Многоцелевой самолет Ан-30

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования И НАУКИ Российской Федерации

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ

УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

Московский авиационный институт

(Национальный исследовательский университет) МАИ

Факультет №1

Кафедра 109(б)

Курсовая работа

по дисциплине "Введение в специальность"

«Многоцелевой самолет Ан-30»

Таганрог 2017г.

Содержание

Введение

1. Предпосылки создания самолета

2. Анализ технических решений при выборе схемы самолета

2.1 Описание аэродинамической схемы самолета

2.2 Описание схемы крыла

2.3 Описание формы фюзеляжа

2.4 Описание расположения оперения

2.5 Анализ технических решений при выборе схемы шасси

2.6 Описание типа и расположения двигателей

2.7 Описание оборудования и систем управления

3. Описание конструкции и силовой схемы самолета

3.1 Анализ конструктивно - силовой компоновки

Список используемой литературы

Введение

В СССР, как и в других странах мира, для проведения картографических и аэрофотосъемочных работ использовались специализированные модификации самолетов самых различных типов - от По-2 до Ил-14.

Самолеты-топографы страны таких масштабов, как Россия, где многие регионы оставались для картографов «Неизвестная земля» даже в 1970-е годы, эксплуатировались очень интенсивно.

Самолёт Ан-30 является аппаратом, предназначенным для аэрофотосъемки и наблюдения за местностью. По кодификации организации НАТО его обозначают «Лязг», а среди соотечественников часто называют «Настя». Данная машина разработана на основе пассажирского Ан-24, только прошедшего ряд глубоких модификаций. Его могу использовать и военные как разведчик.

Конструкция Ан-30 аналогична базовому самолету. Основные конструктивные отличия - в носовой части фюзеляжа, где расположена застеклённая кабина штурмана-аэрофотосъемщика, в обязанности которого входит составление программы съёмки, контроль за выполнением аэрофотосъёмочных маршрутов и общее руководство аэрофотосъемочными работами. Кабина пилотов приподнята над фюзеляжем. В салоне оборудованы рабочие места операторов. Средний отсек машины раннее предназначался для пассажиров в Ан-24, а у самолета Ан-30 здесь были расположены 5 фотолюков для установки аэро- фотоаппаратуры в различных комплектациях. Стекла люков имеют систему обогрева, что предотвращает их обмерзание в полете. Крышки люков открываются с помощью электропривода. В данном отсеке машины оборудована специальная комната для проявления снимков. Для отдыха экипажа предусмотрены откидные койки и шкаф для хранения вещей.

В центроплане установлено 6 дополнительных топливных баков общей ёмкостью 1600 литров.

Установленный на Ан-30 комплекс навигационной и фотографической аппаратуры позволяет составлять высококачественные топографические карты в масштабах от 1:10000 до 1:150000. При демонтаже специального оборудования Ан-30 мог использоваться как обычный транспортный самолёт.

Первоначально машина разрабатывалась в двух вариантах: «А» для гражданской авиации и «Б» для ВВС, однако позже пришли к единой компоновке с различиями лишь в составе фотооборудования и спецаппаратуры.

На тех Ан-30Б, которые с 1981 года использовались в ходе афганской кампании, для защиты от ракет переносного зенитно-ракетного комплекса (ПЗРК) устанавливались два контейнера «Веер» с 384 патронами обстрела тепловых ловушек УВ-26.

1. Предпосылки создания самолета

Освоению новых территорий всегда предшествует картографирование земной поверхности. С появлением авиации эту сложную и трудоемкую работу взвалили на свои «плечи» самолеты. В послевоенные годы профессию фотограмметристов освоили Ли-2ФК, Ил-14ФК и Ил-14ФКМ. Однако машины не вечны и в начале 1970-х годов им на смену пришел Ан-30.

Рисунок 1.1 - Многоцелевой самолет «Ан-30»

На основе стандартной машины был изготовлен ряд модификаций, которые использовали для вызывания осадков и для метеорологических исследований Ан-30М «Метеозащита». Место фотоаппаратуры на них заняло оборудование для сброса размещенного в восьми контейнерах (по 130 кг в каждом) твердой гранулированной двуокиси углерода (сухого льда). Также была изготовлена машина для исследования полярных широт.

