Logo GenDocs.ru

Поиск по сайту:  

Загрузка...

Диплом Беркут С-37 [doc][dwg][rtf] - файл 11.DOC


Диплом Беркут С-37 [doc][dwg][rtf]
скачать (988.4 kb.)

Доступные файлы (17):

11.DOC687kb.20.05.2010 04:53скачать
22.DOC403kb.20.05.2010 04:53скачать
33.DOC110kb.18.05.2001 18:09скачать
3.doc96kb.02.04.2001 20:17скачать
БеркутОВ.dwg
Введение.doc13kb.23.12.1999 00:36скачать
Поляра.rtf92kb.27.06.2000 00:56скачать
Проч1.doc178kb.10.06.2000 01:37скачать
Проч2.doc152kb.10.06.2000 02:03скачать
Прочность1.doc78kb.14.05.2001 22:43скачать
Прочность2.rtf729kb.14.05.2001 18:40скачать
Содержание.rtf10kb.31.05.2001 20:31скачать
Спецификация.dwg
Список используемой литературы.rtf4kb.31.05.2001 20:40скачать
статC37.rtf59kb.31.05.2001 20:41скачать
су.dwg
Экономическая часть1.doc62kb.24.04.2001 03:56скачать

содержание

11.DOC

1. Выработка требований к разрабатываемому летательному аппарату.
1.1. Анализ проектной ситуации.

Из истории развития авиации вообще и сверхзвуковых самолетов в частности следует, что самолет претерпевал и еще проходит конструктивную эволюцию. Это вполне понятно, так как пути совершенствования самолета всегда имели и имеют своей целью не только улучшение его летных качеств, таких как скорость, потолок, радиус действия, устойчивость, управляемость и так далее, но также повышение безопасности и комфорта полета, простоты, экономичности и удобства производства, облегчения эксплуатации, обслуживания, ремонта.

Больше всего в этой эволюции обращает на себя внимание изменение форм и пропорций узлов планера и их взаимной компоновки, что является результатом улучшающегося понимания конструкторами проблемы полета. Это касается в равной степени как формы крыла, фюзеляжа, оперения и местоположения двигательных установок, так и общей конструктивной идеи нового самолета, который должен быть совершеннее уже существующих машин.

Безусловно, решающее влияние на форму самолета оказывают физические явления, сопровождающие полет на тех или иных высотах и скоростях, однако существенны также индивидуальность конструктора либо традиции конструкторского бюро. Из данных, собранных и проработанных мной из ресурсов сети INTERNET и специализированной литературы, следует, что в разные периоды развития самолетов-истребителей проводились в жизнь различные подходы к их разработке. Каждый из них в свое время представлялся логичным и рациональным. Однако научно-технический прогресс непрерывно корректирует представление об оптимальных решениях, вследствие чего естественно предположить, что следующие поколения самолетов-истребителей будут создаваться на основе иных предпосылок в сравнении с теми, которые определяли создание самолетов в прошлом. Современный подход к идее компоновки самолета-истребителя можно проилл
юстрировать на примере самолета
F-22 (рисунок 1), который как истребитель пятого поколения является одним из самолетов-прототипов для разрабатываемого в данном курсовом проекте малозаметного маневренного истребителя.

Рисунок 1. Компоновка самолета-истребителя пятого поколения F-22.

Прежде чем компоновка самолета новой конструкции будет воспроизведена в чертеже, необходимо выбрать схему взаимного размещения основных элементов самолета крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.

Схема конкретного самолета часто определяется традициями и преемственностью методов проектирования. Накопленный опыт создания самолетов одного типа может оказаться решающим фактором. Даже при разработке самолета нового типа конструктор возвращается к результатам исследований и проработок полученных ранее.

^ Выбор удачной схемы самолета не означает также, что она не может быть при необходимости изменена в процессе дальнейшей разработки.

Окончательная оценка схемы и компоновки самолета может быть дана только после разработки проекта.

В связи этим сравнение двух вариантов предварительных проектов самолетов, разработанных по одним требованиям, не всегда возможно, так как в процессе разработки могут меняться характеристики самолета, а материалы эскизного проекта, как правило, не отражают этого. Конкуренция заставляет разработчиков искать новые решения, способствующие техническому процессу.

В процессе схемной проработки проекта конструктор должен иметь представление об эксплуатационных требованиях к самолету, таких как условиях загрузки, аэродромное оборудование, обзор из кабины, низкая покупная стоимость самолета и т.д.

Хотя общие технические требования указывают на основные цели разработки проекта, конструктор должен вырабатывать свою “философскую концепцию” выделяющую главное в проекте и указывающую на пути его реализации. В некоторых случаях на конструкцию самолета и его общую схему влияют производственные возможности разработчика.

1.2. Анализ самолетов-прототипов.


