Особенности конструктивного выполнения самолета Су-27,Су-35

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.

Конструктивно крыло состоит из центроплана и объемных консолей.

В консолях оборудованы топливные баки-отсеки. На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов (в том числе на торце крыла) для подвески вооружения.

В центроплане выполнены ниши для уборки главных опор шасси и узлы их крепления.

В наплывах крыла размещено РЭО, а в правом наплыве - установлена одноствольная скорострельная автоматическая пушка. В нем выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали.

Механизация крылапредставленафлаперонами, площадью 4,9кв.м, которые отклоняясь выполняют функции закрылков и элеронов (углы отклонения – 35…20 град.), и двухсекционным поворотным носком (адаптивный предкрылок) площадью 4.6 кв.м. (30 град.). Выпуск флаперонов и отклонение носка производится на взлетно-посадочных режимах и при маневрировании с приборными скоростями до 860км/ч.

Горизонтальное оперение - дифференциально отклоняемый стабилизатор, управление которым осуществляется с помощью электродистанционной системы управления (ЭДСУ). Размещено за крылом на хвостовых силовых балках по внешним сторонам мотогондол, имеет прямую ось вращения. Консоли ГО трапециевидной формы, угол стреловидности по передней кромке 45 град., размах 9,8м, площадь 12,2 кв.м., углы отклонения от +15 до -20 град., "ножницы" при дифференциальном отклонении консолей для управления креном составляют 10 град.

Вертикальное оперение двухкилевое с рулями направления. Кили размещены на внешней стороне хвостовых балок. Площадь 15.4 кв.м., углы отклонения рулей 25 град, в каждую сторону. Угол стреловидности килей по передней кромке 40 град. В верхней части килей и по их передней кромке под радиопрозрачными обтекателями размещены антенны радиотехнических устройств.

Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости установлены фальшкили (подбалочные гребни) площадью 2,5кв.м. со стреловидностью 38 град. по передней кромке.

Шасси трёхопорное, основные стойки имеют по одному пневматику, носовая стойка - два пневматика меньшего размера. Шасси убираются вперед по полету: носовая стойка убирается в отсек под кабиной, а основные стойки - в центроплан крыла с разворотом колес. Управляемая передняя опора оснащена грязезащитным щитком.

Воздухозаборники силовой установки прямоугольные, регулируемые, размещенные под наплывами крыла и оснащенные сетками, которые отклоняются, для защиты от попадания в двигатели посторонних предметов. Они обеспечивают устойчивую работу двигателей на любых углах атаки, во всем диапазоне скоростей полета. Расположение поверхности торможения воздухозаборников горизонтальное. Для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборники клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель, для слива ІІС. Отсос ПС осуществляется также через перфорацию на третьей ступени клина. Механизация воздухозаборника - подвижные панели регулированного клина и створки подпитки на нижней поверхности. Регулируемый клин состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.

Силовая установка самолета состоит из двух ТРДДФ АЛ-31Ф (2* 12 500 кгс) разработки НПО "Сатурн" им. А.М. Люльки. Двигатели размещены в разнесенных гондолах, выполненных по схеме полумонокок. Двигатель АЛ-31Ф модульной конструкции, состоит из 14 блоков.

Поиск по сайту: