках увеличен за счет большей емкости крыльевых баков-отсеков и применения двух дополнительных баков в килях. Емкость крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) -1990 л, килевых баков - 360 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет около 13000 л (10250 кг при плотности топлива 0.785). На самолете могут быть использованы два сбрасываемых подвес-пых топливных бака емкостью по 2000 л, устанавливаемые па подкрыльевые точки подвески. На самолете Су-34 значительно увеличена емкость фюзеляжных топливных баков, полный запас топлива па самолете составляет около 15000 л (около 12000 кг). На самолете могут быть использованы один, два или три сбрасываемых подвесных топливных бака большой емкости. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30 и Су-34 имеется система дозаправки топливом в полете. Дозаправка может осуществляться от танкеров Ил-78 или однотипных самолетов, оборудованных унифицированным подвесным агрегатом заправки УПАЗ Темп перекачки топлива при дозаправке составляет от 90 до 2300 л/мин. Дозаправка может производиться на высотах 2000-6000 м при скорости полета 450-550 км/ч. Выдвижная штанга-топливоприемник размещена в отсеке перед кабиной экипажа слева и снабжена фарами подсветки для проведения дозаправки ночью.
Основным топливом для двигателей истребителей Су-27 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси. Заправка всех внутренних баков производится либо централизованно, через унифицированный бортовой заправочный штуцер, расположенный в нише передней опоры шасси, либо через заливные горловины баков. Информирование летчика о запасе и выработке топлива обеспечивается топливомер-ной системой с панелью индикации на приборной доске летчика. Система производит вычисление и индикацию остатка топлива, сигнализирует об окончании выработки отдельных баков и обеспечивает автоматическую отсечку топлива при централизованной заправке, в соответствии с выбранным вариантом заправки. Летчик получает информацию о текущем остатке топлива на указателях ленточного типа, о выработке баков и резервном остатке топлива - на световых индикаторах и светосигнальных табло. Сообщение о резервном остатке топлива дублируется речевым информатором "Алмаз" и, наряду с информацией о текущем запасе топлива, записываются бортовым устройством регистрации полетных данных "Тестер", сообщения о нештатном функционировании топливомерной системы и ее отказах отображаются на дисплее системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран".
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА предназначена для тушения пожара в отсеках двигателей. Она состоит из системы сигнализации о пожаре и системы пожаротушения. Система сигнализации выдает летчику предупреждение о возникновении пожара на световом табло приборной доски кабины и речевое сообщение системы "Алмаз". Система пожаротушения состоит из огнетушителей, трубопроводов и коллекторов-распылителей. Ликвидация пожара обеспечивается за счет заполнения огнегасящим составом свободного пространства отсеков. Органы управления системой пожаротушения размещены на пульте левой панели кабины летчика.
ГИДРОСИСТЕМА самолета состоит из двух независимых гидросистем закрытого типа (первой и второй) с рабочим давлением 280 кгс/см2 и приводом каждой от своего двигателя. Источниками энергии в каждой гидросистеме являются плунжерные насосы переменной производительности НП-112, установленные на выносных коробках агрегатов. Рабочее тело гидросистемы - гидрожидкость АМГ-10. Первая и вторая гидросистемы параллельно обеспечивают работу рулевых приводов стабилизатора, рулей направления, флаперонов (на Су-27К - элеронов и закрылков), отклоняемых носков и переднего горизонтального оперения (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-ЗОМК, Су-34).
Кроме того, первая гидросистема обеспечивает: выпуск и уборку шасси, открытие и закрытие створок ниш шасси; управление клином левого воздухозаборника; уборку и выпуск защитных сеток воздухозаборников; управление стойкой передней опоры шасси; торможение колес основных опор шасси (стартовое и аварийное); питание гидроагрегатов РЛПК; работу ограничителей хода ручки по крену и хода педалей; выпуск и уборку топливозаправочной штанги (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34), тормозного гака (на самолете Су-27К), работу механизмов складывания крыла и стабилизатора (на Су-27К). Вторая гидросистема обеспечивает: основное торможение колес шасси; уборку и выпуск тормозного щитка; управление клином правого воздухозаборника.