      1. ^ С-37 “БЕРКУТ”

“Беркут” рассматривается, в первую очередь, как экспериментальный самолет, предназначенный для летной проверки новых технических решений и демонстрации технологий (в частности, средств снижения заметности), а также отработки элементов сверхманевренности. В дальнейшем он должен стать прототипом высокоманевренного многофункционального истребителя пятого поколения. В 1999 году самолет С-37 был включен в государственный оборонный заказ, что должно улучшить финансирование программы.

^ В марте 2000 г. “ОКБ Сухого” приступило к следующему этапу испытаний “Беркута”, уже включая диапазон сверхзвуковых скоростей.

Самолет построен по схеме “триплан-тандем” с крылом обратной стреловидности и имеет интегральную компоновку. Малая радиолокационная заметность самолета обеспечивается применением радиопоглощающих покрытий, широким использованием композиционных материалов и рядом конструктивных мер (искривление каналов воздухозаборников, конформная подвеска вооружения, крыло обратной стреловидности).

Силовая установка первого опытного самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами типа Д-30Ф6. В дальнейшем планируется применение двигателей нового поколения с устройствами отклонения вектора тяги.

С-37 “БЕРКУТ” обладает следующими летно-техническими характеристиками:

^ Длина самолета, (с ПВД) 22,60 м

Высота самолета 6,40 м

Размах крыла 16,7 м

Площадь крыла, 56,0 м2

Взлетная масса: нормальная 25670 кг

максимальная 34000 кг иловая у

Число двигателей 2

Двигатель ТРДДФ Д-30Ф6

Тяга двигателя: максимал 2х9500 кгс

форсаж 2х15600 кгс

Максимальная скорость, км/ч (число Маха) на высоте 2200 (2,1)

у земли 1400 (1,12)

Практический потолок, 18000 м

Практическая дальность, 3300 км

Максимальная эксплуатационная перегрузка 9,0

Вооружение: пушка ГШ-301 (30мм)

а также возможно использование подвесного вооружения, расположенного на конформных точках подвески под фюзеляжем.


Рисунок 2. Схема самолета С-37



      1. ^ YF-23 “RAPIER”


Самолет YF-23 создан в результате конкурсной программы усовершенствованного истребителя ATF (Advanced Tactical Fighter). Он предназначен, прежде всего, для выполнения задачи завоевания превосходства в воздухе. ATF должен быть способен проникать в воздушное пространство, хорошо защищенное средствами противовоздушной обороны, и осуществлять поддержку воздушно-наземной операции, первым обнаруживая противника в воздухе и поражая воздушные цели с первого выстрела. Особые требования предъявлялись к малой заметности, повышенной маневренности, высокой эффективности в воздушном бою, вне визуального контакта с воздушным противником.

Конструктивно YF-23 представляет собой самолет интегральной аэродинамической схемы с ромбовидным в плане среднерасположенным крылом со срезанными законцовками и V-образным оперением. На YF-23 применены малоотражающие формы и радиопоглощающие материалы. Фюзеляж шестигранного сечения. Применено плавное сопряжение крыла и фюзеляжа, т.е. присутствуют все элементы техники "стелc".

В конструкции истребителя используются перспективные материалы: полимерные КМ (до 25%), KM с металлической матрицей, алюминиево-литиевые сплавы и др. Угол стреловидности крыла по передней кромке — 40 град, по линии 1/4 хорд — 22,5 град, по задней кромке — 40 град.
Кабина одноместная, расположена высоко и значительно вынесена вперед относительно крыла, что обеспечивает хороший обзор вперед—вниз и назад—вбок.


^ Кресло катапультируемое Макдоннелл-Дуглас NАСЕЗ II, обеспечивает аварийное покидание самолета на стоянке.

Первый полет демонстрационного истребителя YF-23 состоялся 27 августа 1990 года.

YF-23 “RAPIER обладает следующими летно-техническими характеристиками:

длина самолета 20,54 м

высота самолета 4,24 м.

размах крыла 13,29 м

площадь крыла 87,80 м2

^ Взлетная масса: 29000 кг

Число двигателей 2

Двигатель ТРДДФ Pratt & Whitney YF-119 (General Electric YF-120)

Тяга двигателя на форсаже 2х15600 кгс

Максимальная скорость, (число Маха) на высоте 1,8

Крейсерская скорость, (число Маха) на высоте 1,5

Практический потолок, 18000 м

Боевой радиус действия, 1300 км

Максимальная эксплуатационная перегрузка 6

Вооружение: встроенная пушка М61А1 (калибр 20 мм)

ракеты "воздух-воздух" AIM-120 и AIM-9L.

а также обычное вооружение на внешних подвесках.





