Будова основних вузлів та агрегатів літака АН-32

КУРСОВА РОБОТА

Будова основних вузлів та агрегатів літака АН-32

Вступ

Ан-32 — радянський військово-транспортний багатоцільовий літак. Може експлуатуватися в різних кліматичних умовах, у тому числі в умовах спекотного клімату (до 50 °C) та на високогірних аеродромах (до 4500 м). Основне призначення даного літака — перевезення вантажів на лініях малої та середньої протяжності. Також його можна використовувати для перевезення людей, парашутного десантування людей і платформ з вантажами, а також в санітарному варіанті для перевезення поранених. Літак має високу маневреність при польотах на гірські аеродроми зі складними підходами.

Мета курсового проекту:

o ознайомлення з конструкцією та експлуатацією літака Ан-32;

o детальне вивчення конструкції літака, його систем та агрегатів;

o розрахунок зовнішніх навантажень, що діють на крило, фюзеляж, горизонтальне оперення;

В курсовому проекті розглянуто будову основних вузлів та агрегатів літака, розкрито їх призначення та конструктивно-силову схему.

В розділі 1 приведено історію створення, особливості експлуатації, основні ЛТХ та найбільш поширені модифікації літака;

В розділі 2 представлено конструктивно-силовий аналіз основних агрегатів літака: крила, ГО, фюзеляжу, силової установки; розглянуто будову та особливості кожного з них;

В розділі 3 висвітлено основні системи літака: радіоелектронну, паливну, масляну, ДСУ, електросистеми та систему управління літаком;

В розділі 4 зроблено конструктивно-силовий аналіз основних агрегатів літака: крила, ГО, фюзеляжу, пораховано навантаження та побудовано епюри погонних навантажень, перерізуючи сил, згинального та крутного моментів.

1. Загальна характеристика літака АН-32

1.1 Історія створення

На початку 1970;х років Індії був потрібен транспортний літак, який би міг замінити С-119. Основною вимогою до літака була можливість здійснювати польоти, зльоти і посадки в умовах високогір'я. Був оголошений конкурс, в якому взяли участь італійці з літаком FIAT G-222 та канадці з DHC-5, проте їх умови не задовольняли потреби Індії. Після цього ВВС Індії звернулись до ДКБ Антонов із пропозицією розробити літак, який б задовольнив усі їх умови. У відповідь ДКБ запропонувало Ан-26, але індійців занепокоїла непристосованість літака до умов високогір'я. В 1975 був підписаний контракт про розробку літака на базі Ан-26 із збільшеною потужністю силової установки, а 16 червня виданий наказ МАП.

Ан-32 став першим радянським літаком, який розроблявся спеціально на експорт. Керування його розробкою було доручено заступнику головного конструктора В. А. Гарвардту та ведучому конструктору Ю. П. Сердечному. Для збільшення потужності було прийнято рішення про використання двигунів АІ-20М, які розвивали 4250 к.с., із гвинтами АВ-62І діаметром 4,5 м. Потужніші двигуни були більші за розмірами, та й гвинти на 0,6 м більші в діаметрі від гвинтів Ан-26. Це призводило до того що лопаті зачіпали фюзеляж. Щоб вирішити цю проблему В. Г. Анісенко, керівник відділу силових установок, запропонував підняти двигуни на крило. Допоміжну силову установку РУ19А-300 замінили на турбогенератор ТГ-16, який забезпечував запуск двигунів на аеродромах на висоті до 4500 м над рівнем моря. До літа 1976 р було виготовлено перший прототип.

Перший політ Ан-32 здійснив 9 липня 1976, за штурвалом якого знаходився екіпаж у складі командира В. А. Ткаченко, другого пілота Ю. В. Курліна, штурмана Г. Н. Гуменюка, бортінженера М. М. Трошина, бортрадиста В. І. Яськова і провідного інженера з випробувань A. M. Загуменного, з аеродрому Київського авіазаводу в Святошині. Після місяця випробовувань виявилось, що потужності двигунів АІ-20М було замало, тому було прийняте рішення про використання двигунів АІ-20ДМ із гвинтами АВ-68ДМ діаметром 4,7 м. Нові двигуни розвивали 5180 к.с., що на 83% більше ніж у двигунів Ан-26. З 6 листопада до 13 грудня 1976 були проведені випробовування в Індії, які виявили ряд недоліків.

Перша публічна демонстрація літака відбулася літом 1977 на авіасалоні в Ле Бурже. До 1980 року продовжувались випробовування та доопрацювання літака. В 1982 р було випущено 3 перед-серійних літаки Ан-32. Перший з радянськими комплектуючими, другий для проведення наземних статичних випробовувань, а третій — із індійським обладнанням. З 17 лютого 1983 р почались державні випробовування. По завершенні випробовувань на Київському авіазаводі було організоване серійне виробництво Ан-32. Перший серійний літак піднявся в небо 29 червня 1983, за штурвалом якого знаходився екіпаж льотчика-випробувача В. В. Добровольского. Поставки літаків до Індій розпочались в 1984 році.

літак фюзеляж шасі

1.2 Основні льотно-технічні характеристики

Основні льотно-технічні характеристики Ан-32 наведені в таблиці 1.1, аеродинамічна схема — на рис. 1.1.

Таблиця 1.1. Льотно-технічні характеристики Ан-32

1.3 Експлуатація

В даний час експлуатуються понад 350 літаків Ан-32 в країнах з різними кліматичними умовами, серед яких країни СНД, Індія (більше 100 літаків), Шрі Ланка, Колумбія, Перу, Мексика, Афганістан, країни Африки. Модель, як і раніше знаходиться у виробництві.