ПНЕВМОСИСТЕМА самолета используется для аварийного выпуска шасси в случае отказа гидросистемы. Рабочим телом пневмосистемы является азот высокого давления. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34 пневмосистема может быть использована для аварийного выпуска штанги системы дозаправки топливом в полете.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ самолета состоит из первичной системы переменного трехфазного тока с напряжением 115/200 В и частотой 400Гц и вторичной системы постоянного тока с напряжением 27 В. Основными источниками электроэнергии являются два привода-генератора переменного тока ГП-21, установленных на выносных коробках агрегатов и приводимые в действие роторами работающих двигателей. Приводы-генераторы питают током раздельные автоматически подключаемые к источникам шины и способны работать в перегрузочном режиме (до 150%) в течение 2 ч, что при отказе одного из них обеспечивает выполнение задания практически без ограничений по нагрузке электросистемы. Резервными источниками энергии переменного тока являются преобразователи. Система электроснабжения постоянного тока выполнена на трех параллельно работающих выпрямительных устройствах, питающих в нормальных режимах основные и аварийные шины, и двух аккумуляторных батареях 20НКБН-25, питающих две аварийные шины, отделенные от основных двумя парами силовых диодов. Такое построение системы электроснабжения обеспечивает двухканальную систему питания потребителей постоянного тока при пяти отказах отдельных подсистем и агрегатов.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ включает системы продольного, поперечного и путевого управления, а также систему управления носками крыла.
Поскольку самолет Су-27 имеет запас статической устойчивости, близкий к нулевому (в зависимости от изменения центровки он может быть как положительным, так и отрицательным), при разработке системы управления учитывалось требование обеспечения нормального управления при статической неустойчивости самолета до 5%. Это определило необходимость использования в продольном канале системы дистанционного управления (СДУ-10). В поперечном и путевом каналах реализована традиционная механическая система, связывающая ручку управления (педали) с гидроусилителями, перемещающими поверхности управления. Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режимах. В автоматическом режиме управление производится по сигналам системы автоматического управления САУ-10.
Система дистанционного управления (СДУ-10) решает следующие основные задачи:
управление статически неустойчивым самолетом в продольном канале;
обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости самолета в продольном, поперечном и путевом каналах;
повышение аэродинамических характеристик самолета при маневрировании;
ограничение допустимых значений перегрузки и угла атаки;
снижение аэродинамических нагрузок на конструкцию планера самолета.
Работа системы основана на непрерывном измерении параметров полета и командных сигналов от рычагов управления, преобразовании этих сигналов в вычислителях в сигналы управления рулевыми приводами, которые, отклоняя рулевые поверхности, ббес-печивают устойчивость и заданный маневр самолета.
Система дистанционного управления имеет три режима работы: "взлет-посадка", "полет" и "жесткая связь". Режимы "взлет-посадка" и "полет" переключаются автоматически в зависимости от положения шасси. Режим "жесткая связь" является аварийным и включается летчиком.
Основным эксплуатационным режимом работы СДУ-10 является режим "полет". В этом случае электрический сигнал с датчика положения ручки управления поступает на вход множительного устройства, которое изменяет коэффициент усиления сигнала ручки в зависимости от высоты и скоростного напора (при неисправности вычислителя коэффициента усиления ручки предусмотрена возможность устанавливать его значение вручную при помощи кремальеры на пульте управления в кабине летчика). Сигнал ручки после множительного устройства поступает на вход нелинейного префильтра, который образует запаздывающее звено,
компенсирующее запаздывание сигналов обратных связей по угловой скорости и нормальной перегрузке, и ограничивает скорость нарастания сигнала для предотвращения возникновения неустойчивости самолета при выходе сервоприводов на максимальную скорость.
После нелинейного префильтра сигнал ручки поступает на входы сервоприводов, куда поступают также сигналы угловой скорости и перегрузки. Сигнал угловой скорости, формируемый на гироскопическом датчике угловой скорости, после фильтра упругих колебаний поступает на корректор передаточного числа, где осуществляется изменение передаточного числа по угловой скорости в зависимости от скоростного напора. Сигнал нормальной перегрузки, пропущенный через запаздывающее звено и корректор передаточного числа, также поступает на входы сервоприводов.
Сервоприводы, перемещая консоли стабилизатора в соответствии с перечисленными сигналами, обеспечивают требуемые характеристики устойчивости и управляемости самолета. В режиме "взлет-посадка", когда из-за малых скоростей полета влияние сигнала нормальной перегрузки незначительно, он заменяется сигналом угловой скорости, пропущенным через запаздывающее звено, а нелинейный префильтр отключается. В режиме "жесткая связь" сигнал ручки поступает непосредственно на входы сервоприводов, а сигналы угловой скорости и нормальной перегрузки отключаются. Значение коэффициента усиления при этом изменяется вручную.
Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предотвращения выхода самолета за пределы допустимых значений углов атаки и нормальных перегрузок за счет непосредственного воздействия на ручку управления. Допустимые значения перегрузки и угла атаки, зависящие от режима полета, массы самолета и вида подвесок, формируются в специальном вычислителе и поступают на вход сервопривода ОПР. На него поступает также сигнал генератора колебаний, который вызывает тряску ручки при ее упоре в сервопривод ОПР. При необходимости в критических ситуациях летчик может "пересилить" ограничитель предельных режимов, обжимая пружину ОПР.