Реферат: Сухов

Реферат: Сухов

Четверть века назад Генеральным конструкторам П.О.Сухим была одобрена идея

создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание на проведение

работ по формированию облика самолета.-прообраза ныне всимирно известного

штурмовика СУ-25 и его многочисленных модификация.

Идея создания специализированного штурмовика ,предназначенного для

непосредственной авиационной поддержки сухопутных войск на поле боя

,сформировалась на основе всестороннего анализа:

-опыт применения штурмовой авиации во II-й мировой войне и локальных

конфликтах пятидесятых шестидесятых годов;

-состояние парка и боевых возможностей зарубежной и отечественной тактической

авиации-как использовавшейся ,так и предназначавшейся для решения штурмовых

задач;

состава и характеристик объектов сухопутных войск (СВ) вероятного противника

на поле боя и в ближней тактической глубине;

организации системы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и ее характеристик ;

-американской программы AX по созданию самолета- штурмовика непосредственной

поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработки проекта)

Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости проведения работ по

созданию специализированного штурмовика.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный

по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных

характеристик на дозвуковых скоростях полета.

Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по

передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по

размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30,1 м.кв. Угол

поперечного V крыла составляет - 2,5 градуса.

Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили

благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое

начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к

значительному увеличению момента на пикировании и естественным образом

препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях

турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.

Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло

достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и

маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих

целей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных

предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой

горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых

расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального

аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений

контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения

контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения

- овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в

аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при

установке контейнеров более высоких значений

макси-мального аэродинамического качества.

Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем

стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее

чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и

уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися,

что позволило увеличить их эффективность на 60%.

На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с

косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот,

расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части

фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей.

Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем

высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая

балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

- получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете и

больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на

маневрировании;

- благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки,

что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым,

повышает безопасность полета;

- высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;

- приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех

режимах полета;

- установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.

Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили

возможность возвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.

КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА

Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок.

Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного

силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора

- шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные

части:

- головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря,

створками передней опоры шасси;

- среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части

фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);

- хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное

оперение.

Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части

фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.

В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить

на следующии отсеки:

-носовую часть фюзеляжа,расположенную перед кабиной и представляющую из себя

негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронного оборудования,имеющую

сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной.Для обеспечения

доступа к радиоэлектронному оборудования,размещенного в отсеке,на боковых

поверхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки,а в передней

части откидной носок ,который откидывается вверх ,а в закрытом виде

фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;

кабину с фонарем летчика ,изготовленную из тетановых плит,сваренных между

собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда

для такелажных узлов.На полу кабины установлена поперечная

балка,воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры

шасси.На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В

кабине установлены приборные доски и пульты,органы управления самолетом и

двигателем,катапультное кресло летчика.На левом борту самолета установлена

откидная подножка,ниша которая имеет коробчетое сечение.Кабина выполнена

негерметичной,пылезащещенной с избыточным давлением 0,03-0,05 атмосфер.Плита

авиационной титановой брони,из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до

24 мм.Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет

герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и

трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на

откидной части фонаря;

-фонарь летчика состоит из неподвижной передний и откидной частей.Откидная

часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью

замков,жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле

откидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижная

часть откидывается при эксплуатации вправо.При аварийном сбросе фонарь

откидывается назад.

- негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами,

в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком,

системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная

лебедка для подъема и опускания патронного