      1. ^ Х-29А

Самолет Grumman Model 712, получивший в ВВС США обозначение Х-29А, был спроектирован для исследований аэродинамических преимуществ крыла с обратной стреловидностью. Одноместный реактивный самолет имел расположенное в задней части фюзеляжа крыло с углом обратной стреловидности 35° и передний стабилизатор, установленный сразу за кабиной пилота по схеме высокоплан. Модель X-29A имела один турбовентиляторный двигатель General Electric F404-GE-400. На ней использовались передняя часть фюзеляжа и носовое шасси F-5А, а также основные стойки шасси и силовой привод рулей F-16. Первый самолет поднялся в воздух 14 декабря 1984 г. и закончил полеты 6 декабря 1988 г. после 242-го вылета. Второй самолет, совершивший свой первый вылет 23 мая 1989 г., завершил программу испытаний полетов в октябре 1991 г. За этот период два самолета совершили 374 полета (более чем любая модель серии Х), во время которых они достигали углов атаки до 67° (требовалось 80°), скорости 1,52М и высоты до 12200 м.

Х-29А обладает следующими летно-техническими характеристиками:

длина самолета 16,44 м

высота самолета 4,36 м.

размах крыла 8,29 м

площадь крыла 17,54 м2

^ Взлетная масса: нормальная 7848 кг

максимальная 8074 кг иловая у

Число двигателей 1

Двигатель ТРДДФ General Electric F404-GE-400

Тяга двигателя: максимал 2х7120 кгс

Максимальная скорость на высоте, 1932 (1,46) км/ч (число Маха)

Крейсерская скорость, 740 км/ч

Практический потолок, 16770 м

Продолжительность полета, 1ч

Вооружение отсутствует


      1. ^ Су-37 “ТЕРМИНАТОР”

Су-37 Терминатор - многоцелевой истребитель созданный на базе многоцелевого истребителя Су-35. Дальнейшее повышение летных характеристик машины было возможно только при установке двигателя с изменяемым в полете вектором тяги. После соответствующих доработок систем управления самолетом и двигателями название машины изменили на Су-37. Впервые поднялся в небо 2 апреля 1996 г.

Конструкция планера в целом подобна Су-27, однако, при создании Су-35/37 использованы новые алюминиево-литиевые сплавы, значительно расширено применение композиционных материалов. Для самолета разработано новое крыло с увеличенной относительной толщиной, позволяющее разместить больший объем топлива.

Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор, каждая консоль которого имеет собственный быстродействующий электрогидравлический привод. Переднее горизонтальное оперение включено в общую цифровую электро-дистанционную систему управления самолетом и способно отклоняться в диапазоне углов -50/+10°. Помимо улучшения характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки (в частности, на Су-35/37 практически полностью удалось устранить тряску, сильно затрудняющую пилотирование и прицеливание истребителей других типов на подобных режимах). Применение на Су-37 переднего горизонтального оперения и двигателей, осесимметричные сопла которых могут отклоняться вверх и вниз на угол до 15 град., обеспечивает самолету поистине уникальные маневренные возможности. Су-37 способен выполнять форсированные развороты с минимальными, близкими к нулю, радиусами, перевороты в вертикальной плоскости без изменения траектории поступательного полета, практически "застывать" в воздухе, "стоя" на хвосте и т.п.

Истребитель Су-37 имеет современное радиоэлектронное оборудование. Комплекс управления оружием включает в себя перспективную бортовую радиолокационную станцию и оптико-электронную прицельную систему, состоящую из лазерного дальномера-целеуказателя, теплопеленгатора и цветного телевизионного канала. Эта система взаимодействует с нашлемным прицелом летчика. Самолет оборудован также новой системой радиоэлектронной борьбы и системой закрытого обмена данными о целях с другими истребителями и наземными командными пунктами, что позволяет эффективно вести групповой бой. Для выполнения полетов как с управлением вектором тяги, так и без него на Су-37 установлена новая электронная система управления полетом, основанная на цифровой технике с элементами искусственного интеллекта.

^ Су-37 “ТЕРМИНАТОР” обладает следующими летно-техническими характеристиками:

длина самолета 22,1 м

высота самолета 6,32 м.

размах крыла 14,7 м

площадь крыла 62,04 м2

^ Взлетная масса: нормальная 27570 кг

максимальная 34000 кг иловая у

Число двигателей 2

Двигатель ТРДДФ АЛ-319ФП

Тяга двигателя: максимал 2х8500 кгс

форсаж 2х14000 кгс

Максимальная скорость, км/ч (число Маха) на высоте 2500 (2,35)

у земли 1400 (1,12)

Практический потолок, 18000 м

Практическая дальность, 3200 км

Вооружение: пушка ГШ-301 (30мм)

ракеты "воздух-воздух" Р-27Р (Т, ЭР, ЭТ), РВВ-АЕ, Р-73

управляемые ракеты "воздух-поверхность" Х-29Т, Х-31А, Х-59М

неуправляемые ракеты

корректируемые бомбы КАБ-500Кр

авиабомбы калибра 250 и 500 кг


Рисунок 3. Схема самолета-истребителя Су-37.


