Таблица характеристик истребителя Ми. Г-29 (С) • Тяговооруженность - взлетная - 1, 08 - боевая - 1, 52 • Maксимальная скорость, км/ч - на высоте – 2450 - у земли - 1500 • Макс. число М горизонтального полёта - 2, 3 • Maксимальная скороподъемность, м/с - у земли - 325 - на высоте H=1 км, М=0, 9, 100% топлива - 252 • Maксимальная перегрузка ny=9 • Maксимальная дальность, км - без ПТБ - 1500 - с 1 -м ПТБ (с 3 -мя ПТБ) - 2100 (2900) • Практический потолок, м - 18000 • Посадочная скорость, км/ч 240… 260 • Скорость отрыва, км/ч - 260… 280 • Длина пробега, м - 600… 700 • Длина разбега на режиме ПФ, (М), м- нормальная взлетная - 15300 - максимальная - 18480 (19700) • Maкс. масса вооружения, кг - 4000 • Полная длина самолета, мм 17320 • Высота, мм - 4730
Летно-технические характеристики вертолёта Ми-8 Т Вертолёт Ми-8 Т предназначен для перевозки грузов в грузовой кабине и на внешней подвеске, пассажиров, раненых, осуществления десантирования и поисково-спасательных работ. Вертолёт одновинтовой схемы, несущий винт (НВ) - пятилопастной, Dнв = 21, 3 м, частота вращения n= 192 об/мин. Компенсация реактивного момента осуществляется с помощью трёхлопастного рулевого винта, Dрв=3, 9 м. Шасси трёхопорное с носовой вспомогательной опорой, неубирающееся. • • • Экипаж - 3 чел; максимальная скорость, км/ч – 250; крейсерская скорость, км/ч – 225; максимальная высота полета, м – 4500; дальность полета в транспортном варианте, км – 460; дальность полета с 28 пассажирами (резерв топлива на 20 мин. полета), км – 500; нормальный взлетный вес, кгс – 11100; максимальный взлетный вес при вертикальном взлете, кгс – 12000; максимальная коммерческая загрузка, кгс – 4000; вес груза на внешней подвеске, кгс – 3000; вес заправляемого топлива во внутренних баках, кгс – 1450.
Тема № 2 «Основные сведения о конструкции, принципе работы и правилах эксплуатации изучаемых воздушных судов, их силовых установок и систем» Занятие № 2 «Планер самолета, фюзеляж вертолёта» Учебные вопросы: 1. 2. 3. 4. Назначение, компоновка и особенности конструктивного исполнения планера самолёта Ми. Г-29 и фюзеляжа вертолёта Ми-8. Особенности эксплуатации планера самолёта и фюзеляжа вертолёта. Назначение, размещение, особенности конструктивного исполнения и эксплуатации взлётно-посадочных устройств самолёта и вертолёта. Назначение, принципиальная схема и работа систем управления самолётом и вертолётом.
Планер ВС предназначен для создания аэродинамических сил и моментов, необходимых для осуществления полета, а также образует • защищенные внутренние объемы для размещения • экипажа, оборудования, • вооружения, силовой установки, топлива и т. д. На планере замыкаются все действующие на самолет нагрузки. Аэродинамическая компоновка – это выбор форм и размеров частей ВС и их взаимного расположения, удовлетворяющий заданным тактикотехническим требованиям (ТТТ) и обеспечивающий потребные аэродинамические характеристики ВС. Самолет Ми. Г-29 - моноплан интегральной схемы с наплывами, с трапециевидным механизированным крылом, двухкилевым вертикальном и цельноповоротным горизонтальном оперении. Состав планера: фюзеляж (корпус); две консоли крыла; вертикальное и горизонтальное оперение. Фюзеляж или корпус – профилированный по длине и размаху центроплан. Головная часть фюзеляжа (ГЧФ) - конус, отклоненный вниз на 7, 5°. Впереди ГЧФ - штанга приемника воздушного давления (ПВД). Сверху ГЧФ расположен фонарь кабины каплевидной формы. Вдоль ГЧФ по бокам расположены стреловидные наплывы с Χ=73, 5°. Центральная часть фюзеляжа (ЦЧФ) – профилированное несущее тело. В ЦЧФ расположены топливные баки. Хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) совместно с капотами образует отсеки для размещения силовой установки. Сзади ХЧФ расположен контейнер с тормозным парашютом и тормозные щитки. К фюзеляжу крепится крыло, стабилизатор, кили, шасси, силовая установка.
