Конструктивная проработка руля направления самолёта-истребителя Су-35

Введение

К самолётным конструкциям предъявляются такие требования, как высокая прочность при минимальной массе, надёжность и долговечность, достаточная жёсткость, производственная и эксплуатационная технологичность.

Бурное развитие авиационной науки и техники приводит к появлению новых материалов, новых технологических решений, позволяющих создавать принципиально новые конструкции, однако фундаментальные методические положения проектирования остаются неизменными.

Одним из важнейших факторов, влияющих на все лётно-технические характеристики самолёта, является его масса. Поэтому конструктор должен всегда стремиться к созданию конструкции с минимальной массой (если это не противоречит другим требованиям, предъявляемым к самолёту, таким как надёжность, технологичность, минимальная стоимость и так далее).

Технологичность, наряду с массовыми, аэродинамическими и другими характеристиками, так же является одним из важнейших показателей совершенства конструкции.

Снижение массы конструкции позволяет увеличить дальность полёта летательного аппарата, но и открывает дополнительные возможности самолёта по увеличению массы полезной нагрузки, которая может, является как вооружением, таки дополнительным радиоэлектронным оборудованием. К полезной нагрузке у военных самолётов относится боевая нагрузка, а у гражданских самолётов – коммерческая нагрузка.

Кроме того, меньшая масса повышает тяговооружённость самолёта (при неизменной силовой установке и снижает удельную нагрузку на крыло), что благоприятно влияет на маневренные характеристики самолёта.

В данном курсовом проекте мы рассмотрим руль направления самолёта Су-35. Су-35-российский, реактивный, сверх манёвренный, многоцелевой истребитель поколения 4++, разработанный в ОКБ Сухого, является глубокой модернизацией платформы Т-10С. Модификация для ВВС России обозначается как Су-35С.

Он не имеет переднего горизонтального оперения и тормозного щитка. Торможение при посадке осуществляется отклонением рулей направления в разные стороны.

Лётно-технические характеристики самолёта:

- Длина…………………………………………………………………………………………………………………………………..………………..........…..22,18м

- Размах крыла……………………………………………………………..…………………………………………………………….………..………..…14,75м

- Высота…………………………………………………………………………………………………………………………………………..…….……….…….6,43м

- Максимальная взлётная масса……………………………………………………………………………..……………..…………..34500кг

- Масса пустого самолёта……………………………………………………………………………………………………….…..……....19000кг

- Масса топлива…………………………………………………………..…………………………………………………………..…………….…….11500кг

- Дальность полёта…………………………………………..…………………………………………………………………..………..………….4500км

- Двигатель………………………………..……………………………………………………………………………………………………….……..АЛ-41Ф1С

- Тяга……………………………………………..………………………………………………………………………………………………..………….2*8800кгс

- Максимальная скорость………………………………………………………..……………………………………………………….…2500км/ч

- Длина разбега………………………………………………………………………..………………………………………………….……………..………450м

- Длина пробега……………………………………………………………………………………………………………………………………………….….650м

= Экипаж……………………………………….……………………………………………………………………………………………………………….……………….1ч

Рисунок 1.1 - Самолёт-истребитель Су-35

В данной работе выполнена конструктивная проработка руля направления самолёта-истребителя Су-35 с целью снижения его массы и трудоёмкости изготовления, а так же экономическая оценка при применении композиционных материалов в его конструкции.

1. Общая часть

1.1 Назначение, требования к рулю направления, геометрические параметры руля направления

Руль направления смотри рисунок 1.2, 1.3, орган управления самолёта, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолётом относительно нормальной оси (то есть при помощи руля направления изменяется угол рыскания).

Представляет собой подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю. Воздействие на руль направления осуществляется посредством нажатия на педали, расположенные в кабине пилота.

Рисунок 1.2 – Конструкция руля направления

Требования к рулю направления включают обеспечение эффективного управления по крену на режимах полёта самолёта, предусмотренных тактико-техническими требованиями.

Удовлетворение этого основного требования достигается: весовой балансировкой руля направления; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных сопротивлений в отклонённом и убранном положениях; уменьшением момента рысканья при отклонении руля направления.

Рисунок 1.3 – Конструкция руля направления

Эффективность руля направления зависит от относительных размеров хорд b_рн руля направления, относительного размаха руля направления l_рн и углов отклонения руля направления.

Относительную хорду руля направления b_рн, м, определяют по формуле

                                                                                           (1.1)                     

где b_рн – хорда руля направления, м, определяют по чертежу

b_к – корневая хорда киля в данном сечении, м.