      1. ^ F-22 “RAPTOR”

Первый опытный самолет компании Lockheed YF-22 (87-3997/N22YF), оснащенный специально спроектированными двигателями Дженерал Электрик YF120, поднялся в воздух 29 сентября 1990г. Вскоре за этим самолетом, 30 октября 1990г., последовал образец 87-3998/N22YX, оснащенный альтернативными двигателями Пратт-Уитни YF119. Проект основного самолета F-22A был заморожен в марте 1992г.; отличия его от опытного образца включали увеличение размаха ромбовидного крыла до 13,59 м (44 фута 6 дюймов) без увеличения его площади, стреловидность передней кромки была уменьшена до 42° (вместо 48°), уменьшена толщина корневой части крыла, уменьшены кривизна и крутка крыла для увеличения сверхзвуковой маневренности. Площадь двухкилевого вертикального оперения была уменьшена до 27,12 кв. м (89 кв. футов), но горизонтальное оперение не изменилось. Кабина была перемещена вперед для увеличения обзора, а воздухозаборник двигателя перенесен назад на 0,45 м (1 фут 6 дюймов); длина фюзеляжа уменьшилась на 63 см (25 дюймов). Основным требованием являлась возможность достижения скорости 1М без использования форсажной камеры - самолет должен был пролетать любой отрезок, проходящий по вражеской территории, на сверхзвуковом режиме. ВВС США рассчитывали ввести в строй первую эскадрилью самолетов F-22A в 2002г. после четырехлетней программы летных испытаний. Планировалось закупить 648 самолетов, первая партия из 11 машин должна была состоять из 9 одноместных F-22А и 2 двухместных опытных самолетов F-22В. Предполагаемая стоимость самолета составляла в 1991г. 59,4 миллиона долларов за каждый.

^ F-22 “RAPTOR” обладает следующими летно-техническими характеристиками:

длина самолета 19,55 м

высота самолета 5,39 м.

размах крыла 13,1 м

площадь крыла 77,1 м2

^ Взлетная масса: нормальная 26308 кг

Число двигателей 2

Двигатель ТРДДФ Пратт-Уитни F119

Тяга двигателя: форсаж 2х15700 кгс

Максимальная скорость, км/ч (число Маха) на высоте 2335 (2,2)

Практический потолок, 19812 м

Боевой радиус действия, 1285 км

Вооружение:20(25)-миллиметровая встроенная пушка

ракеты "воздух-воздух" AIM-9 и AIM-120 во внутреннем оружейном отсеке.



Рисунок 4. Схема самолета истребителя F-22.



      1. F-117 “Night Hawk”


Самолет Локхид F-117 стал победителем в конкурсе секретных ("black") проектов экспериментальной технологии "невидимки" (XST - Experimеntal Stealth Technology) 1975-76гг. Оснащенный турбореактивными двигателями Дженерал Электрик CJ610, первый самолет XST впервые поднялся в воздух в декабре 1977г. с базы Грум Лэйк в штате Невада. Самолет F-117А был объявлен действующим в 1983г., но для соблюдения секретности программы самолет взлетал только ночью с секретной базы в Тонопа. Одна из этих машин была использована в декабре 1989г. в одной из фаз операции "Джаст Коз", проводимой США по перевозке панамского генерала Мануэля Норьеги. Следующей акцией было участие в конфликте в Персидском заливе, когда один из этих самолетов нанес первый бомбовый удар в операции "Буря в пустыне" 17 января 1991г. Самолет F-117A отличается угловатой многогранной конструкцией, спроектированной для отражения и иногда поглощения энергии радара. Крыло большой стреловидности (67°) демонстрирует высокие аэродинамические показатели. Воздухозаборник, формы смотровой панели были оптимизированы для отражения сигналов радара. Крыло для лучшей аэродинамики очень плавно сливается с фюзеляжем; конструкция сделана из обычных алюминиевых сплавов, но покрыта особым материалом, поглощающим сигналы радара. В F-117А применены многие достижения современных передовых технологий. V-образное хвостовое оперение сделано из композиционных материалов. Самолет имеет проводную систему дистанционного управления с четырехкратным резервированием. Улавливающее электронное оборудование включает системы инфракрасного обнаружения с обзором вперед-вниз; индикацию на лобовом стекле и приборной доске; убирающийся лазерный определитель; многофункциональные электронно-лучевые трубки (CRT); компьютеры для управления полетом; связь бортовой ЭВМ системы управления полетом с навигационной системой, плюс спутниковая навигационная система. В качестве силовых установок применялись варианты бесфорсажных двигателей Дженерал Электрик F404, устанавливаемых на самолетах F-18 Хорнет.

F-117 “^ Night Hawk обладает следующими летно-техническими характеристиками:

длина самолета 20.08 м

высота самолета 3,78 м.

