Материал: Анализ гидравлических систем управления элеронами и передней опоры шасси на самолете Ту-154

ВВЕДЕНИЕ

Авиационная промышленность является одним из важнейших показателей развития и обороноспособности государства. Это приводит к постоянной необходимости развития авиационной техники, к созданию летательных аппаратов (ЛА) самых различных назначений и классов. Современный этап создания ЛА характерен прежде всего тем, что разрабатываются совершенно новые ЛА, практически без аналогов, что требует значительных затрат времени, материалов и финансов. На данный момент на современных ЛА основными источниками энергии являются гидравлические системы. Из различных видов вспомогательных силовых систем наибольшее распространение на Л.А. получили электрические и объёмные гидравлические системы. Область применения этих систем чётко разграничены: гидравлические системы в основном используются как силовые устройства и приводы (по аналогии с человеком - «мышечная система), а электрические - как командные устройства («нервная система). Гидравлические агрегаты и устройства применяются на современных Л.А. настолько широко, что многие из этих аппаратов буквально ими насыщены.Сравнения гидравлических, электромеханических и газовых систем ЛА по основным техническим показателям позволяет сделать вывод о том, что в настоящее время и в ближайшем будущем основными энергетическими системами (для механизации и автоматизации процессов управления) на ЛА будут оставаться гидравлические системы, комплектуемые с устройствами управления, а так же с электрическими или пневматическими аварийными системами.

В данной работе рассматривается назначение и особенности конструкции ЛА, состав, структура, назначение и принцип действия его гидросистемы; проектируется и разрабатывается конструкция гидросистемы на примере самолета Ту-154.

ОПИСАНИЕ НОСИТЕЛЯ

НАЗНАЧЕНИЕ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ

ТУ-154 - среднемагистральный самолет, эксплуатирующийся на авиалиниях протяженностью до 5000 км. По конструктивной схеме самолет представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низко расположенным стреловидным крылом, однокилевым Т-образным оперением и трехопорным шасси. Конструктивные и технологические особенности позволяют эксплуатацию самолета (взлет-посадка) в условиях, которые с одной стороны, ограничены минимальной температурой арктических условий (t = -50C; Н = 0) и максимальной (t = +37C; Н = 0) с другой стороны. Характеристики самолета удовлетворяют требованиям АП-25 гражданских самолетов и наиболее жестким американским стандартам FAR. По уровню летных характеристик ТУ-154 относится к группе самолетов, у которых при отказе одного двигателя в любой момент при разбеге обеспечивается возможность безотказного прекращения или продолжения взлета. Кроме того, безопасность полета обеспечивается вследствие высокой прочности и живучести конструкции,многократного резервирования основных систем самолета и надежной работы двигателей, сохранения нормального кондиционирования при взлете, наборе высоты и полете с одним неработающим двигателем, использование реверса тяги боковых двигателей при прекращении взлета, и т.д.

Новейший пилотажно-навигационный комплекс, использование бортовых электронно-вычислительных машин и метеолокатора, применение автоматики значительно облегчают работу экипажа (два пилота и бортинженер) и позволяют совершать полеты днем и ночью, в простых и сложных метеорологических условиях.

Также особенностью конструкции самолета является установка на нем двигателей в хвостовой части фюзеляжа: два - по бокам фюзеляжа, а один внутри фюзеляжа, что имеет ряд преимуществ:

- снижение уровня шума и вибраций в пассажирских салонах;

- улучшение аэродинамики крыла;

- облегчение технического обслуживания силовых установок.

Воздухозаборник среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа.

Большая энерговооруженность, мощная механизация крыла и надежные тормоза обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета.

Особое внимание уделено эффективности и надежности управления. Система рулевого управления самолетом полностью механизирована и имеет по всем трем каналам управления самолета необходимые гидравлические рулевые приводы. Надежность функционирования системы рулевого управления обеспечена ее двухкратным резервированием, надежностью элементов и гидропитанием от трех гидросистем. Все рули приводятся в действие трехкамерными рулевыми приводами, каждая камера рулевого привода независима и получает питание от отдельной гидросистемы. Основная система электроснабжения получает питание от трех генераторов переменного тока мощностью 40 кВт каждый. В случае отказа основной электросистемы предусмотрена возможность питание борта от вспомогательной силовой установки, имеющей источники переменного и постоянного тока.

Пассажиры на самолете размещаются в общей герметической кабине, разделенной буфетом и кухней на два салона, в которых поддерживается нормальная температура и давление с перепадом относительно атмосферного давления, равным 0,63 кгс/см2. Салоны радиофицированы для передачи объявлений, информации о полете.

Фюзеляж представляет собой полумонокок круглого сечения диаметром 3.8 м, состоит из трех основных частей: носовой, средней и хвостовой. Носовая и средняя части фюзеляжа представляют собой единую герметическую кабину, в которой размещаются экипаж, пассажиры и багажные помещения (под полом пассажирских салонов) и технические отсеки для размещения оборудования. Хвостовая часть фюзеляжа - негерметичная, в ней размещены: технический отсек, отсек гидравлического оборудования, вспомогательная силовая установка и средний двигатель с каналом. Фюзеляж - клепаной конструкции, изготовлен из продольного (стрингеров) и поперечного (шпангоутов) наборов и обшивки, имеет две входные двери, одну служебную дверь и семь аварийных выходов, из которых три аварийных выхода - у 20 и 61 шпангоутов и четыре аварийных выхода на крыло.

