Особенности конструктивного выполнения самолета Су-27

2.

СУ-27 - одноместный двухдвигательный самолет создавался для завоевания и удержания превосходства в воздухе со способностью вести как далекий ракетный перехват воздушных целей, так, и высокоманевренный ближний воздушный бой. Этот самолет ставился в противовес разработанному в США фирмой Макдоннел-Дуглас, F-15 "EAGLE". Исследование по созданию СУ-27 были начаты в ОКБ П.О.Сухого в 1969 году. Пробный самолет Т-10 С-1, что является прототипом истребителя, был впервые поднят в воздух 20 апреля 1981 года. В 1982 году истребитель СУ-27 был запушен в серийное производство в г. Комсомольске-на-Амуре.

Су-27 представляет собой одноместный двухдвигательный среднеплан с двухкилевым хвостовым оперением. Самолет имеет интегральную аэродинамическую компоновку, при которой крыло плавно переходит в фюзеляж, образуя единую несущую конструкцию. Конструкция цельнометаллическая с широким применением титановых сплавов. Конструкция самолета есть базовой, на основе которой разрабатывается целое семейство боевых самолетов разного назначения.

Фюзеляж самолета интегрально соединяется с крылом. Выполнен по конструктивно-силовой схеме - полумонокок с круговым поперечным сечением, который резко уменьшается за кабиной летчика.

Носовая часть фюзеляжа отклонена вниз, в ней располагаются РЛС и оптико-электронная прицельная система, кабина летчика, подкабинные отсеки оборудования, в которых размещены блоки радиолокационной и оптикоэлектронной прицельных систем, ниша уборки передней опоры шасси, закабинный отсек, в нем размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом для пушки.

Кабина герметичная, фонарь двухсекционный, состоит из неподвижного козырька и открываемой назад верхней части. Рабочее место летчика оборудовано катапультным креслом К-36ДМ, обеспечивающим аварийное покидание самолета в диапазонах скоростей от 0 до 1400 км/час, высот от 0 до практического потолка самолета. В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД), а по бортам фюзеляжа в задней части кабины - аварийные (дублирующие) ПВД.

В средней части фюзеляжа (СЧФ) размещены основные топливные баки-отсеки. Под фюзеляжем по оси симметрии между мотогондолами тандемно установлены узлы для подвески двух ракет "В-В". На верхней поверхности фюзеляжа находится отклоняемый с помощью гидропривода тормозной щиток большой площади (2,6 кв.м.). Угол отклонения щитка (вверх) 54 град. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000км/ч.

Хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) состоит из двух отсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки. В верхней части гондол находятся эксплуатационные люки для доступа к выносным коробкам приводов и основным агрегатам двигателей. Последние два силовых шпангоута гондол размыкаются для снятия двигателей при их замене по схеме вниз. Центральная балка содержит в себе центральный отсек самолетного оборудования, задний топливный бак, законцовку с контейнером тормозного парашюта и боковые ласты. Хвостовые балкислужат платформой для установки хвостового оперения и в них установлены бустеры стабилизатора.

Крыло среднерасположенное, трехлонжеронное кессонной конструкции, трапециевидной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке 42°. На торцах крыла установлены пилоны АПУ, которые одновременно выполняют функции противофлаттерных грузов.

Удлиненные корневые наплывы крыла предназначены:

1- для компенсации сдвига назад аэродинамического фокуса при переходе на сверхзвук;

2- для создания вихрей, на больших углах атаки с целью поддержания высокой энергии пограничного слоя.

При малых скоростях полета работает основная поверхность. Дополнительная передняя часть (наплыв) малого удлинения и большой стреловидности на таких режимах практически не создает подъемной силы. Только на больших (сверхзвуковых) скоростях ее эффективность резко возрастает, и возникающая на ней подъемная сила компенсирует сдвиг назад центра давления основной части крыла. Главный источник аэродинамических ограничений - срыв потока, который обтекает крыло. Одним из методов, которые позволяют контролировать процесс отрыва, является крыло с изменяемой стреловидностью по передней кромке (наплывом), что характеризуется образованием занавеса вихрей большой энергии, которая определяет его аэродинамические свойства. Работу крыла с наплывом можно описать таким образом: стремительный поток вихрей высокой энергии, который сходит с передней кромки крыла, расположенной возле фюзеляжа, ограничивает область отрыва на верхней поверхности крыла, которая расширяется с увеличением угла атаки. Вихревой поток вызывает также образование больших областей низкого давления (вдоль оси вихрей) и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха. Благодаря этому крыло с наплывом при больших углах атаки отличается от обычного крыла большим коэффициентом подъемной силы и меньшим коэффициентом сопротивления, т.е. оно обеспечивает более высокое аэродинамическое качество при выполнении маневров.

Управление вихрем позволяет:

- использовать крыло меньшего удлинения и меньшей площади;

- улучшает управляемость благодаря повышению устойчивости на больших углах атаки.

Дата добавления: 2014-11-29