Рисунок 1.2 - Самолет для полярных широт «Ан-30Д»

Фоторазведчик Ан-30 (первоначальное обозначение Ан-24ФК) создан в 1960-х годах в ОКБ-49 им. Антонова. Первый прототип был изготовлен на заводе №49 ОКБ Г.М. Бериева в 1967 году. Ан-24ФК впервые поднялся в воздух в августе 1967 года. После прохождения госиспытаний началось освоение серийного производства Ан-30 на Киевском авиационном заводе «Труд». С 1971 года по 1979 год было выпущено около 130 самолетов этого типа.

Рисунок 1.3 - Эскиз общего вида самолета «Ан-30»

Начиная с 1981-го года, на Ан-30 возложили ранее не свойственные им задачи. Машины вошедшие в состав 50-й ОСАП (отдельный смешанный авиаполк) стали использоваться в боевых действиях в Афганистане. Экипажи разведчиков выполняли визуальное наблюдение за перемещениями афганских боевиков и путями доставки вооружения, наводили боевые машины на выявленные цели. Им приходилось фотографировать различные районы страны, обеспечивая боевые действия советских войск, осуществлять поиск сбитых летательных аппаратов и многое другое, без чего на войне не обойтись. самолет фюзеляж шасси аэродинамический

Застекленная носовая часть фюзеляжа (кабина штурмана-аэрофотосъемщика) и установленное в ней фотооборудование открывало широкий кругозор для съемки любой местности.

Рисунок 1.4 - Носовая часть фюзеляжа вид снаружи и изнутри

Способность самолета выполнять виражи радиусом около 300 метров (с выпущенными в посадочное положение закрылками и углах крена около 60 градусов) с успехом использовалась для аэрофотосъемок в горных ущельях. В 1982 году экипажи 860-й разведывательной эскадрильи из Черновцов выполнили картографирование Афганистана.

В 1987 году экипажу Ан-30 советских ВВС довелось работать в «военном небе» Анголы.

В рамках Договора 1992 года по «Открытому небу» Ан-30Б, находящиеся на вооружении российских и украинских ВВС, стали выполнять инспекционные полеты для наблюдения за военной деятельностью и соблюдением положений , предусмотренных Договором.

Самолёты активно использовались для аэрофотосъемки местности при составлении и обновлении географических карт, а также работали по заявкам, в интересах различных ведомств. В настоящее время самолеты Ан-30Б используются Россией, Украиной, Болгарией, Казахстаном и другими для наблюдательных полётов.

2. Анализ технических решений при выборе схемы самолета

2.1 Описание аэродинамической схемы самолета

Аэродинамическая схема самолета определяется взаимным расположением, формой и количеством основных агрегатов самолета - крыла, фюзеляжа, оперения и двигателей. Правильность выбора схемы самолета обеспечивает соответствие его характеристикам, заданным тактико-техническими требованиями.

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами.

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана имеет следующие достоинства:

- подвеска центроплана не занимает полезного объема фюзеляжа;

- у высокоплана переход от крыла к фюзеляжу осуществляется более плавно чем у низкоплана;

- крыло не имеет разрывов в верхней части, что обеспечивает более высокое аэродинамическое качество высокоплана по сравнению с низкопланом;

- на крыле самолета при выходе на околокритические углы атаки не происходит одностороннего срыва потока с крыла, что благоприятно сказывается на поперечной управляемости и устойчивости самолета;

- расположение крыла выше центра тяжести самолета улучшает продольную устойчивость;

- высокое расположение двигателей под крылом исключает засасывание посторонних частиц (гальки, кусочков льда и т. п.) в двигатели и исключает повреждение ими лопаток компрессоров и турбин, а также уменьшает возможность повреждения лопастей и воздушны винтов при работе двигателей на земле.