Крыло состоит из трех частей центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК). Конструктивно крыло представляет собой трехлонжеронную кессонную конструкцию, состоящую из верхней и нижней клепаных панелей, трех лонжеронов балочного типа и съемного носка. В качестве поперечных элементов использованы нервюры балочного типа. Внутренние объемы крыла (кессоны) используются для размещения топлива. В крыле размещены шесть кессон - баков: четыре в центроплане (один из них - расходный) и два в ОЧК. Крыло оснащено мощной механизацией. На крыле установлены элероны, предкрылки, трехщелевые закрылки, по четыре секции интерцепторов и две гондолы для уборки главных ног шасси.

Хвостовое оперение состоит из вертикального оперения и горизонтального, закрепленного на верхней части киля. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль с помощью неразъемного технологического стыка прикреплен к хвостовой части фюзеляжа. Горизонтальное оперение состоит из стабилизаторов и руля высоты. Стабилизатор - кессонного типа, переставной в полете, с диапазоном углов отклонения от 0° до -5,5° по указателю. Киль кессонного типа и стабилизатор конструктивно выполнены из клепаных панелей и трех лонжеронов, скрепленных между собой заклепками и болтами. Руль высоты, руль направления состоят из сотовых панелей.

Планер самолёта имеет ряд разъёмов, по которым делится на отдельные части. Разъёмы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройки самолёта и позволяют широко применять более совершенные технологические процессы. В конструкции планера применены обычные материалы: дюралюминиевые сплавы, легированные стали, титан и другие. Для достижения минимального веса планера применены конструктивные элементы переменного сечения, получаемые методом программного фрезерования и химического травления, а так же широко использованы штампованные и прессованные элементы, позволяющие рационально распределить материал по конструкции. Конструкция агрегатов планера выполнена с учетом обеспечения повышенной живучести и получения полного срока службы планера 30 000 часов полета.

Шасси убирается назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя нога - в нишу передней части фюзеляжа.

Управление: Продольное управление по тангажу на самолете ТУ-154 осуществляется при помощи перестановок стабилизатора и руля высоты. Система управления стабилизатором - электромеханическая, дублированная, с дистанционным управлением. Изменять угол установки стабилизатора в полете разрешается на скорости полета по прибору не более 425 км/час. Стабилизатор устанавливается на угол :

1 0° по указателю на всех режимах полета, кроме взлета и посадки;

2 От 0° до -3° по указателю в зависимости от центровки при взлете и посадке при закрылках, выпущенных на 28°;

3 От 0° до -5,5° по указателю в зависимости от центровки и при посадке с закрылками, выпущенными на 45°.

Поперечное управление производится элеронами и элерон - интерцепторами. Элероны отклоняются с помощью необратимых рулевых приводов. Путевое управление обеспечивается рулем направления. Руль направления отклоняется с помощью необратимого рулевого привода (один трехканальный рулевой привод).

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

1. Данные по высоте полета:

Потолок…………………………………………………….……….11000 м

2. Данные по массе:

Максимальная рулежная масса……………………….. ………100500 кг

Максимальная взлетная масса………………………… ………100000 кг

Посадочная масса……………………………………………. …....80000 кг

Максимальная масса без топлива…………………………………74000 кг

Максимальная масса заправленного топлива………………… 39750 кг

Коммерческая нагрузка……………………………………. ……..18000 кг

3. Данные по экипажу, обслуживающему персоналу и пассажирам:

Количество пассажиров……………………………………. ……..164 чел.

Экипаж……………………………………………………………… 3 чел.

Обслуживающий персонал (бортпроводники)…………………… 4 чел.

Предусмотрены дополнительные места для нештатного члена экипажа и лоцмана.

4. Геометрические параметры:

Планер:

длина………………………………………………………………….48 м

размах……………………………………………………………....37,55 м

высота…………………………………………………………………11,4 м

Фюзеляж:

длина………………………………………..................................41,8565 м

максимальный диаметр ………………………...…………………. 3,8 м

удлинение………………………………...................................0,011014 м

миддель……………………………………………………………...11,4 м2

Вертикальное оперение:

размах……………………………………………………………….5,65 м

угол стреловидности……………………………………………….45°

плечо вертикального оперения …………………………………...13,454 м

угол отклонения руля направления……………………………….25°

площадь полная …………………………………………………31,725 м2

площадь киля……………………………………………………. 24,255 м2

площадь руля направления……………………………………...7,535 м2

5. Горизонтальное оперение:

Площадь горизонтального оперения …………………………..40,55 м2

Площадь стабилизатора (без рулей высоты) …………………….32,09 м2

Площадь рулей высоты………………………………................2Ч4.23 м2

Стреловидность горизонтального оперения …………………….40°

Размах горизонтального оперения………………………………..13,4 м

6. Крыло:

Площадь крыла:

без наплыва……………………………………………………….180,01 м2

с наплывом………………………….…………………………….201,45 м2

Поперечное V крыла ……………………………………..……...-1°10Р

Средняя аэродинамическая хорда крыла………………………..5, 285 м

Угол установки крыла…….……………………………………...+3°

Угол отклонения предкрылков……………………………………18,5°

7. Шасси:

Ширина колеи……………………………………………………..11,5 м