• Крыло стреловидное с углом стреловидности 42° по передней кромке. Взлётно-посадочная механизация крыла: – вдоль передних кромок консолей крыла – по три секции отклоняемых носков; – вдоль задней кромки в корневой части консолей крыла – по одному однощелевому закрылку. Для поперечного управления самолетом на каждой консоли крыла по одному элерону. На нижней поверхности крыла по три узла внешних подвесок вооружения и ПТБ. • Оперение самолета (ГО и ВО) стреловидное, установлено на ХЧФ, предназначено для обеспечения устойчивости и управляемости самолета в продольном, поперечном и путевом направлениях. Горизонтальное оперение - цельноповоротный управляемый стабилизатор, состоящий из левой и правой половин, которые могут отклоняться синхронно для управления по тангажу и дифференциально для управления по крену. Вертикальное оперение - двухкилевое, для обеспечения путевой устойчивости. На килях установлено по одному рулю направления для путевого управления.
• • • Основные силовые элементы фюзеляжа: лонжероны; шпангоуты; диафрагмы; обшивка. Основные силовые элементы крыла, оперения: лонжероны; стенки; нервюры; диафрагмы; обшивка.
• Воздухозаборники подфюзеляжные регулируемые. Передние панели могут полностью перекрывать осевые входы в воздухозаборник. В этом случае воздух подается к двигателям через верхний вход, расположенные на верхней поверхности наплыва.
Конструктивная компоновка 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. Носовой отсек оборудования. Герметичная кабина. Закабинный отсек оборудования. Наплывы. Баковый отсек (№ 1, 2, 3, 3 а). Крыльевые баки – отсеки. Отсек коробки самолетных агрегатов (КСА). 8. Отсек для электрооборудования двигателей. 9. Отсеки двигателей. 10. Отсек тормозного парашюта.
Фюзеляж вертолёта Фюзеляж вертолета предназначен для размещения экипажа, оборудования, силовой установки, вооружения, полезной нагрузки, а также крепления частей и агрегатов систем вертолета
Основные части фюзеляжа Хвостовая балка обеспечивает вынос РВ за пределы НВ задняя часть • Центральная часть фюзеляжа – грузовая кабина, для создания • Носовая часть компенсирующего МВ НВ. экипажа, форму усеченного путевого момента, фюзеляжа – кабина ХБ имеет где размещены которой имеет грузовые створки. Р верхней части расположена сиденья летчиков, борттехника, органы управления расположен надстройка часть фюзеляжа; болтами. В заднейглавного ХБредуктора и • Носовая для размещения двигателей, конуса и крепится к ЦЧФ части оборудования, и частьприборные переходит в ХБ. На левом борту вертолетом которая плавно доски, этажерки с радио и • Центральная СУ, фюзеляжа; стабилизатор. расположена сдвижная дверь для входа и выхода экипажа и пассажиров. электрооборудованием, аккумуляторные батареи. в ПВ НВ для • Хвостовая балка; амортизаторы и подкосы ПОШ и ООШ, ПТБ, фермы Концевая балка служит для выноса оси вращения РВ Снаружи ф. крепятся • Концевая балка. обеспечения путевого и поперечного равновесия. установок вооружения.
Условия работы планера: • значительные знакопеременные нагрузки, вибрация; • влажность и химическая активность среды; • значительные колебания температуры; • возможность соударения с посторонними предметами и абразивными частицами; • использование планера ИТС при техническом обслуживании; • использование планера для опоры стремянок; • большая уязвимая площадь.
Основные неисправности планера: • • • остаточные деформации; усталостные трещины; разрушение элементов конструкции; глубокие царапины, забоины, надиры; абразивный износ обшивки (особенно на носках); срезы и ослабления головок заклёпок, винтов и болтов; • коррозия; • повреждение ЛКП; • боевые повреждения.
Мероприятия по предупреждению неисправностей: Конструктивно-технологические: • отсутствие замкнутых невентилируемых отсеков; • отверстия для слива конденсата; • нанесение защитных и ЛКП; • нанесение надписей (осторожно соты). Эксплуатационные: • визуальный контроль за состоянием планера; • очистка аэродрома; • перемещение ИТС по планеру в мягкой обуви; • наличие мягких накладок на стремянках; • хранение самолёта, вертолёта под чехлами.
Вопрос 3 «Назначение, размещение, особенности конструктивного исполнения и эксплуатации взлётно-посадочных устройств (ВПУ) самолёта и вертолёта» ВПУ предназначены для взлета, посадки и движения ВС по аэродрому. Состав ВПУ самолёта Ми. Г-29: • шасси; • парашютно-тормозная установка (ПТУ); • взлётно-посадочная механизация крыла (закрылки и отклоняемые носки).
Шасси обеспечивает пробег, разбег, руление и стоянку ВС. Шасси самолета Ми. Г-29 трехопорной схемы с носовой вспомогательной опорой. ООШ убираются вперед по полету, а ПОШ назад в негерметичные отсеки планера, которые закрываются створками. Состав опоры шасси: • амортизационная стойка с жидкостно-газовым амортизатором; • опорный элемент (тормозное колесо); • механизм уборки-выпуска (гидроцилиндр-подкос); • замки убранного и выпущенного положения стойки; • створки ниши шасси. На амортизационной стойке ПОШ установлен рулёжнодемпфирующий механизм (РДМ), служащий для управления движением самолета на земле путём поворота колёс ПОШ с помощью педалей. Поворот колёс ПОШ осуществляется двумя гидроцилиндрами. РДМ имеет два рабочих режима: взлетно-посадочный ( 8 ) и рулежный ( 31 ).
