Перспективи ПС ЗСУ

КОРАБЕЛЬНИЙ ПІДВОДНО-ТЕХНІЧНИЙ КОМПЛЕКС З САМОХІДНИМ ПРИВ’ЯЗНИМ ПІДВОДНИМ АПАРАТОМ КНПА-58250

 

Спорядження БЧ

Бойові модулі

КБ «ЛУЧ» підтвердило заявлені характеристики чергової партії протитанкових ракет

Ан-132

 

Ан-178

 

УТС, УБС, легкий винищувач України

 






Учебный самолет создается как база семейства маневренных самолетов с экипажем в количестве двух человек и силовой установкой, оснащенной двумя двигателями ТРДД типа АИ-322. Дальнейшая модификация двигателя и применение системы поворота вектора тяги позволят улучшить летные характеристики проектируемого самолета. 1. Назначение самолета Самолет первоначальной подготовки летчиков предназначенный для: - вывозных полетов и демонстрационных полетов тех, кто обучается с инструктором; - обучения выполнению взлета и посадки; - полетов по маршруту и обучения приемам самолетовождения и навигации; - полета и посадки по приборам (под шторкой); - освоения техники пилотирования при выполнении типовых фигур пилотирования; - освоения элементарных видов маневрирования; - поддержания навыков техники пилотирования; - разведки малоскоростных низколетящих целей (самолеты, вертолеты); 2. Общие требования Самолет, его двигатели, оборудование и другие комплектующие изделия, а также эксплуатационная документация должны соответствовать современным нормам летной годности. Необходимо, чтобы средства наземного обслуживания и ремонта соответствовали настоящему ТЗ. Для самолета должны быть разработаны программы подготовки летного и инженерно-технического состава до завершения сертифицированных испытаний. В целях контроля над правильностью выдерживания заданных режимов полета и контроля техники пилотирования, оценки профессионального уровня пилотов, оценки технического состояния самолета, его оборудования и функциональных систем контроля условий эксплуатации в процессе выработки ресурса планера следует обеспечить обработку и анализ полетной информации с использованием наземной системы на базе персонального компьютера. Система должна включать в себя: - бортовой съемный носитель информации, получающий информацию от соответствующих самолетных датчиков сигналов; - персональную ЭВМ с принтером, устройство ввода и воспроизведения информации и специальное программное обеспечение. Самолет необходимо оснастить основной и резервной системами управления: - основная - электродистанционная система управления, работающая совместно с резервным механическим контуром управления; - резервная - с использованием только резервного механического контура управления. Учебный самолет следует оснастить современной радиолокационной системой и системой управления вооружением. 3. Ожидаемые условия эксплуатации Барометрическое давление - во всем диапазоне высот полета в соответствии с ГОСТ 4401-81. Температура наружного воздуха - изменение температуры по высоте в соответствии с ГОСТ 4401-81. При этом работоспособность самолета и его систем в указанном диапазоне температур должна сохраняться после пребывания самолета на земле при температуре до минус 60° С. Относительная влажность воздуха у земли - 98% при температуре наружного воздуха +40° С. Массовая плотность воздуха должна соответствовать диапазону температур наружного воздуха и барометрических давлений по международной стандартной атмосфере (ГОСТ 4401-81). Максимальные составляющие ветра при взлете и посадке на сухой бетонированной ВПП: - боковая составляющая - 12 м/с; - попутная составляющая - 5 м/с; - встречная составляющая - 30 м/с. Состав экипажа: инструктор, курсант. Тип ВВП - с искусственным покрытием и грунтовые, подготовленные в соответствии с действующим НАС ГА. Превышение аэродрома над уровнем моря - от минус 300 м до плюс 3000 м. Самолет предназначен для выполнения полетов: - по правилам визуальных полетов и полетов по приборам; - в простых и сложных метеоусловиях, в условиях обледенения; - днем и ночью; - над равнинной и горной поверхностью; - над водными пространствами с удалением от суши до 30 мин полета. Ресурсы и сроки службы: а) самолета (до списания): посадок - 15 000; летных часов - 20 000; срок службы - 20 лет; б) двигателя: полный назначенный - 2 500 ч; в) комплектующих изделий - как правило, должны соответствовать ресурсу самолета или иметь ресурс, кратный периодичности ремонтных форм. 4. Требования к летно-техническим характеристикам Масса целевой нагрузки - 3000 кг. Максимальная скорость полета - 930 км/ч Крейсерская скорость полета - 850 км/ч Крейсерская высота полета - 8000 м. Радиус действия - 740 км. Длина разбега - 500 м. Скороподъемность у земли - 100 м/с Максимальная перегрузка - +9д, -4д. Предлагается два варианта проекта учебного самолета: первый вариант - с крылом обратной стреловидности; второй - с крылом прямой стреловидности. Учебный самолет с крылом обратной стреловидности Общий вид и компоновочная схема УС выполнен по нормальной аэродинамической схеме. Нормальная аэродинамическая схема в наибольшей степени удовлетворяет комплексу требований, предъявляемых к пилотируемым летательным аппаратам по устойчивости, управляемости, безопасности полёта и другим летнотехническим характеристикам. Интегральная