Разработка и проектирование среднемагистрального пассажирского самолёта на основании параметрического анализа основных данных совреме

    Обшивка крыла составлена из механически  обработанных монолитных панелей, выполненных  как единое целое с усиливающими ребрами стрингерами.

    Крыло характеризуется заметным изменением геометрических параметров сечений в средней части при приблизительно постоянной геометрии консоли. В корневых сечениях крыла установлены толстые профили толщиной С_МАХ до 13% умеренной положительной кривизны. Такие профили имеют близкое к треугольному распределение воздушной нагрузки с очень плавным восстановлением давления вдоль всей хорды. Сечение консоли крыла обладает практически распределением воздушной нагрузки вдоль хорды и малым уровнем разрежения, что обеспечивает высокие критические значения числа М.

    Крыло, расположенное низко, имеет ряд преимуществ:

    1.Крыло имеет относительно малое расстояние от земли, в результате чего увеличивается коэффициент подъемной силы  C_Y из-за  влияния земли, благодаря этому улучшаются взлетно-посадочные характеристики.

    2.Шасси  самолета невысокое и при вполне достаточной мощности имеет меньшую массу и проще убирается.

    3.Обеспечивается  превышение горизонтального оперения  относительно крыла, что положительно  сказывается на продольной устойчивости  и управляемости.

    4.Меньшая   опасность  для   самолета   и   пассажиров   при   посадке   с убранным   шасси;   при   посадке   с убранным   шасси   на   грунт   крыло воспринимает   энергию   удара,   защищая   пассажирскую   кабину;   при посадке   на   воду  погружается   в   воду  по   крыло,   которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть.

    Крыло выполнено стреловидным,  в результате чего оно имеет большее М_Кр и более слабый волновой кризис, но есть ряд недостатков:

    1.Большие  скорости отрыва и посадочные  и как следствие  большая  длина разбега и пробега.

    2.Имеет  меньшие аэродинамические качества, чем прямое, большее лобовое     сопротивление     самолета     и     меньшую дальность,     и продолжительность полета.

    3.Обладают  склонностью к концевому срыву  потока с крыла.

    4.Меньший  коэффициент максимальной подъемной силы.

    5.Лишняя  поперечная устойчивость, приводящая  к раскачке  самолета.

    6.Снижается  поперечная управляемость на  больших углах атаки из-за срыва  потока с концов крыла, обладает обратной реакцией по крену.

    7.Ухудшается  поперечная устойчивость при  М > Мтах. 

    

2. Фюзеляж.

    Фюзеляж цельнометаллический, балочно-стрингерной  конструкции (типа полумонокок). Такой  тип конструкции характерен наличием относительно толстой обшивки, подкрепленной  стрингерами и шпангоутами.

          Фюзеляж, рационально сочетающий в себе преимущества формы и удлинения частей, обладает min возможным сопротивлением и высоким критическим значением числа М.

    В кабине экипажа предусмотрены места  для первого и второго пилотов. Также предусмотрено место для  дополнительного члена экипажа.

    Первый  пилот находится слева по полёту, второй пилот справа, дополнительный член экипажа в середине кабины за пилотами. Впереди пилотов установлены приборные доски, а между ними средний пульт пилотов. Над остеклением фонаря кабины размещён верхний электрощиток. У левого борта фюзеляжа находится боковой пульт первого пилота, а у правого борта боковой пульт второго пилота.

      Впереди кресел первого и второго  пилотов находится штурвальные  колонки управления рулем высоты  и элеронами и педалями управления  рулем направления. На приборной доске смонтированы пилотажно-навигационные приборы контроля за работой силовой установкой, другие приборы и сигнальные устройства.

    По  левому и правому бортам салонов  расположены окна, имеются аварийные  выхода с левой и правой стороны. Вдоль салона по обоим бортам расположены багажные полки для размещения личных вещей пассажиров. Снизу на полках установлены панели обслуживания с насадками индивидуальной вентиляции, светильниками, кнопками включения индивидуального освещения, кнопкой вызова бортпроводника и световой нумерацией кресел. Плафоны общего освещения салона размещены в центральной части    потолка: кроме того, имеются подсветка бортов и нижней части багажных отсеков.

    Под полом герметической части фюзеляжа расположены следующие помещения и отсеки: ниша передней опоры шасси (негерметичная), передний грузовой отсек, отсек основных опор шасси (негерметичен), задний грузовой отсек, технический отсек. Передний и задний грузовые отсеки герметичны, каждый имеет люк с правой стороны и оборудован системой фиксации контейнеров.

    Основными силовыми элементами фюзеляжа являются шпангоуты, стрингеры, продольные балки  ниши передней опоры шасси, обшивка. 

    

3.   Хвостовое оперение.

    Хвостовое оперение стреловидное, состоит из вертикального и горизонтального оперения.

    Вертикальное  оперение включает киль и двухсекционный руль направления, горизонтальное оперение стабилизатор и руль высоты. Киль состоит  из  кессона, носка, хвостовой части  и концевого обтекателя. Кессон киля является его силовой частью:  кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, нервюр, стрингеров и обшивки. Стабилизатор состоит из центроплана, двух консолей и обтекателя. Носки, залонжеронные части киля, руль направления и руль высоты сотовой конструкции с применением обшивок из композиционного материала. 

