Моделирование движения самолёта класса тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа Су-33 в продольном и боковом канале

Содержание.

1.  Описание объекта исследования

2.  Описание особенности взлёта самолёта с трамплина

3.  Отказ двигателя

4.  Моделирование в системе САПР «Динамика»

1.Объект исследования.

     Проектируемый самолет относится к классу тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа  Су-33, основной задачей которых является завоевание воздушного превосходства. Для выполнения этой задачи самолет должен обладать высокими маневренными и скоростными характеристиками, нести мощное вооружение,

осуществлять взлёт с палубы и посадку на палубу корабля. 

ТТХ самолета-прототипа

(учебно-боевой палубный истребитель Су-27КУБ ОКБ им П.О.Сухого).

Нормальный взлетный вес G, [кг]	25000
Максимальный взлетный вес GMAX, [кг]	38800
Число двигателей	2
Тяга двигателей на старте Р0 без форсажа (с форсажем), [кг]	15540 (25600)
Стартовая тяговооруженность   без форсажа                     (с форсажем)	0,6216 (1,024)
Площадь крыла S, [м2]	71,4
Размах крыла l, [м]	15,9
Длина самолета (со штангой ПВД), [м]	21,2
Высота самолета, [м]	5,7
Угол стреловидности крыла по передней кромке cПК, [градус]	42
Масса пустого самолета, [кг]	18500
Масса топлива во внутренних баках, [кг]	9400
Максимальное число М полета на высоте Н»0 и Н≥11 км	1,2 2,0
Практическая дальность полета L, [км]	3200
Практический потолок HПР, [м]	17000
Длина разбега при взлёте с трамплина, [м]	105
Длина пробега при посадке на аэрофинишёр, [м]	90
Вооружение (УР – управляемые ракеты; НУРС - неуправляемые реактивные снаряды)	Автоматическая пушка типа ГШ-301 (30 мм, 250 патронов); до 12 УР класса “воздух—воздух”, в том числе ракеты увеличенной дальности типа     Р-27ЭР и Р-27ЭТ; УР средней дальности типа Р-27Р и Р-27Т, а также малой типа Р-73.

  Самолёт выполнен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением, со среднерасположенным свободнонесущим трапецевидным крылом небольшого удлинения, оснащенным развитыми наплывами и плавно сопрягающимся с фюзеляжем;

-  механизация крыла включает закрылки, флапероны, элероны и адаптивные поворотные носки;

-  стабилизатор цельноповоротный, дифференциальный, с прямой осью вращения;

-   шасси трехопорное с телескопическими стойками основных и передней опор;

-  передняя опора управляемая с двумя тормозными колёсами;

-  для обеспечения посадки на корабельный аэрофинишёр самолёт оборудован выпускаемым при посадке тормозным гаком;

-  кресла лётчиков в кабине расположены по схеме “рядом”, это обеспечивает хорошее взаимодействие летчиков в полете, возможность их непосредственного контакта между собой. Кроме того, оптическая система захода на посадку на палубу авианосца (как у нас, так и у американцев) накладывает жесткие ограничения на положение глаз летчика при нахождении самолета на глиссаде. Однако при тандемном размещении экипажа пилот в задней кабине помещен несколько выше переднего летчика, что затрудняет использование оптической посадочной системы;

-  для уменьшения габаритов самолёта предусмотрено складывание консолей крыла.

Самолет оснащен двумя ТРДДФ типа АЛ-31Ф с системой управления вектором тяги, расположенными в отдельных гондолах, установленных под несущим корпусом на расстоянии друг от друга, исключающем их взаимное влияние.

Основные характеристики двигателя АЛ-31Ф.

Стартовая тяга двигателя без форсажа (с форсажем) P0, кг	7770 (12800)
Стартовый удельный расход топлива без форсажа (с форсажем) , [кг/(кг×ч)]	0,75 1,92
Степень двухконтурности m	0,59
Степень повышения давления воздуха за компрессором	23
Температура газов перед турбиной , [К]	1665
Стартовый секундный расход воздуха через двигателей тВ0, [кг/с]	110
Удельный расход топлива в крейсерском полете , [кг/(кг×ч)]	0,82
Длина двигателя LДВ, [м]	4,95
Максимальный диаметр двигателя DДВ, [м]	1,18
Диаметр входа DВХ, [м]	0,905
Масса двигателя тДВ, [кг]	1530
Удельный вес двигателя g	0,122

Изображение внешнего вида проектируемого самолёта представлено на страницах 4,5.