компоновка планера УС обеспечивает уменьшение аэродинамического сопротивления. Для обеспечения потребной продольной статической устойчивости и управляемости УС оснащен крылом обратной стреловидности (КОС). КОС обеспечивает повышение аэродинамических и летно-технических характеристик УС, среди которых: • маневренность на больших углах атаки; • взлетно-посадочные характеристики; • более простое обеспечение различных компоновочных решений, так как центроплан находится позади центра масс самолета. Стреловидное горизонтальное оперение (ГО) расположено в хвостовой части фюзеляжа. Вертикальное оперение (ВО) двухкилевое. Кили расположены под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, что позволяет вывести их из аэродинамической тени фюзеляжа на больших углах атаки. Для проектируемого летательного аппарата целесообразно применение трехопорной схемы шасси с носовой опорой. Такая схема шасси обеспечивает устойчивое движение самолёта по аэродрому; отсутствие воздействия струи газов, выходящих из двигателя, на поверхность аэродрома при стоянке и движении самолёта; возможность получения взлётного и посадочного положения самолёта без задевания элементами планера за поверхность аэродрома. Кроме того, выбранная схема шасси облегчает пилотирование самолёта на этапах взлёта и посадки, предотвращая капотирование самолёта, что наиболее актуально для учебного самолёта. Учебный самолёт предлагается оснастить двумя газотурбинными двигателями с достаточной тягой для данного типа летательного аппарата. Общий вид проектируемого самолета изображен на рис. 6, схема размещения нагрузки на внешних подвесках - на рис. 7. В процессе проектирования самолёта в качестве КСС фюзеляжа была выбрана балочно-стрингерная схема. Это самый легкий вариант из балочных КСС, обеспечивающий достаточную прочность и жесткость конструкции фюзеляжа при наименьших затратах массы. Поперечный силовой набор состоит из 28 шпангоутов, из них 13 - силовых. ГО имеет лонжеронное КСС и включает в себя стабилизатор и руль высоты. Стабилизатор выполнен по двухлонжеронной схеме. Лонжероны расположены на 25 и 65% хорд стабилизатора. Поперечный силовой набор стабилизатора состоит из девяти нервюр, пять из которых - силовые. ВО состоит из киля и руля направления. Киль стреловидный, двухлонжеронной конструкции. Передний лонжерон расположен на 20% хорд киля, задний - на 65%. Передний лонжерон крепится к шпангоуту №23 фюзеляжа, а задний - к шпангоуту №26. Поперечный силовой набор киля состоит из десяти нервюр, шесть из которых силовые. Схема шасси - трёхопорная с передней опорой. Трёхопорное шасси с передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке самолёта. В качестве конструктивно-силовой схемы крыла выбрана лонжеронная схема. Лонжероны расположены на 20, 42 и 65% хорд крыла. На каждой консоли крыла расположены четыре подвески для контейнеров с полезной нагрузкой. Из условий обеспечения потребной тяговооруженности выбран двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-322. Оснащение модифицированного АИ-322 поворотным соплом позволит увеличить маневренные характеристики УС. Двухвальный двухкаскадный двигатель АИ-322 (рис. 8) состоит из двухступенчатого осевого компрессора низкого давления, восьмиступенчатого компрессора высокого давления, кольцевой камеры сгорания с 16 форсунками, одноступенчатой охлаждаемой (статор) турбины высокого давления, одноступенчатой турбины низкого давления. Фрагмент чертежа конструктивно-силовой схемы показан на рис. 9, мастер- геометрия проектируемого самолета - на рис. 10. Учебный самолет с крылом прямой стреловидности Согласно представленной концепции была разработана схема учебного самолета с крылом прямой стреловидности, мастер-геометрия и фрагмент чертежа общего которого показаны на рис.11 и 12. Применение крыла прямой стреловидности позволит увеличить критические скорости дивергенции по сравнению с крылом обратной стреловидности. Уменьшение удельной нагрузки на крыло даст возможность повысить маневренность проектируемого самолета и улучшение его взлетно-посадочных характеристик. Сравнение полученных характеристик проектов учебных самолетов позволяет заключить, что применение крыла прямой стреловидности малого удлинения дает возможность увеличить максимальную скорость, максимальную высоту полета, маневренность, однако при этом ухудшаются взлетно-посадочные характеристики. Выводы Разработан проект дозвукового реактивного учебного самолета. На основе анализа схем самолетов-прототипов выбрана классическая схема с горизонтальным оперением, расположенным позади крыла, двухкилевым вертикальным оперением и убирающимся трехопорным шасси с носовой стойкой. Назначены современные тактико-технические требования. Для вариантов учебного самолета с крылом прямой и обратной стреловидности рассчитана взлетная масса в трех приближениях. По рассчитанным геометрическим параметрам разработаны общие виды самолетов и мастер-геометрия. В результате сравнения двух вариантов проекта учебного самолета, для удовлетворения заданных тактико-технических требований, следует выбрать самолет с крылом прямой стреловидности малого удлинения. alex999(с)