ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 20.10.2020
Просмотров: 1017
Скачиваний: 8
Хвостовая часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
-
две силовые гондолы двигателей, каждая из которых компоновочно разделена на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);
-
хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;
-
центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек ╧ 3, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.
В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом (шпангоуты ╧ 28-34), находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем. В мотоотсеках (шпангоуты ╧ 34-45) установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последним шпангоутом центроплана (╧ 34) и двигательными агрегатами в "тени" центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов - по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбо-стартер - автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливный насос. К силовому шпангоуту ╧ 45, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок
Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека (╧ 42 и 45) - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами)
Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения (шпангоуты ╧ 38 и 42), подвески горизонтального оперения (шпангоут ╧ 45) и установлены бустеры стабилизатора (шпангоут ╧ 42) В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования.
В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей, на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором разместили устройства выброса пассивных помех.
На самолете Су-27К на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления выпускаемого при посадке на аэрофинишер тормозного гака Для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, законцовка центральной балки выполнена откидывающейся вверх Парашютная тормозная установка на Су-27К не используется На самолетах Су-35, Су-37 и Су-34 в хвостовом отсеке центральной хвостовой балки увеличенных габаритов расположена радиолокационная аппаратура заднего обзора В связи с этим контейнер тормозного парашюта перенесен вперед, к задней стенке топливного бака ╧ 2, и выполнен поднимающимся.
Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла в зоне шпангоутов ╧ 18-28 и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива пограничного слоя Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя панель образует подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала.
Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала Створки (жалюзи) подпитки расположены на нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки Створки выполнены "плавающими", т е открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной Для перепуска пограничного слоя воздуха на внешней и внутренней боковых стенках каждого воздухозаборника предусмотрены специальные решетки (панели с профилированными щелями) Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А На боковой поверхности воздухозаборников находятся антенны станции предупреждения об облучении (СПО)
На самолете Су-34 воздухозаборники выполнены всережимными, нерегулируемыми. Их механизация включает створки подпитки и перепуска воздуха.
КРЫЛО самолета свободно-несущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42╟ и набраны из профилей относительной толщиной 3-5%. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционным поворотным носком площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35-.-200, угол выпуска носков -30╟. Выпуск флаперонов (в режиме закрылка) и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок (╧ 1, 2 и 3), верхней и нижней панелей и 19 нервюр. Часть кессона между нервюрами ╧ 1 и 9 выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передней стенкой и стенкой ╧ 1 кессона и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между стенкой ╧ 3 кессона и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном. На стенках кессона каждой консоли на стыке с нервюрами ╧ 9, Ю и 14, 16 имеются узлы установки двух пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" малой дальности. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП.
Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора (лонжерона и диафрагм). Отклонение носка производится посредством блоков гидроцилиндров. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
На корабельном истребителе Су-27К, для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, консоли крыла выполнены складными, при складывании крыла ширина самолета сокращается с 14.7 до 7.4 м. Изменена также механизация крыла. Она включает трехсекционные отклоняемые носки, двухсекционные двухщелевые закрылки и зависающие элероны.
На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-34 и Су-ЗОМК под каждой консолью крыла оборудовано по одному дополнительному узлу подвески вооружения. Одновременно на этих самолетах (за исключением Су-27К) увеличена емкость крыльевого бака-отсека: герметичной выполнена часть кессона между нервюрами ╧ 1 и 13.
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ самолета представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор, управляемый с помощью электродистанционной системы (СДУ), и состоит из двух цельноповоротных консолей, выполненных по схеме "лонжерон и подкосная балка" с прямой осью вращения и расположением подшипников в консолях горизонтального оперения. Подкосные балки (полуоси) стабилизатора неподвижно закреплены в хвостовых балках фюзеляжа. В силовой набор каждой консоли стабилизатора входят также задняя стенка, 11 нервюр и работающая обшивка, подкрепленная стрингерами.
Консоли горизонтального оперения имеют трапециевидную форму (угол стреловидности по передней кромке 45╟)- Размах стабилизатора 9.8 м, площадь -12.2 м2 Углы отклонения стабилизатора +15... -20╟, для управления по крену возможно дифференциальное отклонение половин ГО с "ножницами" 10╟. Отклонение стабилизатора обеспечивается гидроприводом Рычаг привода имеет коробчатое сечение и конструктивно объединен со средней частью бортовой нервюры стабилизатора. Полуось, изготовленная из высокопрочной стали, состоит из трех частей, соединенных сваркой Лонжерон выполнен методом горячей штамповки; в средней части консоли он имеет двутавровое сечение, а в корневой и концевой частях - швеллерное.
На корабельном истребителе Су-27К, для уменьшения габаритов самолета при его размещении в подпалубных ангарах ТАВКР, консоли стабилизатора выполнены складными.
ПЕРЕДНЕЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ (ПГО), применяемое на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-34 и Су-30МК, установлено в торце наплыва крыла и состоит из двух цельноповоротных консолей размахом 6.43 м и площадью 2 99 м2. Угол стреловидности по передней кромке консолей 53-5╟, углы отклонения +3 5...-51.5". Гидравлические приводы ПГО размещены в наплывах крыла.