размах крыла 13,2 м

площадь крыла 105,9 м2

^ Взлетная масса: нормальная 13609 кг

максимальная 23814 кг иловая у

Число двигателей 2

Двигатель ТРДДФ Дженерал Электрик F404-GE-F102

Тяга двигателя: максимал 2х4900 кгс

Максимальная скорость, (число Маха) 1М

Вооружение: встроенное подфюзеляжное вооружение со способностью размещения полного арсенала, предписанного тактическим истребителям ВВС США, но обычно - две бомбы GBU-10/GBU-27 с лазерным наведением массой по 907 кг (2000 фунтов) или ракеты класса "воздух-земля" АGM-65 Маверик (Maverick) или AGM-89 HARM.



Рисунок 5. Схема самолета-истребителя F-117.

^ 1.3. Разработка требований к разрабатываемому летательному аппарату.


Выше была рассмотрена эволюция взглядов на назначение самолета-истребителя, на требования, предъявляемые к его тактико-техническим характеристикам. Из полученной информации можно сделать вывод, что в современных условиях не только с экономической, но и с тактической точки зрения выгоднее иметь меньшее количество многофункциональных машин, чем множество узкоспециализированной техники. При таком подходе уменьшается перечень обслуживаемых типов самолетов, что влечет за собой уменьшение количества обслуживающих техников-специалистов, специализированной обслуживающей техники и, как следствие, снижение себестоимости эксплуатации, повышение качества обслуживания и повышение надежности эксплуатации самой авиационной техники.

Вместе с тем, к многофункциональной авиационной технике предъявляются весьма серьезные и порой противоречивые требования. При попытке совместить малую радиолокационную заметность с высокими летными и маневренными характеристиками мы сталкиваемся с невозможностью удовлетворить обоим требованиям в полной мере и в одинаковой степени. Это связано с тем, что малозаметная форма самолета подразумевает минимизацию управляющих поверхностей, а в лучшем случае – полный отказ от них. Очевидно, насколько негативно это сказывается на управляемости летательного аппарата и, следовательно, на его маневренности. В этих условиях необходимо дифференцировать требования на «желательные» и «обязательные». В описанных самолетах-прототипах требования малой радиолокационной заметности и требования к летно-техническим характеристикам, склоняясь в каждом отдельном случае в сторону малой заметности или в сторону высокой маневренности были сведены к разумному компромиссу.

Таким образом, принимая во внимание требования, предъявленные в свое время к самолетам-прототипам, можно перейти к разработке требований к проектируемому летательному аппарату.

В данном курсовом проекте проводится разработка малозаметного самолета-истребителя с крылом обратной стреловидности. Требования, предъявляемые к нему включают в себя следующие позиции:

  • Эксплуатационные требования:

  • Эксплуатация с аэродромов, оборудованных короткими бетонными взлетно-посадочными полосами (потребная длина полосы не должна превышать 500 м);

  • Безопасность эксплуатации;

  • Простота эксплуатации;

  • Высокие маневренные и летно-технические характеристики, которые включают в себя следующие требования:

  • Величина установившейся перегрузки не менее 6;

  • Крейсерская скорость не менее 1400 км/ч;

  • Практический потолок не менее 18000 м;

  • Дальность полета не менее 3000 км;

  • Скороподъемность не менее 160 м/с;

  • Требования по заметности:

  • Малая радиолокационная заметность;

  • Малая инфракрасная заметность;

  • Малая акустическая заметность;

  • Малая оптическая заметность;

  • Требования по вооружению и живучести в боевых условиях:

  • Малая радиолокационная заметность;

  • Малая инфракрасная заметность;

  • Малая акустическая заметность;

  • Малая оптическая заметность;



^ 2. Разработка технического предложения.
2.1. Анализ конструктивной обстановки.

2.1.1. Методы снижения радиолокационной заметности.
При разработке боевых летательных аппаратов большое внимание уделяется вопросам снижения их радиолокационной, инфракрасной, оптической и акустической заметности. Комплекс мер и средств уменьшения заметности известен за рубежом под названием техники Stealth. Предполагается, что снижение заметности, сочетаемое с эффективным и высокоточным оружием средней и большой дальности, обеспечит высокую выживаемость летательного аппарата и его поражающую способность. В частности, самолет-истребитель может атаковать с большой дистанции сам не будучи обнаруженным.

Техника Stealth представляет собой не какое-либо одно техническое усовершенствование, а целый комплекс мероприятий, предусматривающий применение: малоотражающих форм; радиопоглощающих материалов, радиопрозрачных материалов; радио-, звуко- и теплопоглощающих покрытий и экранов; специального радиоэлектронного оборудования, имеющего минимальную заметность при работе и при облучении радиолокационной станцией; использование новых компоновок, нового оружия. Их воплощение в реальной конструкции, при наличии жестких ограничений по массе летательного аппарата, стоимости, другим параметрам, вызывает большие затруднения ввиду наличия различных противоречий. Прогресс в области создания аппаратуры обнаружения и слежения за целью еще более усложняет данную проблему. Однако опыт создания самолетов малой заметности показал, что эти проблемы могут быть успешно решены.