    

4.   Шасси.

    Шасси самолета трехопорное. Основные опоры  имеют подкосно-балочные стойки и  четырехколесные тележки оснащение  тормозными колесами с пневматиками высокого давления. Передняя опора  оборудована двумя тормозными колесами высокого давления, створки и обтекатели шасси выполнены из композитных материалов.

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

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

5. Силовая установка.

    Силовая установка самолета состоит из двух турбореактивных двигателей со степенью  двухконтурности 1.02 выполненных по трехвальной системе с осевым компрессором. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, шестиступенчастую турбину и реверсивное устройство створчатого типа.

    Конструкция двигателя позволяет производить  визуально-оптический осмотр всей проточной  части и состоит из тринадцати модулей, все модули (кроме главного модуля) могут быть заменены в процессе эксплуатации двигателя. Возможна замена отдельных частей модулей и наиболее поврежденных деталей: лопаток вентилятора, подпорной ступени компрессора, жаровых труб, форсунок камеры сгорания и створок реверсивного устройства. Модульная конструкция двигателя в сочетании с развитой системой диагностики в высокой степени контролепригодна, что обеспечивает эксплуатацию двигателя по техническому состоянию.

     Вспомогательная силовая установка (ВСУ), размещенная в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает: запуск двигателей; работу системы кондиционирования на стоянке, при рулении и взлете самолета; электроснабжение переменным током в полете при неработающих генераторах двигателей. 

6. Оборудование  и управление

 

Система управления.

     Система управления самолетом включает: система  управления рулем высоты, стабилизаторами, рулем направления, элеронами, воздушными тормозами, закрылками и предкрылками.

     Система основного управления самолетом  непрямого действия, автоматизированная. Функционирование системы в основном режиме обеспечивается четырехкратно 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  электромеханизмов стопорения осуществляется на центральном пульте пилотов. 

Гидравлическая  система.

     Гидравлическая  система самолета состоит из четырех  независимых подсистем. Она служит для питания рабочей жидкостью АМГ-10 приводов механизации крыла, уборки и выпуска шасси, поворота колес передней опоры, торможения колес, система основного управления. Основным источником давления в каждой гидросистеме служат гидронасосы переменной производительности с приводом от двигателя. 

Топливная система.

     Топливо на самолете размещается в шести  баках и четырех расходных  отсеках, расположенных в крыле.

     Каждый  двигатель питается из своего расходного отсека  с помощью подкачивающих  электроприводных насосов переменного тока.

     Система подачи топлива автономны, связаны  между собой кранами кольцевания.

     Централизованная  заправка топливом производится через  штуцер заправки. Время полной заправки 10-15мин. 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. 

Кислородная система.

     Стационарная  кислородная система экипажа  предназначена для питания кислородом членов экипажа при полете в разгерметизированной кабине, защита  органов дыхания  и зрения от дыма и токсичных газов  при пожаре. 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 сек., благодаря креплению ее на голове с помощью надуваемого оголовья из эластичных резиновых трубок. Запас кислорода в системе экипажа составляет 6500л (2 кислородных баллона вместимостью 25 литров под давлением 130 атм.). Защита от дыма членов экипажа на рабочих местах обеспечивается дымозащитными очками. Переносное  кислородное оборудование обеспечивает; защиту экипажа и борт проводников от воздействия дыма  и токсических веществ при перемещении по самолету; защита бортпроводников от кислородного голодания  при оказании помощи пассажирам в условиях разгерметизации; терапевтическое питание кислородом пассажиров в полете. Переносное кислородное оборудование состоит из блока кислородного питания с подстыкованной к нему дымозащитной маской или  терапевтической маской пассажира ( в зависимости от применения). 

Противопожарное оборудование.

     Противопожарное оборудование включает в себя систему  пожарной сигнализации, систему пожаротушения, переносные ручные огнетушители, систему  сигнализации о перегреве двигателей и систему нейтрального газа. Управление системой пожаротушения – электрическое, осуществляется со щитка в кабине экипажа. Для защиты  топливных баков от взрыва при посадке с убранными шасси самолет оборудован системой нейтрального газа, обеспечивающей создание в баках взрывобезопасной среды.

      Для предотвращения возникновения пожара при посадке с убранным шасси  предусмотрено аварийное автоматическое включение системы пожаротушения  механизмом, установленным в нижней части фюзеляжа.

     Для тушения пожара в кабине экипажа и пассажирском салоне на самолете имеется пять ручных переносных огнетушителей, из которых два заряжены водоэтиленгликолем, а три – хладоном.

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

Система кондиционирования  воздуха.

     Система кондиционирования воздуха обеспечивает надув отопления (или охлаждения) пассажирской кабины. Отбор воздуха  для системы кондиционирования  производится от четвертных ступеней компрессоров высокого давления каждого двигателя или от вспомогательной силовой установки.

     Система  кондиционирования воздуха может  работать на земле и в полете (включая  взлет) с отбором воздуха от двигателей, работающих не ниже малого газа, а на земле – также с отбором воздуха от вспомогательной силовой установки.