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ - двухкилевое, стреловидное (угол стреловидности по передней кромке 40╟), площадью 15.4 м2. Каждый киль оснащен рулем направления (площадь двух рулей 3.5 м2, углы отклонения +25╟ в каждую сторону). Кили имеют трапециевидную форму и выполнены по двухлонжеронной схеме. Они крепятся к силовым шпангоутам хвостовых балок, которые совпадают с силовыми шпангоутами ╧ 38 и 42 мотогондол. В корневой части киля установлена силовая нервюра, поперечный набор основной части киля образован 10 нервюрами. В верхней части килей, снабженных стеклопластиковыми законцовками, и по их передней кромке под радиопрозрачными обтекателями размещены антенны различных радиотехнических устройств.
Управление рулями направления осуществляется с помощью блоков гидроцилиндров, установленных внутри килей. Каждый руль управляется одним блоком цилиндров. Под рулем направления в обтекателе, в тени корневой части киля, установлен бустер стабилизатора. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости под хвостовыми балками ХЧФ установлены два подбалочных гребня площадью 2.5 м2, имеющих угол стреловидности по передней кромке 38╟.
На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК и Су-30 всех вариантов площадь вертикального оперения увеличена на 3.1 м2 за счет применения проставок высотой 420 мм в корневой части килей, при этом стояночная высота самолета возросла с 5.932 до 6.357 м. На самолетах Су-35 и Су-37 применяются новые кили увеличенной площади и относительной толщины, внутри которых организованы интегральные топливные баки-отсеки. На самолете Су-34 подбалочные гребни не применяются.
ШАССИ самолета убирающееся, трехопорное, с передней опорой. На основных опорах со стойками телескопического типа установлено по одному тормозному колесу КТ-15бД размерами 1030x350 мм. Стойки имеют пространственные косые оси подвески в зоне шпангоутов ╧ 32-33. В выпущенном положении стойки фиксируются механическими замками, установленными на силовом шпангоуте гондол двигателей. Угол наклона стоек относительно вертикали 2╟43'- На передней опоре со стойкой полурычажного типа установлено одно нетормозное колесо КН-27 размерами 680x260 мм.
Передняя стойка, имеющая угол наклона относительно вертикали 7╟, выполнена управляемой, что позволяет самолету совершать маневры во время руления с очень малым радиусом разворота. Узел подвески стойки находится на шпангоуте ╧ 16, узел крепления гидроцилиндра выпуска-уборки стойки - на шпангоуте ╧ 18. Колесо передней опоры снабжено грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Все опоры шасси убираются вперед по полету: основные - в ниши центроплана, передняя - в подкабинный отсек фюзеляжа. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод: ниша передней опоры (шпангоуты ╧ 9-16) - одной створкой, подвешенной к фюзеляжу справа от оси самолета; ниши колеса (шпангоуты ╧ 25-28) и стойки (шпангоуты ╧ 28-33) каждой основной опоры - двумя отдельными створками, подвешенными к центроплану. Амортизация шасси - пневмогидравлическая. База шасси 5.8 м, колея - 4.34 м, стояночный угол самолета - 0╟1б'.
На самолетах Су-35, Су-37 и Су-30МК на передней стойке установлено два нетормозных колеса размерами 620x180 мм. На самолетах Су-27К и Су-27КУБ передняя стойка выполнена телескопической и оснащена спаркой колес размерами 620x180 мм. На самолете Су-34 на основных стойках телескопического типа устанавливаются двухколесные тележки с размещением колес КТ-206 размером 950x400 мм по схеме "тандем". На управляемой передней опоре полурычажного типа установлено два колеса КН-27 размерами 680x260 мм. Колеса передней опоры снабжены грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя - назад, в закабинный отсек оборудования. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод, при этом ниша передней опоры оснащена двумя парами створок с каждой стороны. База шасси 6.63 м, колея - 4.4 м.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И ОБЩЕСАМОЛЕТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами и системой управления АРВ-40А (рассмотрены в разделе "Фюзеляж"), системы охлаждения двигателей, системы дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы, системы защиты двигателей от попадания посторонних предметов (рассмотрена с разделе "Фюзеляж"), системы пожаротушения и системы контроля двигателей. В состав общесамолетного оборудования входят:
гидросистема;
пневмосистема;
система электроснабжения;
система управления самолетом, включающая систему дистанционного управления в продольном канале (СДУ);
система автоматического управления (САУ);
светотехническое оборудование;
система питания анероидно-мембранных приборов;
кислородное оборудование;
системы кондиционирования, охлаждения и наддува;
средства аварийного покидания самолета;
приборное оборудование кабины экипажа.
ДВИГАТЕЛЬ АЛ-31Ф имеет модульную конструкцию и состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с изменяемым углом установки лопаток направляющих аппаратов первых трех ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, воздухо-воздушного теплообменника в системе охлаждения турбины, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления, форсажной камеры, сверхзвукового реактивного сопла, редуктора и агрегатов на верхней части двигателя. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс"ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс"ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс"ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его ПО кг/с и степени двухконтурности около 0.59- Температура газов перед турбиной достигает 1665 К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина -4950 мм, максимальный диаметр -1180 мм, диаметр входа - 905 мм. Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 1000 ч, назначенный ресурс - 1500 ч.