^ Наибольшее внимание в технике Stealth уделяется снижению радиолокационной заметности, так как Радиолокационные станции были и остаются основным средством обнаружения и наведения летательного аппарата. Радиолокационная заметность летательного аппарата характеризуется величиной его эффективной площади рассеивания. К методам снижения эффективной площади рассеивания можно отнести:

  • Выбор определенной аэродинамической схемы и, в частности, конфигурации отдельных частей конструкции самолета;

  • Скругление острых кромок;

  • Плавное сопряжение частей конструкции самолета;

  • Минимизация размеров рулевых и стабилизирующих поверхностей;

  • Отказ от вертикальных поверхностей;

  • Использование изогнутых воздухозаборников для предотвращения непосредственного облучения роторов компрессоров двигателя;

  • Экранирование сопла двигателя тепло- и радиопоглащающим экраном;

  • Минимизация количества люков, стыков, антенн. Обеспечение гладкости поверхности летательного аппарата;

  • Использование цельноповоротного оперения;

  • Устранение прямых и острых углов между поверхностями летательного аппарата, которые являются эффективными уголковыми отражателями;

  • Использование токопроводящего напыления на элементы остекления с целью предотвращения облучения оборудования, расположенного в кабине.

Возможно применение специальных поглотителей в виде остроугольных пирамид, в которых происходит многократное переотражение волн с одной грани на другую до их полного поглощения. Эти пирамиды могут быть включены в силовую схему конструкции.

^ 2.1.2. Методы снижения инфракрасной,

оптической и акустической заметности.
Снижение заметности в инфракрасном диапазоне электромагнитных волн является второй по важности задачей при рассмотрении вопросов малой заметности. Инфракрасный диапазон электромагнитных волн позволяет обеспечить надежное обнаружение и сопровождение целей в условиях плохой видимости и применения противником сильного радиопротиводействия, поэтому аппаратура слежения и инфракрасного наведения используется широко. Инфракрасной аппаратурой снабжены многие самонаводящиеся ракеты. Важным преимуществом этих систем является то, что в отличие от радиолокационных станций они пассивные, и противник не может обнаружить работу инфракрасной аппаратуры. В космосе инфракрасные системы способны обнаружить цели на значительном расстоянии, однако в атмосфере эта дальность резко сокращается ввиду наличия фона. Этот эффект может быть использован для снижения заметности летательного аппарата.

Снижение заметности может быть осуществлено уменьшением температуры и величины излучающей поверхности, причем важно исключить наиболее яркие источники излучения: раскаленное сопло и факел двигателя при его работе на форсажных режимах. Таким образом, способами снижения инфракрасной заметности являются:

  • ^ Устранение форсажных режимов работы двигателя, что снижает температуру выхлопных газов;

  • Использование плоских сопел (рисунок 6). Это ведет к быстрому перемешиванию выхлопных газов с холодным воздухом. Кроме того, плоская струя менее заметна: при виде сбоку её площадь мала; при виде сверху из-за малости толщины её яркость ниже;

  • ^ Использование специальных устройств, предназначенных для быстрого смешения раскаленных газов с холодным воздухом;

  • Использование теплозащитных экранов, закрывающих зону смешения, что значительно снижает инфракрасное излучение;

  • Использование S-образных воздухозаборников и выхлопных устройств, что снижает инфракрасное излучение двигателя;

  • Отказ от сверхзвуковых режимов полета, что исключает значительный нагрев планера;

  • Использование систем охлаждения;

  • Применение специальных добавок к топливу;

  • Применение специальных покрытий.

В качестве мер по снижению заметности в оптическом диапазоне могут использоваться следующие методы:

  • Уменьшение поверхности летательного аппарата в направлении обзора;

  • Снижение дымности двигателя;

  • Уменьшение яркости бортовых огней (вплоть до полного отключения);

  • Использование защитных козырьков на индикаторном оборудовании кабины;

  • Использование малоконтрастной конфигурации летательного аппарата;

  • Использование малоотражающих покрытий.

Кроме того, большое значение имеет акустическая заметность. Способы борьбы с шумом также весьма многообразны. Среди них можно выделить:

  • Использование звукопоглащающих экранов (пористые структуры, многослойная обшивка, конструкции из остроугольных пирамид, на поверхности которых происходит переотражение и поглощение шума);

  • Тщательная балансировка вращающихся элементов (двигателя, редуктора);

  • Использование демпфирующих опор;

  • Использование удобообтекаемых форм, устранение плохообтекаемых элементов, режимов срывного обтекания;

  • Использование сопел двигателей с косым срезом, позволяющим уменьшить энергию крупномасштабных вихревых структур в сдвиговом слое.



