Расчёт гидросистемы МИГ-29 (стр. 1 из 9)

1. Основные летно-технические характеристики самолета.

Двигатель: 2*ТРДДФ

Суммарная тяга двигателей: форсаж 16600 кг

б/ф режим 10000 кг

Максимальная взлетная масса: 20000 кг

Максимальное число М: 2.5

Максимальная скорость полета у земли: 1200 км/ч

Практический потолок: 17000 м

Максимальная дальность полета: 2100 км

Максимальная экспл. перегрузка: 9

Геометрические характеристики самолета:

Длина самолета: 17.32 м

Высота самолета: 4,73 м

Размах крыла: 11,3 м

Рис.1. Общие виды самолета МиГ-29.

2. Описание самолета и его систем.

Самолет – истребитель построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет интегральную компоновку. Такая компоновка самолета харак- теризуется плавным переходом фюзеляжа в крыло, что позволяет более ра-ционально использовать внутренние объемы самолета, повысить аэродина-мическое качество и коэффициент подъемной силы и в то же время обеспе-чивается низкий уровень волнового сопротивления на сверхзвуковых скорос-тях.

Планер самолета представляет собой корпус в виде меняющегося по длине и размаху профилированного центроплана с трапециевидным и стрело-видным крылом, имеющего угол стреловидности по передней кромке 42 гра-дуса. Самолет имеет два разнесенных отсека для двигателя, расположенных под центропланом, цельноповоротное горизонтальное оперение и двухкиле-вое вертикальное оперение.

Вдоль головной части корпуса, по бокам, расположены наплывы, образующие профилированный носок несущего корпуса, увеличивающийся по размаху и переходящий в консоль крыла.

Для улучшения взлетно – посадочных характеристик самолета в кор-невой части консолей крыла расположены двухщелевые закрылки большой хорды, по размаху крыла – отклоняемые носки (по две секции на каждой кон-соли). Отклонение носков крыла при пилотаже улучшает маневренные харак-теристики самолета.

На килях, установленных по бокам корпуса, расположены рули нап-равления.

В центроплане имеются ниши для уборки опор шасси узлов их креп-ления. Шасси самолета– трехпорной системы, состоит из управляемой перед-ней опоры и двух основных опор. Все три опоры убираются и выпускаются одновременно. Передняя опора убирается назад, а основная – вперед по поле-ту в негерметичные отсеки корпуса самолета.

Фюзеляж самолета технически делятся на:

· головную часть

· центральную часть

· хвостовую часть

· воздухозаборники

Головная часть представляет собой цельнометаллический полумонокок и состоит из носового отсека оборудования, кабины летчика и закабинного отсека.

Предкабинный отсек оборудования выполнен из поперечных диафрагм лонжеронов и окантовок люков. Спереди он закрывается радиопро-зрачным конусом, который может быть снят для подхода к РЛС. В носовой части распложена штанга ПВД.

Герметическая кабина – термоизолированная, вентиляционного типа с автоматическим регулированием температуры и давления воздуха.

Для размещения летчика и аварийного покидания самолета установле-но катапультное кресло. Фонарь кабины защищает летчика от воздействия воздушного потока и обеспечивает обзор в полете и на земле Гермокабина имеет сварную алюминиевую конструкцию и имеет поперечный набор из восьми диафрагм, к которым крепятся по две поперечные стяжки.

Боковые наплывы, начинающиеся в носовой части, выполнены в виде набора диафрагм и служат отсеками оборудования и отсеками топливного бака. Закабинный отсек разделен на две части горизонтальной перегородкой: в верхней находятся отсек с радиооборудованием и шарниры фонаря кабины; в нижней расположены узлы крепления передней опоры шасси и ниша убор-ки.

Центральная часть фюзеляжа состоит из отсеков: топливные баки, центроплан, гаргрот. Под центропланом по обе стороны от фюзеляжа расположены воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения с горизонтально расположенными панелями клиньев. Для исключения попадания поcторонних предметов в двигатели при взлете и посадке самолета вход в канал воздухозаборника перекрывается защитной решеткой. Воздухозаборники имеют клепано-сварную конструкцию.

Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух силовых гондол двигателей с тремя хвостовыми балками. Конструкция отсека двигателя цельнометаллическая, сборная, имеющая заклепочные , сварные и болтовые соединения . Здесь установлены узлы крепления двигателей, коробки самолетных агрега-тов и капотов двигателей.

Отсеки двигателей и отсек КСА расположены между правым и левым топливными баками №3.

В хвостовой части, сверху, находится тормозной щиток. Он отклоняется на 60 градусов.

Силовая установка самолета состоит из двух турбореактивных двухкон-турных двигателей. Двигатель двухвальный, с двухкаскадным компрессором, с кольцевой прямоточной камерой сгорания, двухступенчатой турбиной, со смешением потоков наружного и внутреннего контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным соплом.