· 7 травня 2008 р. командування авіаційних систем ВМС США (NAVAIR) повідомило про придбання в Україні чотирьох Ан-32 для поставки Афганським ВВС.

· Не менш 5 Ан-32П було закуплено для авіації МНС України. В наш час літаки базуються у Ніжині та несуть бойове чергування

· 11 грудня 2009 р. Київ і Багдад уклали договір за яким протягом трьох з половиною років Україна повинна поставити до Іраку близько 10-ти літаків Ан-32

· У груднi 2009 року ВАТ «Мотор Сiч» (Запорiжжя) уклало з ВПС Iндiї трирiчний контракт обсягом $ 110 млн на модернізацію двигунiв АI-20 iндiйських Ан-32.

В липнi 2009 року було пiдписано контракт мiж ВПС Мiнiстерства оборони Iндiї та «дочкою» державної компанiї «Укрспецекспорту» — «Спецтехноекспорт», обсягом близько $ 400 млн на ремонт i модернiзацiю 105 машин Ан-32 iндiйських ВПС.

За даними на лютий 2011 року було втрачено 62 літаки типу Ан-32.

Найбільша авіакатастрофа за участю літака даного типу сталася 8 січня 1996 року у Кіншасі. Перевантажений літак не зміг злетіти і звалився на ринкову площу. Загинуло 237 чоловік.

У результаті авіакатастрофи літака Ан-32, що сталася 26 серпня 2007 в місті Конголо (Демократична Республіка Конго), загинули двоє громадян України — командир екіпажу і другий пілот.

Нижче на рис. 1.2 зображено графік аварій і катастроф літака з 1986 по 2010 рік.

Рис. 1.2. Графік аварій і катастроф за 1986;2010 рр.

Найбільше аварій виникає через технічні несправності і через помилки пілота. Щоб по максимуму виключити людський фактор з причин аварій на сучасні літаки встановлюють сучасніші САУ.

1.4 Модифікації

· Ан-32 — базова з індійським БРЕО (бортове радіоелектронне обладнання).

· Ан-32А — з радянським БРЕО.

· Ан-32Б — літак для комерційних вантажних перевезень / Відрізняється потужнішою ЗСУ. Вантажопідйомність збільшена на 500 кг. Розроблений в 1987 році. Сертифікований у 1995 році.

· Ан-32Б-100 — з двигунами АІ-20Д серії 5 М. У 2000 році переобладнано 1 літак.

· Ан-32Б-110 — варіант Ан-32Б-100 з екіпажем з 2 чоловік.

· Ан-32В — військовий варіант Ан-32Б.

· Ан-32Д — далекий. Відрізняється 2 додатковими зовнішніми фіксованими паливними баками по 1500 л.

· Ан-32П — літак для гасіння пожеж. Відрізняється 2 зовнішніми виливнимі агрегатами загальним обсягом 8000 л.

· Ан-32Б-200 — підвищена вантажопідйомність, встановлені модифіковані двигуни АІ-20Д серії 5 М з збільшеними ресурсами до першого ремонту, наявність додаткових легкозмінних паливних баків

2. Конструктивно-силовий аналіз основних агрегатів літака

Військово-транспортний багатоцільовий літак Ан-32 складається з наступних конструктивних елементів:

ѕ фюзеляж — призначений для розміщення екіпажу, устаткування та корисного навантаження; у фюзеляжі також розміщується паливо і шасі;

ѕ крило — основна несуча частина літака, створює аеродинамічну підйомну силу, забезпечує поперечну стійкість і керованість; у кесоні крила також розміщуються паливні баки, а на підвісних пілонах встановлені двигуни;

ѕ горизонтальне оперення — основне завдання — управління по тангажу і забезпечення повздовжньої стійкості;

ѕ вертикальне оперення — забезпечує зміну кута рискання шляхом відхилення рулів напрямку;

ѕ шасі — створене для транспортування літака по ВПС, а також дозволяє здійснювати зліт і посадку;

ѕ силова установка — забезпечує приведення ЛА в рух, власне політ і виконання різних маневрів; також має місце допоміжна силова установка (ДСУ), яка у більшості випадків призначена для запуску одного з двигунів і забезпечення енергією на стоянках.

Розміщення основних конструктивних елементів літака зображено на рис. 2.1.

Далі розглянемо докладніше кожен з них на прикладі нашого літака.

Рис. 2.1. Розміщення основних конструктивних елементів літака

2.1 Крило

Крило Ан-32 високого розміщення, вільнонесуче трапецієвидне в плані. Конструкція крила — кесонного типу, складається з двох лонжеронів і 23 нервюр. Технологічно крило розділене на п’ять частин: центроплан, дві середні (СЧК) і дві зйомні (ЗЧК) частини. Центроплан кріпиться до 17 і 20 шпангоута фюзеляжу. На ньому розміщені два відхиляючихся двощелевих закрилка з фіксованою віссю обертання і поворотним хвостовим звеном. На СЧК розмішено по одному трищілинному висувному закрилку із фіксованим дефлектором та поворотним хвостовим звеном, а на ЗЧК по дві секції елеронів. Загальна площа закрилок — 15 м?, кути відхилення — 15° (при зльоті) і до 38° (при посадці). Загальна площа елеронів — 6,12 м?, кути відхилення — 24° (вгору) і до 16° (вниз). В середині центроплана находяться десять м’яких баків, а в СЧК — два баки-відсіки (по одному з кожної сторони).