Рисунок 2.1 - Общий вид самолета

К недостаткам самолета-высокоплана следует отнести:

- в связи с высоким расположением гондол и некоторым удлинением ног шасси, они получились более тяжелыми, а гондолы громоздкими, создающими дополнительное лобовое сопротивление самолета;

- воздушная подушка, образующаяся при движении самолета вблизи земли на взлете или посадке, проявляет свой эффект в меньшей степени, чем у самолета-низкоплана, так как при одинаковых углах атаки крыло низкоплана имеет больший коэффициент подъемной силы, чем крыло высокоплана, что важно для взлета и посадки.

2.3 Описание схемы крыла

Крыло самолета выполнено по двухлонжеронной схеме с поперечным набором нервюр и продольным набором стрингеров связанных обшивками.

Рисунок 2.2 - Строение крыла

Свободнонесущее высокорасположенное крыло состоит из центроплана прямоугольной формы. Геометрические очертания крыла образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх.

Рисунок 2.3 - Схема крыла и профиля крыла

Наличие профилей с различной относительной толщиной и разной относительной кривизной образует так называемую аэродинамическую крутку крыла.

Крыло также имеет геометрическую крутку. Она заключается в том, что от нервюры № 7 до № 12 хорды профилей поставлены по отношению к корневой хорде под постепенно нарастающим углом до +0,5є, а от нервюры № 12 до концевой нервюры - с уменьшением этого угла до нуля. Придание крылу аэродинамической и геометрической крутки улучшает его срывные и несущие характеристики.

Срыв потока с крыла на больших углах атаки начинается вначале у корня, а на концах крыла, в области расположения элеронов, срыв наступает значительно позже, благодаря чему сохраняется эффективность элеронов на больших углах атаки.

Выбранный толстый профиль крыла является более несущим, чем тонкий. На одинаковых углах атаки крыло с толстым профилем, имеющее определенную площадь, создает большую подъемную силу, чем крыло с тонким профилем, имеющим такую же площадь.

Выбранное сужение крыла повышает эффективность закрылков и одновременно снижает степень поперечной устойчивости при полете на больших углах атаки и частично увеличивает путевую устойчивость.

Элероны расположены на консольных частях крыла. Управление элеронами дифференциальное, т. е. элерон отклоняется вверх на 24є, а в низ - на 16є. Если бы элероны отклонялись вверх и вниз на одинаковый угол, то на крыле с опущенным элероном возникало бы значительно большее лобовое сопротивление. Вследствие этого возникал бы нежелательный путевой момент, который стремился бы развернуть самолет в сторону опущенного элерона, и потребовалось бы его устранять отклонением руля направления.

На каждом элероне в корневой части имеется триммер и сервокомпенсатор ( на самолетах, выпускаемых с 1964 года, триммер устанавливается только на левом элероне ).

Триммер управляется пилотом из кабины посредством нажатия переключателя специального электромеханизма. Триммер предназначен для уменьшения или полного снятия усилия со штурвала, которое передается на него от элеронов при управлении самолетом.

Триммер - это маленький руль, отклоняющийся по воле пилота в противоположную сторону отклонения элеронов.

При выполнении эволюции и полете в болтанку пилоту практически трудно отклонять триммер в нужный момент для снятия или уменьшения усилий, переходящих на штурвал от элеронов. Поэтому для обеспечения пилотирования самолета на элеронах поставлены сервокомпенсаторы, представляющие такие же маленькие рули, как и триммер, но отклоняющиеся без вмешательства пилота автоматически в противоположную сторону отклонения элерона.

Сервокомпенсатор шарнирно соединен жесткой тягой с крылом. При отклонении элерона тяга заставляет сервокомпенсатор отклоняться в противоположную сторону отклонения элерона.

Двухщелевой закрылок предназначен для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета. В убранном положении закрылок является продолжением профиля крыла. Закрылок отклоняется во взлетное положение на 15є и в посадочное - до 38є. Он имеет две профилированные сужающиеся щели. При отклонении закрылка на 15є открывается нижняя щель, а при отклонении на 38є открывается вторая щель, образующаяся между носком закрылка и контуром крыла. Отклоняясь, закрылок одновременно сдвигается назад, в результате чего увеличивается кривизна профиля и несущая поверхность крыла, а также фактический угол атаки, за счет чего и происходит увеличение подъемной силы крыла.