^ 2.1.3. Особенности крыла обратной

стреловидности.

Основными преимуществами данной компоновки являются:

  • значительное увеличение аэродинамического качества при маневрировании, особенно при малых скоростях;

  • большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности, имеющим одинаковую площадь, а, следовательно, и большая грузоподъемность (до 30%);

  • увеличение дальности полета на дозвуковых режимах за счет меньшего балансировочного сопротивления;

  • лучшая управляемость на малых дозвуковых скоростях (и, как следствие, улучшение ВПХ);

  • улучшение условий работы крыльевой механизации (что также сокращает взлетную и посадочную дистанции);

  • меньшая скорость сваливания;

  • улучшенные противоштопорные характеристики;

  • увеличение внутренних объемов планера, особенно в местах стыка крыла и фюзеляжа, что обеспечивает лучшие условия для формирования внутренних грузоотсеков. В 1980 году в ОКБ им. П.О.Сухого совместно с отраслевыми научными центрами начались исследования проекта истребителя с КОС.

^ 2.1.4. Описание аэродинамической схемы.

Самолет выполнен по схеме “неустойчивый интегральный триплан”, сочетающей нормальную аэродинамическую схему использованием крыла обратной стреловидности с передним горизонтальным оперением. В конструкции самолета использованы композиционные материалы. Для самолета разработано крыло обратной стреловидности с увеличенной относительной толщиной, позволяющее разместить большой объем топлива. Крыло выполнено с применением композиционных материалов типа углепластик.

Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор, каждая консоль которого имеет собственный быстродействующий электрогидравлический привод. Переднее горизонтальное оперение включено в общую цифровую электродистанционную систему управления самолетом и способно отклоняться в диапазоне углов -50/+10°. Помимо улучшения характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки переднее горизонтальное оперение выполняет и ряд других важных функций. В частности, оно позволяет устранить тряску, сильно затрудняющую пилотирование и прицеливание истребителей и способствует смещению вперед аэродинамического фокуса самолета, что приводит к значительному уменьшению статической устойчивости.

Посредством переднего горизонтального оперения возможно “управление” степенью неустойчивости самолета, которая меняется в зависимости от нагрузки на внешних узлах подвески. При полетах на малой высоте в турбулентной атмосфере переднее горизонтальное оперение является активным и пассивным демпфером продольных колебании и тряски, что повышает безопасность полета, уменьшает нагрузки на планер и увеличивает комфорт, а, следовательно и боеспособность летчика в условиях болтанки.

Кессоны килей, выполненны из углепластика. используются, также, в качестве топливных баков. Самолет оснащен катапультным креслом с углом наклона спинки 30°. Установлены контейнеры с запасом пищи и воды, а также устройство утилизации отходов.

На самолете установлены турбореактивные двухконтурные двигатели с плоским соплом с системой управления вектором тяги по каналу тангажа. Двигатели оснащены цифровой электронной системой управления, интегрированной с системой управления самолетом. Осесимметричное управляемое сопло отклоняется в вертикальной плоскости на угол ±15° при помощи двух пар гидроцилиндров, питаемых от общесамолетной гидросистемы (угловая скорость перемещения сопел — 30°/с).

В двигателях обеспечено охлаждение поворотной части сопла на режиме полного форсажа и максимальном угле поворота. В качестве рабочего тела в гидроцилиндрах использовано авиационное топливо. Система управления вектором тяги позволяет управлять самолетом как в плоскости тангажа, так и рыскания, что достигается рассогласованием направления тяги правого и левого двигателя.

Шасси – трехопорное, с носовой стойкой. Данная схема обеспечивает:

  • простоту посадки;

  • хорошую путевую устойчивость при разбеге / пробеге и маневрировании на земле;

  • горизонтальное положение самолета при маневрировании по земле и на стоянке;

  • хороший обзор из кабины летчиков на ВПП.


^ 2.2. Состав оборудования и снаряжения.
2.2.1. Радиоэлектронное оборудование.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета включает системы, использующие элементы искусственного интеллекта и обеспечивает упреждающее поражение воздушных целей (в том числе и малозаметных) на дистанциях, гарантирующих от возможности ответного удара противника. Автоматизированы все этапы полета, включая боевое применение по воздушным целям, атаки наземных объектов без входа в зону противовоздушной обороны противника, противодействие радио- и оптикоэлектронным средствам радиоэлектронной борьбы. По информации, поступающей от навигационнной системы, самолетный автомат управления решает задачи полета по маршруту с облетом запрограммированных промежуточных пунктов маршрута, возврата на аэродром, предпосадочного маневрирования и захода на посадку до высоты 60м. Имеется режим автоматического управления полетом на предельно малой высоте, с обходом или облетом наземных препятствий. Предусмотрено автоматическое целеуказание при действиях как по воздушным, так и по наземным целям.