Рис. 2.2. Крило Ан-32

Крило літака — двохлонжеронне, кіссонного типу. Воно створене з центроплана (між нервюрами 7), двух средніх частин (між нерв. 7−12) і двох відемних частин (між нерв. 12−23). Поперечні стики центроплана з СЧК і СЧК з ОЧК — фланцевие. Крило кріпится до фюзеляжу по шп. 17 і 20 за допомогою восьми фітингів та двох дуг, которі закріплені на лонжеронах и зеднуются з обшивкою фюзеляжа. Панелі центроплана — монолітні, прессованні. В кессоні центроплана разміщені десять мягких топлевних баків, а кессон кажної СЧК представляе з себе бак-відсік.

Крило добре механізованно. Воно оснащено закрилками загальною площаею 15, автоматичними предкрилками і елеронами. На кажному півкрилі установлені дві секції закрилків — внутрішні (на центроплані) і зовнішня (на СЧК). Внутрішні закрилки виконані двохщілистими, що відхиляються з фіксованою віссю обертання і поворотним хвостовим ланкою. Зовнішні - трьохщілині, висувні, з фіксованим дефлектором і поворотним хвостовим ланкою. Кут відхилення закрилків на злеті - 15 ', на посадці - 38'. Предкрилок кожній консолі також двохсекційний: внутрішня секція встановлена на СЧК, зовнішня — на ОЧК. Передкрилки утримуються пружинними амортизаторами, а в польоті випускаються під дією аеродинамічних сил. Лівий і правий елерони мають вагову баланс і виконані двосекційними. Кут відхилення елерона вгору — 24 ° вниз — 16 °. Обидві кореневі секції елеронів оснащені кінематичними сервокомпенсатор, крім того, на лівій з них встановлений тример. Сервокомпенсатор і тріммер елеронів виготовлені з склотекстоліти з пінопласту наповнювачем.

Рис. 2.3. Механізація крила Рис. 2.4. Схема крила в плані:

1 —центроплан; 2 —гвинтовий підйомник; 3 — закрилок центроплана; 4 — стрічка; 5 — монорельс закрилка; 6 — середня частина крила; 7 — закрилок середньої частини крила; 8— коренева секція елерона; 9 — від'ємна частина крила; 10— панелі обшивки; 11 —кінцева секція елерона; 12 — кінцевий обтікач Обшивка крила має різну товщину на різних ділянках У хвостових частинах крила розміщені вали управління закрилками і тяги управління елеронами. Більшість елементів крила виконано із сплавів алюмінію. Крило до фюзеляжу, і окремі частини крила між собою кріпляться болтами і гайками з високоміцної спеціальної сталі.

Центроплан Вся внутрішня нижня частина центроплана (рис.2), утворює контейнер для баків. На центроплані встановлено вузли для стику з фюзеляжем, зона стику з середніми частинами крила і вузли для кріплення двигунів і головного шасі.

Лонжерони центроплана — балочного типу, цільнопресовані, посилені стійками з пресованих профілів. До кожного лонжерону прикріплено по два підсилюючі кронштейни під болти для кріплення з фюзеляжем.

На кінцях обох лонжеронів є стикові фітінги і стійки, за допомогою яких лонжерони центроплана стикуються з лонжеронами стиковими профілями середніх частин крила.

Рис. 2.5. Центроплан:

1 — несъемные панели; 2 — знімна панель; 3 —задній лонжерон; 4 — хвостова частина центроплана; 5 — відкидна панель; 6 — профиль роз'єму; 7 — вузли кріплення двигуна і підносків головного шасі; 8 — відкидний лючок; 9 —силова діафрагма носка центроплана; 10 — носок центроплана; 11 — передній лонжерон; 12 — вузол стику центроплана с фюзеляжем Нервюри 2, 3, 4, 5, 6 — силові. По нервюрі 2 стикується центроплан з фюзеляжем, по нервюрам 3 і 4 встановлюються вузли навішування закрилки. На нервюр 4 є опорний вузол під аеродромний гідропідйомник. На нервюрах 5 і 6 встановлюються вузли для кріплення силової ферми двигуна і рами шасі. Всі нервюри центроплана кріпляться до стінок лонжеронів за допомогою пресованих стійок таврового перетину, за винятком цільноштампованих нервюр 5 і 6. Кріпляться нервюри до панелей за допомогою кніц.

Панелі обшивки центроплана діляться на знімні і незнімні - технологічні. Всі панелі виготовлені з алюмінієвого сплаву і мають стрингери у вигляді ребер жорсткості Т-подібної форми.

Хвостова частина центроплана складається з обшивки змінної товщини, набору штампованих з листового матеріалу нервюр і нижніх відкидних панелей. Панелі складаються з обшивки та штампованого листового каркаса, з'єднаного з обшивкою точковим зварюванням. До хвостової частини центроплана відкидні панелі кріпляться гвинтовими замками.

Хвостова частина кесонної частини центроплана кріпиться по полицях лонжеронів заклепками. У хвостовій частині центроплана, між нервюрами 4−7, зроблені вирізи для гондол двигунів.

Середня частина крила складається з кесону, носової та хвостової частини. Кесон середній частині крила (СЧК) є паливним баком-відсіком. Середня частина крила має стикові профілі для стику з центропланом і від'ємною частиною крила.