Таким образом происходит безотрывное обтекание крыла с двухщелевым закрылком, вплоть до критического угла атаки, и прирост подъемной силы получается больше, чем у крыла с простым щитком или простым закрылком.

2.3 Описание формы фюзеляжа

Фюзеляж самолета представляет собой балочно-стрингерный полумонокок.

Каркас фюзеляжа состоит из 49 шпангоутов, продольного набора балок и стрингеров, изготовленных из прессованных профилей, и работающей обшивки толщиной в основном то 1 до 1,5 мм. В отдельных наиболее нагруженных местах (в районе фонаря кабины, подцентропланной панели) толщина обшивки больше и доходит до 2 и 5 мм.

Рисунок 2.4 - Каркас фюзеляжа

Фюзеляж имеет 2 технологических разъема - по шпангоутам 11 и 40, делящих его на три отсека, состыкованных при помощи лент, фитингов и накладок.

Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа самолета, полезной нагрузки, оборудования, топлива и т. д. В силовом отношении фюзеляж связывает между собой другие основные части самолета - крыло, оперение, шасси, силовую установку.

Вес конструкции фюзеляжа составляет около 40% веса всей конструкции самолета, а его аэродинамическое сопротивление - до 50% полного сопротивления самолета.

При общем проектировании фюзеляжа решаются следующие вопросы:

- выбор основных параметров и размеров фюзеляжа;

- выбор формы обводов носовой и хвостовой частей, и формы поперечного сечения;

- выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа и увязка ее с другими агрегатами самолета;

- определение веса фюзеляжа.

Фюзеляж - удобообтекаемой сигарообразной формы. Поперечный контур фюзеляжа образован пересечением двух окружностей разных диаметров. При такой форме нижняя поверхность фюзеляжа удалена от

земли и улучшается обтекание фюзеляжа.

Фюзеляж не имеет острых выступающих частей. Удобообтекаемая форма и большое удлинение обеспечивают сравнительно небольшое лобовое сопротивление фюзеляжа.

2.4 Описание расположения оперения

Оперение - это аэродинамические несущие поверхности, которые служат для балансировки самолета на заданных углах атаки и скольжения, а также для обеспечения потребной устойчивости и управляемости.

В «нормальной» схеме самолета оперение располагается в задней части фюзеляжа.

Оперение состоит из однокилевого стреловидного вертикального оперения и горизонтального оперения, контуры которых образованы набором симметричных профилей относительной толщины.

Оперение обеспечивает продольную устойчивость и управляемость самолета на всех режимах полета.

Стабилизатор и киль - двухлонжеронные, с работающей обшивкой. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Особенностью конструкции оперения самолета является стыковка собранных панелей по стенкам лонжеронов, что обеспечивает высокую технологичность сборки.

Вертикальное оперение включает в себя: форкиль 1, киль 2, руль направления 3 с триммером 4 и пружинным сервокомпенсатором 5, а также два подфюзеляжных гребня 9.

Киль - стреловидной формы, что увеличивает аэродинамическое плечо вертикального оперения.

Руль направления отклоняется влево и вправо на 25є. Для уменьшения и полного снятия нагрузки с педалей в полете руль направления имеет триммер и пружинный сервокомпенсатор.

Горизонтальное оперение включает в себя: стабилизатор 8 и руль высоты 7 с триммером 6. Оно крепится на верхней части фюзеляжа.

Руль высоты имеет триммер, управляемый штурвальчиком из кабины пилота. Триммер позволяет сбалансировать самолет на любом режиме полета.

Руль высоты отклоняется вверх на 30є, вниз - на 15є. Отклонение руля высоты вверх на больший угол обусловлено тем, что руль высоты вверх отклоняется при меньших скоростях полета, когда он менее эффективен, и еще потому, что он частично затеняется стабилизатором.