Двигатель размещен под углом 4 градуса к строительной горизонтали.

Управление режимами работы двигателя осуществляется из кабины двумя рукоятками управления. Стендовая тяга двигателя составляет 81.5 кН. Расход топлива колеблется от 100 до 6500 кг/час. Расход воздуха – 76.5 кг/сек.

Топливная система обеспечивает бесперебойную подачу топлива для работы двигателей на всех высотах и режимах полета.

Топливо размещается в пяти баках-отсеках корпуса планера самолета и двух баках- отсеках крыла. Кроме того предусмотрена установка одного подвесного фюзеляжного бака (ПФБ) и двух подвесных крыльевых баков (ПКБ).

Система вооружения включает в себя скоростроительную пушку ГШ – 301, расположенную в левом наплыве крыла, с боезапасом в 150 патронов, лазерный прицельный комплекс «Клен» ( или аналогичную систему).

Помимо пушечного вооружения, самолет имеет 7 узлов подвески (шесть на крыле и один под фюзеляжем). Способен нести шесть ракет касса «воздух- воздух» или «воздух-поверхность» или по два блока неуправляемых ракет.

Система электроснабжения обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током стабилизированной частоты. На самолете установлены две системы электропитания. Основной источник электро-энергии - два интегральных генератора переменного тока, установленных на левой и правой выносных КСА, аварийный источник – аккумуляторная бата-рея.

В состав электросистемы входят и рулежные фары, комплект аэронави-гационных огней, система внутрикабинного освещения отсеков.

Система управления положением самолета в пространстве включает в себя:

· поперечное управление самолетом (канал крена);

· путевое правление самолетом (канал курса);

· продольное управление самолетом (канал тангажа);

· управление механизацией крыла;

· управление тормозным щитком;

Система управления обеспечивает требуемые характеристики устойчивости и управляемости во всей эксплуатационной области высот, скоростей и углов атаки и ограничение текущего угла атаки в соответствии с допустимыми зна-чениями. Система управления является комплексной и работает в режимах ручного и автоматического (траекторного) управления. Управление произво-дится отклонением элеронов, рулей направления и цельноповоротного стаби-лизатора. Управление стабилизатором осуществляется с помощью 2-х двух-камерных бустеров, расположенных в килях.

Управление элеронами (канал крена) и рулями направления (канал курса) выполнено также с механической проводкой, в обоих каналах установлена система улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) с троекратным резервированием электроцепей в вычислительной части системы.

Шарнирные моменты от аэродинамических сил, возникающие при отклонении элеронов, рулей направления и стабилизатора, воспринимаются гидроусилителями. Загрузка ручки управления самолетом (РУС) осуществляется от цилиндра загрузки.

В целях повышения аэродинамического качества на определенных режимах полета самолет оснащен механизацией крыла, включающей отклоняемые носки крыла, закрылки и элероны.

Гидравлическая система обеспечивает питание приводов органов управления, взлетно-посадочных устройств и воздухозаборников двигателей, уборку и выпуск шасси, управление створкой турбостартера, управление рулежно-демпфирующего механизма (РДМ) стойки передней опоры.

Газовая система состоит из двух автономных систем – основной и аварийной. Она обеспечивает торможение колес шасси, аварийный выпуск шасси, аварийную уборку клиньев воздухозаборников, подъем фонаря кабины и его герметизацию, наддув гидробаков, управление перекрывными кранами топливной системы.

Система кондиционирования и охлаждения воздуха предназначена для:

· обеспечения в ручном и автоматическом режиме заданной температуры и автоматического поддерживания заданного давления в кабине летчика;

· для вентиляции костюма летчика и обеспечения работы противоперегрузочного устройства;

· для защиты остекления фонаря кабины от запотевания и обмерзания;

· для охлаждения блоков бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), установленных в отсеках оборудования, в полете и на земле с помощью наземного кондиционера;

· для наддува блоков оборудования;

· для охлаждения кабины летом и обогрева зимой от наземного кондиционера.

Воздух в систему кондиционирования отбирается от пятой ступени компрессоров двигателей, охлаждается до заданной температуры и по-дается в кабину и отсеки оборудования.

Средства спасения обеспечивают аварийное покидание самолета летчиком и его спасение во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая взлет и посадку самолета. Они включают в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2 и систему аварийного сброса фонаря.

Система индивидуального жизнеобеспечения летчика предназначена для создания необходимых жизненных условий в полете, а также в ава-рийной ситуации. Она состоит из бортового комплекса кислородного питания, кислородной системы катапультного кресла, бортового запаса газообразного кислорода, спецснаряжения летчика, системы вентиляции сна-ряжения, противоперегрузочного устройства.