Лонжерони СЧК — балочного типу, складаються з верхньої і нижньої полиць таврового профілю, стінок, посилених пресованими дюралюмінієвими стійками.

На кінцях лонжеронів є стійки для стикування середніх частин крила з центропланом. До заднього лонжерону в районі нервюр 8 і 11 кріпляться вузли для установки монорейок закрилків.

Панелі обшивки середньої частини крила виконані з дюралюмінієвих листів і прикріплених до них стрингерів таврового перерізу, змінного по довжині. Діляться панелі, на знімні і незнімні.

Знімна панель розташована на верхній поверхні крила, між стрингерами 3−7, і кріпиться до них болтами з анкерними гайками. Між лонжеронами і знімною панеллю розташовані дві незнімні панелі і суцільна панель — між лонжеронами на нижній поверхні середньої частини крила.

Носок і хвостова частина середньої частини крила по конструкції аналогічні відповідним частинам центроплана.

Від'ємна частина крила (ВЧК) конструктивно аналогічна центроплану і СЧК. ВЧК стикується з середньою частиною за допомогою профілів роз'єму і кінцевих стійок лонжеронів. Нервюри ВЧК — балочного типу, по конструкції аналогічні нервюрам середній частині крила.

Панелі обшивки від'ємної частини крила виготовлені з дюралюмінієвих листів і прикріплених до них стрингерів таврового перетину. Діляться панелі на знімні і незнімні. Знімна панель розташована на верхній поверхні крила, між стрингерами 3−7.Між лонжеронами і знімною панеллю розташовані незнімні панелі. Панель в нижній поверхні крила — суцільна.

Носок і хвостова частина ВЧК по конструкції аналогічні відповідним частинам центроплана і середній частині крила.

Закрилки літака складаються з закрилків центроплана і закрилків СЧК.

Закрилки центроплана

Однощільовий закрилок центроплана суцільнометалевої конструкції складається з обшивки, набору нервюр, стрингерів, одного лонжерона і 4 силових штампованих носків. Нервюри розрізні і стикуються по лонжерону допомогою стійок і кніц.

Закрилок центроплана навішується на двох кронштейнах, які кріпляться до другого лонжерону центроплана по нервюрам 3, 4. До хвостовій частині центроплана на петлі кріпиться щиток закрилка, що створює профільовану щілину при відхиленні закрилки.

Щиток складається з верхньої штампованої панелі, нижньої обшивки, одного лонжерона, двох кронштейнів управління щитком, петлі навішування, кінцевих куточків з гумовими герметизуючими профілями.

Закрилки СЧК

Закрилок в зборі складається з власне закрилки, приклепаного до нього на кронштейнів профільованого дефлектора і двох кареток.

При відхиленні закрилки між хвостової частиною крила, дефлектором і закрилків утворюється подвійна профільована щілину.

Закрилок складається з обшивки, набору нервюр і одного лонжерона. Нервюри закрилки виконані розрізними і зістиковано з лонжероном. Верхня полиця лонжерона має вирізи в зоні монорейок. У місцях вирізів встановлені штамповані вузли, пов’язуючі полки лонжеронів. На лонжероні закрилка встановлено два кронштейна для кріплення підйомників і два кронштейна для кріплення кареток.

Елерон складається з двох секцій — кореневої і кінцевої. Кожна секція елерона підвішена до крила на двох кронштейнах (рис.3) і складається з лонжерона, нервюр і обшивки. Коренева секція лівого елерона несе на собі тример і сервокомпенсатор; коренева секція правого елерона несе тільки сервокомпенсатор. До носків нервюр за розмахом елерона кріпиться сталевий ваговий балансир.

Тример елерона складається з лонжерона, набору нервюр і обшивки, виготовлених, з склотканини і пінопласту. Тример кріпиться до елерони допомогою трьох вузлів.

Сервокомпенсатор елерона за конструкцією аналогічний тример.

Щоб уникнути попадання вологи всередину тріммера, сервокомпенсатор вузли їх навішування герметизовані.

Рис 2.6. Вузол підвіски елерона:

1 — нервюра елерона, 2 — кронштейн навіски елерона, 3 —вилка, 4—кронштейн хвостової частини крила; 5—задній лонжерон консольної частини крила, 6 —лонжерон элерона, 7 — тяга сервокомпенсатора.

2.2 Фюзеляж

Фзеляж латака являє собою цілісний балочно-стрингерний напівмоток. Поперечний переріз фюзеляжу утворенний дугами різних радіусів, в точках перетину яких проходить площина пірлоги пасажирської кабіни. Фюзеляж по шпангоутах № 11 і № 40 розділений на три відсіки: носовий Ф-1, середній Ф- 2 і хвостовий Ф-3.

Носової і середній відсіки фюзеляжу від шпангоута № 1 до шпангоута № 40 являють собою герметічную кабіну, розраховану на надлишкове дав;

ление 0,3 кг/см2. Хвостовій відсік фюзеляжу несе на собі оперіня, в ньому розміщена проводка управління літаківтому, комунікації протнвообледенітельной системи і агрегати радіоустаткування літака.

Необхідна статична і втомна прочність фюзеляжу досягнута низкою конструктивнотехнологічних заходів.

СИЛОВА СХЕМА фюзеляжу Загальна міцність фюзеляжу забезпечується работа обшивкою, поздовжнім силовим набором (стрингерами і балками) і поперечним силовим набором (шпангоутами). Поперечний силовий набір утворюють 49 шпангоутів, встановлених на від 265 до 600 мм один від іншого.