2.5 Анализ технических решений при выборе схемы шасси

Шасси у самолета Ан - 30 - трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами. Передние колеса, закрепленные на одной стойке, - управляемые. Шасси убираются против полета, что обеспечивает надежный аварийный выпуск и постановку шасси на замки в полете силой набегающего встречного потока. Гондолы шасси на рулении и в полете закрываются створками, чем уменьшается их аэродинамическое сопротивление.

Рисунок 2.5 - Основные и передние шасси

Основные ноги установлены в гондолах двигателей, передняя нога - под кабиной летчиков. Все ноги убираются вперед в отсеки, закрывающиеся створками. Для открытия замков убранного положения шасси при отказе гидросистемы на самолете имеется дублирующая аварийная система.

На каждой ноге шасси установлено по два колеса, они обеспечивают самолету хорошую проходимость по сырому грунту: наличие двух колес уменьшает давление на грунт, а их расположение в тандеме обеспечивает меньшее сопротивление при движении по земле на необорудованных аэродромах.

Колеса основных ног снабжены дисковыми тормозами. Передняя нога с ориентирующимися колесами.

Принятая схема имеет следующие достоинства:

? горизонтальный пол;

? хорошая путевая устойчивость при посадке с боковым ветром;

? возможность эффективного торможения колёс;

? плавный без отрыва от земли пробег;

? лучший обзор из кабины пилотов;

? возможность посадки на больших скоростях.

При наличии достоинств, в принятой схеме шасси есть и ряд недостатков:

? утяжеление передней стойки;

? снижение безопасности при поломке передней стойки;

? возможноcть возникновения самопроизвольных колебаний передней стойки («шимми»);

? требуется большой объём для размещения передней стойки.

Передняя стойка убирается вверх против направления полёта в нишу носовой части корпуса самолета, основные - в гондолы шасси.

Такое расположение шасси позволяет:

? уменьшить высоту основных опор и, соответственно, уменьшить их вес и упростить кинематику уборки;

? понизить центр масс самолета и, следовательно, уменьшить колею шасси;

? увеличить размах и, следовательно, площадь закрылков, что понижает взлетную и посадочную скорости, а также позволит выполнять более крутой заход на посадку без разгона самолета;

Они обеспечивают самолету хорошую проходимость по сырому грунту: наличие двух колес уменьшает давление на грунт, а их расположение в тандеме обеспечивает меньшее сопротивление при движении по земле на необорудованных аэродромах.

2.6 Описание типа и расположения двигателей

На самолете установлены два турбовинтовых двигателя АИ - 24 мощностью 2550 э.л.с. каждый с четырехлопастными воздушными флюгерными винтами АВ - 72. Гондолы двигателей удобообтекаемой формы расположены под центропланом. Ось винта составляет угол с продольной осью самолета 1є. Такой угол выбран с целью наилучшего использования обдувки крыла винтами.

Рисунок 2.6 - Фото гондолы двигателя в полете

Двигатели АИ - 24 сочетают в себе большую мощность при небольшом удельном весе и высокую экономичность.

На двигателях установлена система впрыска воды на входе в компрессоры, что позволяет сохранять взлетную мощность в условиях повышенных температур.

Система запуска двигателей - электрическая. Она обеспечивает запуск двигателей на земле и в полете, прекращение запуска и холодную прокрутку двигателей. Запуск может осуществляться от аэродромных источников электроэнергии или от бортового турбогенератора ТГ - 16.

Нижнее расположение двигателей, короткая выхлопная труба, а также противопожарная перегородка из титанового сплава, отделяющая горячую часть двигателя от остальной конструкции, значительно повышают пожарную безопасность самолета, что подтверждено специальными огневыми испытаниями.

Для активной защиты от пожара двигатели оборудованы автоматической стационарной противопожарной установкой с системой сигнализации.

2.7 Описание оборудования и систем управления

Самолет оснащен воздушно-тепловой и электрической противообледенительными системами. Воздушно-тепловая система защищает от обледенения крыло, оперение и воздухозаборники двигателя. Электрическая - воздушные винты, два лобовых стекла фонаря кабины летчиков, приемники воздушного давления, контейнера аккумуляторов.