Самолет оснащен комплексом, включающим импульсно-доплеровскую ближнюю радиолокационную станцию с неподвижной фазированной антенной решеткой и ближней радиолокационной станцией заднего обзора. Усовершенствованная оптико-электронная прицельная система истребителя включает тепловизор, совмещенный с лазерным дальномером-целеуказателем. Обеспечивается обнаружение, опознавание и автоматическое сопровождение одновременно нескольких воздушных целей на большой дальности. Оптико-локационная система объединена с ближней радиолокационной станцией и усовершенствованным нашлемным прицелом летчика в единый комплекс. На самолете установлена аппаратура автоматической защищенной системы обмена данными о целях, позволяющая лучше координировать действия нескольких истребителей, ведущих групповой бой. Комплекс обороны включает оптические датчики предупреждения об атакующих ракетах противника, станцию радиотехнической разведки нового поколения, активные системы подавления, работающие в оптическом и радиолокационных диапазонах, а также средства постановки пассивных радиолокационных и инфракрасных помех. Самолет имеет новое информационно-управляющее поле кабины летчика с четырьмя крупноформатными жидкокристаллическими цветными многофункциональными индикаторами и широкоугольным индикатором на лобовом стекле. В индикаторах использованы жидкокристаллические матрицы. Связное оборудование включает радиостанции ультракоротковолнового и коротковолнового диапазона, аппаратуру телекодовой защищенной связи, а также систему спутниковой связи.

^ На самолете устанавливается цифровой пилотажно-навигационный комплекс, обеспечивающий:

  • автоматическое и ручное самолетовождение;

  • автоматический заход на посадку на аэродромы, оборудованные курсоглиссадной системой посадки;

В состав радиосвязного оборудования входят:

  • радиостанция средневолнового диапазона;

  • радиостанция коротковолнового диапазона;

  • аппаратура внутренней связи и коммутации (СПУ);

  • аварийные радиостанции коротковолнового и средневолнового диапазонов;

  • аварийный радиомаяк.

На самолете также устанавливается радиотехническая аппаратура обнаружения зон электрической активности атмосферы.

2.2.2. Электрооборудование.
В качестве первичной системы энергетического снабжения должна быть применена система 3-х фазного переменного тока 200/116 В стабилизированной частоты.

Источником первичной системы энергетического снабжения является интегрированный привод-генератор.

Вторичной системы энергетического снабжения должна быть система постоянного тока 27В. Источник – трансформаторно-выпрямительное устройство.

^ В качестве аварийных источников используются аккумуляторные батареи и статические преобразователи.

Для управления источниками и потребителями тока используется малогабаритная коммуникационная аппаратура (реле, контакторы), кнопочные выключатели и переключатели со световой индикацией. В цепях, подверженных существенному воздействию окружающей среды, применяются бесконтактные концевые выключатели.


^ 2.2.3. Приборное оборудование.

Самолет оснащен цифровой электродистанционной системой управления самолетом. Она выполнена по четырехканальной схеме резервирования в продольном канале и трехканальной схемой — в каналах бокового движения. Для увеличения надежности все вычислители электродистанционной системой управления самолетом работают параллельно. Система автоматизированного управления самолетом обеспечивает управление всеми рулевыми поверхностями, а также отклонением вектора тяги двигателей посредством перемещения ручки управления самолетом. При этом безопасность полета достигается автоматическим ограничением перегрузок самолета в зависимости от полетной массы и полетных режимов. Имеется режим автоматического выхода из штопора. Установка нового комплекса бортового оборудования с увеличенным энергопотреблением потребовала увеличения мощности электро- и гидропитания.

В оборудованной катапультируемым креслом с вытяжной штангой кабине летчика на приборной доске установлены четыре жидкокристаллических многофункциональных цветных дисплея, на которые выводится вся необходимая пилоту информация. Здесь же находится и табло отказов, которое в случае возникновения неисправностей информирует о них летчика и выдает ему необходимые рекомендации

^ Цифровая техника обеспечивает снижение стоимости и веса оборудования, повышение надежности в 2-3 раза по сравнению с аналоговыми системами.

В качестве дублирующих необходимо иметь минимальный набор аналоговых шкальных приборов, барометрический высотомер, тахометр и пр.


^ 2.2.4. Прочее оборудование.


На самолете устанавливается также система сбора и обработки полетной информации, самолетный ответчик, аппаратура пожарной защиты, внешнее светотехническое оборудование (аэронавигационные огни, проблесковые маячки, посадочные и рулежные фары).


Скачать файл (988.4 kb.)

Поиск по сайту:  

© gendocs.ru
При копировании укажите ссылку.
обратиться к администрации