Рис 2.7. Носова частина фюзеляжа:

1-Носовий обтічник, 2-вантажна двері; 3-верхній аварійний люк; 4-шпангоут № 7; 5-заліз крила; 6-багажна двері; 7-шпангоут № 40; 8-хвостовій відсік фюзеляжу; 9 — подфюзеляжной гребінь; 10-стулка вхідних дверей; 11-проем вхідних дверей; 12-шпангоут № 17; 13-вилична балка;

Рис 2.7. Хвостова частина фюзеляжа:

4-стикова стрічка на шпангоуті № 11; 15-люк відсіку обоудованія; 16 — стулки відсіку шасі; 17 — обід шпангоута; 18-накладка; 19-шпангоут № 39; 20-вилична балка; 21 — опорна п’ята для гідропідйомника; 22-шпангоут № 43; 23 -отвір під болти стабілізатора; 24-шпангоут № 45

2.3 Оперення

Оперення — це система елементів літака (або ін. літального апарату), що забезпечує його стійкість та можливість управління ним під час польоту; хвостове оперення: вертикальний стабілізатор (кіль) і кермо повороту (утримання заданого курсу, поворот літака вздовж вертикальної осі), горизонтальний стабілізатор і кермо висоти (утримання заданої висоти і поворот літака вздовж горизонтальної осі).

Горизонтальне оперення (ГО) — горизонтальна аеродинамічна поверхня літального апарата, що забезпечує його поздовжню стійкість і поздовжню керованість. В літаку Ан-32 його встановлено у хвостовій частині літального апарата і закріплене у хвостовій частині фюзеляжу.

У випадку Ан-32 ГО складається з основної нерухомої частини — стабілізатора і рухливої частини — рулі висоти (РВ), що розташовують уздовж задньої кромки стабілізатора.

Рис. 2.8 Схема хвостового оперення

1 — форкіль; 2 — кіль; 3 — кермо напряму; 4 — тример; 5 — кермо висоти;

6 — стабілізатор;

Форкіль має в перерізі трикутну форму і складається з поздовжніх стрингерів

і поздовжнього гнутого профілю. Форкіль кріпиться до обшивки фюзеляжу за допомогою дюралюмінієвих куточків, приклепаних на герметиці однією стороною до обшивки форкіля, інший — до обшивки. фюзеляжу.

Будова горизонтального оперення

Рис. 2.9 Будова горизонтального оперення

1 Носок; 2-кінцевий обтікач; 3-вузли керма; 4, 5-нервюри; 6-задній лонжерон; 7-передній лонжерон;

Оскільки в даному літаку застосовано нормальну аеродинамічну схему літака (ГО у хвості літального апарата) необхідна для його балансування сила на ГО спрямована проти піднімальної сили крила, що зменшує загальну піднімальну силу літального апарату.

Конструкція ГО аналогічна конструкції крила. Як особливі елементи конструкції крила можна відзначити два лонжерони, до яких кріпляться дві силових нервюри, до яких в свою чергу кріпляться стрингери, а до них кріпиться обшивка.

Зважаючи на повну ідентичність конструкції і силової роботи керма і елеронів надалі для стислості мова буде йти лише про рулі, хоча все сказане буде повністю можна застосувати і до елеронів. Основним силовим елементом керма (і елерона, природно), що працюють на вигин і сприймає практично всю перерізуючу силу, є лонжерон, який спирається на шарнірні опори вузлів підвіски.

Рис. 2.10 Тримери руля висоти

1-обтікач; 2-тяга управління; 3-руль висоти; 4-перемичка; 5-штир навіски; 6-вісь; 7-балансувальний вантаж; 8-зовнішній тример; 9-внутрішній тример;

Основне навантаження рулів — повітряна аеродинамічна, що виникає при балансуванні, маневруванні літака або при польоті в неспокійному повітрі. Сприймаючи це навантаження, лонжерон руля працює як нерозрізна багатоопорна балка. Особливість його роботи полягає в тому, що опори руля закріплені на пружних конструкціях, деформації яких під навантаженням суттєво впливають на силову роботу лонжерона руля. Сприйняття крутного моменту руля забезпечується замкнутим контуром обшивки, який в місцях вирізу під кронштейни кріплення замикається стінкою лонжерона.

Рис. 2.11 Внутрішня конструкція ГО На органи оперення в польоті діють розподілені аеродинамічні сили, величина і закон розподілу яких задаються нормами міцності або визначаються продуваннями. Масовими інерційними силами оперення через їх малості зазвичай нехтують. Розглядаючи роботу елементів оперення при сприйнятті зовнішніх навантажень, за аналогією з крилом слід розрізняти загальну силову роботу агрегатів оперення як балок, в перетинах яких діють перерізуючи сили, згинальні і крутний момент, і роботу місцеву від повітряної навантаження, що припадає на кожну ділянку обшивки з підкріплювальними її елементами.