Кислородная система предназначена для питания кислородом 7 членов экипажа в полете. В комплект системы входят кислородные приборы КП - 24М, кислородные редукторы КР - 15, кислородные маски КМ - 16Н, кислородные баллоны КБ - 1, переносные кислородные баллоны КБ - 3, кислородные манометры МК - 13.

Гидравлическая система предназначена для уборки и выпуска шасси и закрылков, торможения колес шасси, управления поворотом колес передней ноги шасси, привода стеклоочистителей и аварийной остановки двигателей путем флюгирования воздушных винтов.

Система управления состоит из систем управления рулями, элеронами, закрылками, триммерами рулей и элерона. На самолете имеется система стояночного стопорения рулей и элеронов.

Управление рулями и элеронами осуществляется посредством жестких тяг, управление триммерами руля высоты - тросовое.

В систему управления рулями, элеронами и триммерами руля высоты включены рулевые машинки автопилота.

Рисунок 2.7 - Схема системы управления самолета

Пилотажно-навигационное оборудование то же что и на серийном Ан-24. На борту установлен автопилот АП-28Л1Ф, обеспечивающий автоматическое программное пилотирование самолета при выполнении аэрофотосъемки.

В состав радиоэлектронного оборудования входят радиоприемник УС-8, КВ радиопередатчик «Гелий», командная УКВ радиостанция РСИУ-5Г № 1 и № 2, радиокомпасы АРК-5 № 1 и № 2, радиовысотомер РВ-2, оборудование для слепой посадки СП-50, самолетное переговорное устройство СПУ-7. Кроме того установлены автомат программного разворота АПР-2, доплеровский измеритель угла сноса и путевой скорости ДИСС-3А «Стрела», курсовая система КС-6К, астрокомпас ДАК-ДБ-58, радиовысотомер больших высот РВ-25.

Радиооборудование, установленное на самолете, дает возможность:

- осуществлять двустороннюю телефонную или телеграфную связь с землей, а также с самолетами находящимися в воздухе;

- осуществлять внутрисамолетную связь членов экипажа между собой;

- осуществлять обзор земной поверхности для целей навигации;

- обнаруживать на пути следования самолета грозовые фронты и зоны сильной турбулентности в атмосфере, определять безопасную высоту полета над горными вершинами;

- предупреждать о встречных самолетах;

- определять истинную высоту полета;

- выполнять расчет на посадку, производить посадку ночью и в сложных метеорологических условиях.

Аэрофотосъемочное оборудование включает аэрофотоаппараты серии АФА, топографический радиовысотомер РВТД-А, статоскоп С-51, электронный командный прибор ЭКП-2, аэроэкспонометр АЭ-2, визиры НКПБ-7, гиростабилизирующая установка ТАУ-М, электрометеорограф.

3. Описание конструкции и силовой схемы самолета

3.1 Анализ конструктивно - силовой компоновки

Задачей конструктивно-силовой компоновки является создание такой конструктивно-силовой схемы самолета, которая при необходимых объемах, заданной прочности и жесткости конструкции, требуемой эксплуатационной и производственной технологичности обеспечивала бы минимальный вес конструкции.

Рисунок 3.1 - Схема членения самолета

Самолет Ан - 30 является высокотехнологичной конструкцией с широким применением новых технологических и химических процессов и материалов (клеевых, сварных, клеесварных и клепанно-клеевых соединений, монолитных конструкций, пластических масс), коренным образом изменивших установившуюся технологию самолетостроения и создавших возможность комплексной механизации и автоматизации технологических процессов при серийном производстве.

Клеесварные конструкции обеспечили равномерное распределение действующих напряжений по длине сварного шва и высокие прочностные показатели соединений, значительно превосходящие прочность клепанных и сварных соединений.

На самолете клеесварные соединения применяются при изготовлении фюзеляжа, киля, стабилизатора, рулей, гондол двигателей, капотов, панелей пола, люков, створок и другие.