• Парашютно-тормозная установка предназначена для сокращения длины пробега самолета после посадки примерно в 2 раза. Расположена в хвостовой части фюзеляжа между двигателями. • Закрылки и отклоняемые носки крыла предназначены для уменьшения скоростей отрыва и посадки за счет улучшения взлётно-посадочных характеристик самолета. Отклоняемые носки расположены на передней части консоли крыла, состоят из трёх секций и управляются гидроцилиндрами. Закрылок расположен вдоль задней кромки корневой части крыла. Для повышения эффективности работы закрылков при их выпуске образуется щель для обдува верхней поверхности закрылка.
Особенности ВПУ вертолета: Кроме шасси имеется хвостовая опора, предназначенная для предохранения рулевого винта хвостовой балки от повреждения при грубой посадке. Особенности эксплуатации шасси При осмотрах обращается внимание на: • отсутствие подтекания жидкости АМГ-10 (амортизатор, гидроцилиндр-подкос, РДМ, трубопроводы); • зарядку амортизаторов (по выходу штоков); • проверку давления воздуха в пневматиках; • отсутствие повреждения пневматиков; • отсутствие трещин, вмятин, потертостей трубопроводов; • ослабление контровок. и
Вопрос 4 «Назначение, принципиальная схема и работа системы управления самолета и вертолета» Система управления предназначена для изменения пространственного положения ВС в полете. Система управления включает 3 канала управления: • продольный – по углу тангажа; • поперечный – по углу крена; • путевой – по углу рыскания.
Командные рычаги управления и соответствующие им органы управления: • ручка управления самолетом (РУС) через проводку управления и гидравлические приводы связана со стабилизатором и элеронами: – продольное отклонение (на себя-от себя) приводит к синхронному отклонению половин стабилизатора – изменение угла тангажа; – поперечное отклонение (вправо-влево) приводит к отклонению элеронов и при угле атаки менее 8, 7 дифференциальному отклонению половин стабилизатора - изменение угла крена. • педали через проводку управления и гидравлические приводы связаны с рулями направления. Отклонение педалей приводит к отклонению рулей направления и изменению углов скольжения и рыскания. На РУС с левой стороны расположен тормозной рычаг с гашеткой стартового торможения колес шасси.
Управление вертолетом • Управление вертолетом производится путем изменения сил и моментов, создаваемых НВ и РВ, и обеспечивается с помощью систем продольно-поперечного (от РУВ), путевого управления (от педалей) и объединенного управления общим шагом НВ и мощностью силовой установки (от РШГ). • Продольно-поперечное управление осуществляется от РУВ (РЦШ), которая механической проводкой через гидроусилитель связана с тарелкой автомата перекоса (АП). • Продольное отклонение РУВ (на себя - от себя) приводит к продольному отклонению (наклону) тарелки АП и циклическому изменению углов установки лопастей. Это приводит к циклическому изменению тяги лопастей НВ и продольному наклону оси конуса вращения НВ, а, соответственно, и вектора тяги НВ. При этом изменяются: - продольный момент и угол тангажа; - продольная составляющая силы тяги НВ и скорость полета. • Поперечное отклонение РУВ (вправо-влево) приводит к поперечному отклонению (наклону) тарелки АП и циклическому изменению углов установки лопастей. Это приводит к циклическому изменению тяги лопастей НВ и поперечному наклону оси конуса вращения НВ, а, соответственно, и вектора тяги НВ. При этом изменяется поперечный момент и угол крена.
Объединенное управление общим шагом НВ и мощностью силовой установки осуществляется от ручки «шаг-газ» (РШГ), которая механической проводкой через гидроусилитель связана с тарелкой автомата перекоса и насосами-регуляторами, управляющими подачей топлива в двигатели. При отклонении РШГ(вверх или вниз) одновременно изменяются общий шаг НВ и мощность силовой установки. Это приводит к изменению величины силы тяги НВ и высоты полета, приэтомчастотавращения. НВостается постоянной.
Путевое управление осуществляется от педалей, которые механической проводкой через гидроусилитель связаны с механизмом изменения общего шага РВ. Рулевой винт предназначен для уравновешивания реактивного момента несущего винта Мр. НВ , а также путевого равновесия и управления путём создания силы тяги ТРВ и ее момента относительно центра масс вертолёта.
Скачать презентацию Таблица характеристик истребителя Ми Г-29 С Тяговооруженность
1-2 осн.ppt