Вертикальне оперення (ВО) — вертикальна аеродинамічна поверхня (поверхні) літального апарату, що забезпечує його шляхову стійкість і керованість. На літаку Ан-24 ВО розташовується в площині симетрії на верху хвостової частини фюзеляжу. Основна, передня, в даному випадку нерухома, частина ВО (Кіль) забезпечує шляхову стійкість літального апарату. На задній частині кіля звичайно поміщають рухливу аеродинамічну поверхню — руль напряму (РН), забезпечує шляхову керованість і балансування літального апарата щодо вертикальної осі, наприклад, при польоті з бічним вітром або з несправним двигуном. Конструкція ВО аналогічна конструкції крила. Як особливі елементи конструкції крила можна відзначити три лонжерони, які кріпляться до фюзеляжу в хвостовій частині фюзеляжу, до яких кріпляться нервюри, до яких в свою чергу кріпляться стрингери, а до них кріпиться обшивка. Контурний стик силових панелей кіля з фюзеляжем в цьому випадку вимагає установки великого числа силових шпангоутів або установки на фюзеляжі в площині силових панелей кіля потужних вертикальних балок, що спираються на менше число силових шпангоутів фюзеляжу.

У стабілізаторів можна уникнути передачі згинальних моментів на фюзеляж, якщо лонжерони або силові панелі лівої і правої його поверхонь зв’язати між собою по найкоротшому шляху в центральній його частині. Для стріловидного стабілізатора це вимагає перелому осі поздовжніх елементів по борту фюзеляжу і встановлення двох посилених бортових нервюр. Якщо поздовжні елементи такого стабілізатора без перелому осей доходять до площини симетрії літака, то крім бортових силових нервюр, що передають крутний момент, буде потрібно ще одна силова нервюра в площині симетрії літака.

Рис. 2.12 Внутрішня будова вертикального оперення і його частин

1-кіль; 2-стінка теплової камери; 3- передній лонжерон; 4-середній лонжерон; 5-задній лонжерон; 6-кронштейн кріплення; 7-передній вузол кріплення стабілізатора; 8-задній вузол кріплення стабілізатора; 9-кінцевий вузол кріплення руля напрямку; 10-кронштейн навісу; 11- стопор обмежувач ходу;

Рис. 2.13 Кіль

1-кінцева нервюра; 2-кінцевий обтікач; 3 — кронштейн керма; 4-задній лонжерон; 5-коренева нервюра; 6-передній лонжерон;

Рис. 2.14 Кермо напряму

1 — Балансувальний вантаж; 2 — стик лонжеронів; 3 — кронштейни навіски тріммера; 4 — нервюри; 5 — коренева нервюра

2.4 Шасі

Шасі Ан-32 трьохопорне, з двома головними і одною передньою опорами. База шасі - 7650 мм, колія — 7900 мм, мінімальний радіус розвороту — 11 250 мм. При польоті усі три опори прибираються в перед, основні у відсік в мотогондолах, під двигуном, а передня у відсік під кабіною екіпажу. Відсіки стійок шасі закриваються, як при польоті, так і при рулінні. При випущеному шасі відкритими залишаються маленькі стулки навпроти амортизаційних стійок. На кожній опорі встановлені два колеса з пневматиками і з дисковими гальмами на основних стійках. Передня опора не гальмівна, при рулінні вона повертається на кут ± 45° і на кут ± 9° при розгоні та пробігу. Випуск та прибирання шасі здійснюється за допомогою гідравлічного циліндра. У випадку виходу з ладу гідравлічної системи замки прибраного положення стійок шасі можна відкрити вручну. В такому випадку шасі опускаються і фіксуються в замках опущеного положення за рахунок своєї маси і зустрічного потоку повітря.

Головна опора шасі двоколісна із телескопічними азотно-масляними амортизаторами. Вона складається із: амортизаторної стійки, складуючого підкоса, розпору, котрий слугує замком випущеного положення шасі та двох гальмівних коліс. У відсіку основних опор шасі розташовані: силовий циліндр опускання/прибирання стійок шасі, замок прибраного положення шасі та механізм управління стулками.

Передня опора шасі двоколісна із важільною підвіскою та азотно-масляним амортизатором. Вона складається із: амортизаторної стійки з центруючим пристроєм, рульового механізму, гідроциліндра для гасіння коливань, гідроциліндра опускання/прибирання стійки шасі, замків випущеного та прибраного положення шасі, механізму управління стулками та двох не гальмівних коліс.

Колеса основних опор КТ-157 із камерними шинами 1А розміром 1050×400 мм. Передні колеса К2105 із камерними шинами 6А розміром 700×250 мм. Тиск у камерах шин головної опори 5 кгс/см?, а передньої опори — 4,5 кгс/см?.

Рис. 2.15 Зображення шасі

2.5 Силова установка

Складається з двох двигунів АІ-20ДМ з чотирьохлопастевими повітряними гвинтами АВ-68ДМ змінного кроку. Двигун АІ-20ДМ — одновальний турбогвинтовий, з осьовим 10-ступеневим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступеневою турбіною, планетарним редуктором і нерегульованим реактивним соплом. Потужність двигуна на злітному режимі - 5180 к.с., а на крейсерському польоті - 2800 к.с. Двигун розташований в мотогондолі над крилом під кутом 4' до його площини. Двигун кріпиться на центроплані крила за допомогою швидкоз'ємної рами з амортизаторами і силової ферми з переднім силовим шпангоутом.

Суха маса двигуна 1040 кг, а довжина — 3,1 м.

Рис. 2.16 Силова установка (Двигун АІ-20ДМ)

Висновки по розділу

У другому розділі було розглянуто конструктивно-силовий аналіз конструкції літака Ан-32 в цілому та окремо кожного з його основних агрегатів. Розглянуто їх будову, особливості функціонування, призначення та умови роботи. Через зростаючі вимоги до пасажирських літаків, агрегати постійно модернізуються і встановлюються на літаки цієї серії, утворюючи

3. Призначення та конструктивні особливості основних функціональних систем літака

3.1 Системи управління літаком

Система керування літаком служить для забезпечення польоту після заданої траєкторії шляхом створення на крилі і оперенні потрібних аеродинамічних сил і моментів.