Широкое применение клеесварных соединений обеспечило повышение статической прочности самолета, улучшение поверхности внешних обводов, снижение трудоемкости сборочных работ при серийном производстве, повышение герметичности.

Наряду с клеесварными соединениями в самолете впервые были применены крупногабаритные монолитные прессованные панели для лонжеронов центроплана.

Применение монолитных панелей обеспечило снижение веса центроплана на 12%, сокращение количества деталей и крепежа, повышение прочности за счет уменьшения количества швов и соединений.

По аэродинамической схеме самолет Ан-30 представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным прямым крылом большого удлинения. Аэродинамическая компоновка самолета обеспечивает высокую степень безопасности полета, надежность при эксплуатации в различных климатических условиях на относительно малых аэродромах, а также получение хороших экономических показателей.

Высокие взлетно-посадочные характеристики самолета достигнуты благодаря:

- эффективной механизации крыла, выполненной в виде выдвижных двухщелевых закрылков средней части крыла и однощелевых на центроплане, отклоняемых при взлете на 15є и при посадке на 38є;

- обдувке винтами части крыла, вследствие чего длина разбега уменьшается на 15-20%;

- значительной тяговооруженности на взлете;

- низкому давлению в пневматиках колес, что обеспечивает хорошую проходимость по мягким грунтам;

- хорошей управляемости при движении по грунтовым аэродромам, обеспечиваемой удачно выбранными размерами базы и колеи шасси;

- сравнительно малым скоростям отрыва и посадки и малым разбегам и пробегам;

- достаточному клиренсу фюзеляжа и величине угла касания хвостовой части фюзеляжа, которые дают возможность полностью использовать несущие свойства крыла на взлете и посадке;

- наличию эффективных тормозов на колесах и управляемых от педалей колес передней ноги;

- возможности торможения винтами на пробеге путем снятия лопастей с промежуточного упора при работе двигателей на режиме земного малого газа;

- высокой эффективности поперечного и путевого управления.

Крыло установлено по отношении к оси фюзеляжа под углом 3є, места сочленения закрыты зализами. При такой установке крыла фюзеляж имеет наименьшее сопротивление на крейсерских режимах полета.

Фюзеляж имеет хорошо обтекаемую форму и большое удлинение. На нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа помещен противоштопорный подфюзеляжный гребень.

Размеры горизонтального и вертикального оперения обеспечивают благоприятные характеристики продольной и путевой устойчивости и управляемости для широкого диапазона центровок.

Для уменьшения усилий на рычагах управления рули и элероны имеют аэродинамическую компенсацию, равную для руля высоты 28%, для руля направления - 30% и для элеронов - 29% от хорды соответствующей рулевой поверхности. Кроме того, для этой же цели на каждом элероне установлен кинематический сервокомпенсатор, а на руле направления - пружинный сервокомпенсатор, угол отклонения которого пропорционален приращению усилия на педали.

На каждом органе управления имеется аэродинамический триммер, который позволяет полностью снимать усилие с рычагов управления на всех эксплуатационных режимах полета, включая режимы полета с одним отказавшим двигателем.

Очень важным показателем высокой безопасности полета является надежное обеспечение благополучного завершения полета в случае отказа одного двигателя, достигнутое благодаря большому запасу мощности, хорошим характеристикам устойчивости и управляемости и наличию на самолете специальных систем автоматического и принудительного флюгирования винтов.

В случае вынужденной посадки на воду самолет сохраняет плавучесть и устойчивость в течении продолжительного времени, достаточного для спокойной эвакуации экипажа и буксировки самолета к берегу.

Список используемой литературы

1 Издательство «Воздушный транспорт» 1982 год. Руководство по летной эксплуатации.

2 Егер С.М. Основы авиационной техники. Машиностроение 2003 год

3 Дроздов С.В. Журнал «Моделист-конструктор» 2013 год

4 Якубович Н.В. «Крылья родины» 1997 год

5 Учебное пособие к выполнению курсового проекта по дисциплине «Введение в специальность»

Размещено на Allbest.ru

...