У Ан-32 управління по тангажу і крену здійснюється відхиленням шести елевонів, по три на кожній консолі крила. Управління рисканням відхиленням двох секцій керма напряму. Ан-32 використовуе гідравлчну систему управління. Гідравлічна система управління найбільш досконала. Вона характеризується надійністю, швидкістю дії, простотою конструкції та передачі зусилля від педалі до гальма, а також плавністю включення.

Відхилення штурвальних колонок педалей зусилля, що поступають по гірдравлічній системі до гідравлічні виконавчі пристрої приводу елевонів і руля напряму.

Окрім цього, є незалежна механічна система, що зв’язує органи управління з виконавчими пристроями за допомогою тяги і тросів. У механічну систему вбудовані сервоприводи, які служать одночасно для системи стабілізації, і як сервоприводи автопілота. При роботі автопілота сервоприводи через механічну систему створюють відхилення органів управління, що у свою чергу приводить до генерації керуючих сигналів.

Керуючі поверхні об'єднані в три групи: елерони та рулі висоти, обидві секції керма напряму. Виконавчі пристрої працюють від двох незалежних гідравлічних систем, а також можуть використовувати резервну гідравлічну систему.

Для здійснення управління по тангажу відхиляються руль висоти, для управління по крену — диференційовано відхиляються елерони. При управлінні по гідравлічних каналах змішування сигналів тангажу і крену відбуваєтьсягідравлічним шляхом, в разі використання механічної системи — механічним.

3.2 Протипожежна система

На Ан-32 є стаціонарна протипожежна система і ручні переносні вогнегасники. Стаціонарна система розділена на протипожежну систему літака і протипожежну систему двигунів.

Протипожежна система літака призначена для ліквідації пожеж у відсіках лівої та правої частин крила і в лівій та правій мотогондолах. Система складається із чотирьох вогнегасників ОС-8МФ або УБЦ8−1, двох блоків протипожежних клапанів, системи сигналізації про пожежу ССП-2А, розпилювальних колекторів і трубопроводів. Управління системою здійснюється, і в ручну із щитка пожежогасіння, і автоматично від датчиків сигналізації. Також при аварійних посадках без випущеного шасі від кінцевих вимикачів, розположених на днищі фюзеляжу, спрацьовують усі вогнегасники, і відкриваються усі клапани.

Протипожежна система двигунів призначена для ліквідації пожежі в двигунах. Система складається із чотирьох вогнегасників ОС-2 або УБШ2−1, фільтрів, системи сигналізації про пожежу ССП-7, трійників та трубопроводів.

3.3 Гідравлічна система

Гідравлічна система (ГС) складається із основної та допоміжної системи. В якості робочої рідини використовується мінеральне мастило АМГ-10. Загальний об'єм ГС 65 л.

Основна ГС призначена для прибирання/випуску шасі, повороту коліс передньої опори шасі, гальмування коліс основних опор шасі, випуску/прибирання закрилків, для приводу склоочисників, аварійного ввімкнення золотників флюгерування повітряних гвинтів і зупинки двигунів, відчинення і зачинення кришки аварійного люку і управління рампою вантажного люку. Необхідний тиск, до 150 кгс/см?, забезпечується двома насосами 435Ф, по одному на кожному двигуні. Також в системі єгідроакумулятори, які забезпечують роботу вузлів при стоянці літака.

Допоміжна ГС може використовуватись для випуску закрилків, гальмування коліс, відчинення кришки аварійного люку і управління рампою вантажного люку, при виході з ладу основної ГС. Джерелом тиску допоміжної ГС, до 160 кгс/см?, слугуєелектронасос. При необхідності цей насос може бути підключеним до основної ГС. Також на лівому борті у вантажній кабіні находиться ручний насос.

Вся ГС має спільний бак ємністю 37 л. Проте штуцер відбору рідини для основної системи находиться вище дна, а допоміжної системи — на дні. Це забезпечує запас рідини у випадку втрати рідини з основної ГС.

3.4 Електросистеми

Забезпечує живлення постійним струмом напругою 27 В, змінним (з частотою 400 Гц) однофазним струмом напругою 115 В і трифазним струмом напругою 36 В. В якості основного джерела постійного струму використовуються два стартер-генератори СТГ-12ТМО-1000, а перемінного струму, напругою 115 В, — два генератори СГО-12. Джерелом перемінного струму, напругою 36 В, слугують два перетворювачі ПТ-1000ЦС (основний та резервний). Стартер-генератор ГС-24А, розташований на ДСУ, слугує резервним джерелом живлення постійного струму. Для аварійного живлення споживачів постійного струму на борту є три акумуляторні батареї 12-САМ-28Т, перемінного струму напругою 115В — перетворювач ПО-1500, а перемінного струму напругою 36В — перетворювач напруги ПТ-200.

3.5 Паливні системи і масляні системи

Паливна система включає в себе 10 м’яких баків і два баки-відсіки. Баки кожного пів-крила розділені на 3 групи. Для живлення двигунів спочатку береться паливо з першої групи баків, потім з другої, а далі з третьої. Бак 3а також використовується як розширювальний бак для рівномірного розподілу палива між лівою та правою сторонами літака. Двигун ГТД-16М живиться від магістралі живлення правого основного двигуна. Заправка баків може проводитись зверху через заправні горловини або централізовано через заправний штуцер у відсіку шасі лівої мотогондоли. У польоті система нейтрального газу заповнює простір над паливом вуглекислим газом, а також ця система використовується в якості додаткового засобу пожежогасіння.

3.6 Маслосистема

Кожен двигун має автономну маслосистему (МC), яка забезпечує подачу мастила для змащування і охолодження двигуна, управління повітряним гвинтом та роботи системи вимірювання крутного моменту. Об'єм МC 90 л, а перед вильотом літака в маслобак заливають ще 32 л мастила.

3.7 ДСУ

В хвостовій частині правої мотогондоли під центропланом розташована додаткова силова установка (ДСУ) ТГ-16М. ДСУ складається із газотурбінного двигуна ГТД-16М, редуктора і стартер-генератора ГС-24А. Запуск здійснюється від бортових акумуляторних батарей або від аеродромних джерел постійного струму. Суха маса ДСУ 190 кг, а довжина — 1,58 м.

3.8 Радіоелектронне обладнання

Радіоустаткування Ан-32 поділяється на радіозв'язкове, радіонавігаційне та радіолокаційне обладнання.

Радіозв'язкове обладнання призначене для двохстороннього телефонного та телеграфного зв’язку із землею та іншими літаками, зв’язку між членами екіпажу, а також для запису усіх розмов (Бортовий самописець). До його складу входить: переговорний пристрій СПУ-8; дві командні ультракороткохвильові (УКХ) радіостанції Р-863; зв’язкова короткохвильова (КХ) радіостанція «Мікрон» та магнітофон ПС-503БС.

Радіонавігаційне обладнання призначене для забезпечення високоточного літаководіння та приземлення за приладами в тяжких метеорологічних умовах вдень та вночі. До його складу входить: два набора автоматичних радіокомпасів АРК-15М; два прибори сліпого приземлення ПСП-48; радіовисотомір РВ-5РМ; навігаційно-посадочна апаратура «Курс МП-70»; далекомір СД-75; радіотехнічна система ближньої навігації «Веер-М» і ДІСС-013−26ШМ Радіолокаційне обладнання призначене для обзору земної поверхні, виявлення гір, грозових фронтів і зустрічних літаків, визначення кута зносу та вирішення інших задач. До його складу входить: радіолокаційна станція «Гроза-32А і літаковий відповідач СО-72М.

3.9 Пілотажно-навігаційне обладнання

З допомогою пілотажно-навігаційного обладнання виконується пілотування літака, контролюється його положення відносно землі та здійснюється навігація. До його складу входять: три комбінованих показники швидкості КУС-730/1100К і показник числа М МС-1К; барометричні висотоміри: три ВМ-15К, ВМФ-50К і ВЕМ-72К-ЗА1; авіагоризонт АГБ-3К; автомат кутів атаки і перевантажень АУАСП-24КР-1; два комбінованих прибори ДА-30; автопілот АП-28Л1І2; магнітний компас КІ-13К; курсова система ГМК-1ГЕ; система директорного управління «Привід АНЕ-½»; БСРПП «Тестер-УЗ»; самописець КЗ-63; блок контролю кренів БКК-18; система сигналізації небезпечної швидкості зближення із землею ССОС; два сигналізатори приладової швидкості; прибори контролю за роботою двигунів та контролю за висотною і гідравлічною системою.

В розділі було детально розглянуто системи Ан-32, зокрема радіоелектронну, паливну, масляну, ДСУ, електросистеми та систему управління літаком. Розглянуто особливості та умови їх роботи. Літак Ан-32 має надійні ситеми, можливо не найсучасніщі. І можливо за відсутності автоматизаії працюе людський фактор і ми маемо велику кількість катастроф.

Сама система упраління загалом дуже діева і надійна, навіть при відмінні гідравлічної можно буде скористатимя механічною, що може в потрібну хвилину врятували паражирів і екіпаж.

Висновок

В першому розділі ми розглянули основні льотно-технічні характеристики літака Ан-32, історію його створення та особливості експлуатації. Привели динаміку аварій і катастроф за весь період експлуатації даного літака. Також був зібраний матеріал по існуючим модифікаціям.

У другому розділі було розглянуто конструктивно-силовий аналіз конструкції літака Ан-32 в цілому та окремо кожного з його основних агрегатів. Розглянуто їх будову, особливості функціонування, призначення та умови роботи. Через зростаючі вимоги до пасажирських літаків, агрегати постійно модернізуються і встановлюються на літаки цієї серії, утворюючи нові модифікації ЛА.

У третьому розділі було ми розглянуто системи Ан-32, зокрема радіоелектронну, паливну, масляну, ДСУ, електросистеми та систему управління літаком. Розглянуто особливості та умови їх роботи.

В останньому розділі ми розглянули навантаження, які діють на окремі частини літака під час польоту та побудували епюри погонних навантажень, перерізуючи сил, згинального та крутного моментів для різних частин літака.

Отримані результати будуть використані в наступному семестрі при виконанні курсового проекту з дисципліни «Проектування та конструювання ЛА».

Література

1. Методичні вказівки для проведення курсового та дипломного проектування для студентів кафедри приладів та систем керування літальними апаратами спеціальність «Системи керування літальними апаратами та комплексами», «Літаки та вертольоти» / уклад.: Ю. П. Кузякін, О. М. Нечипоренко, В. В. Сухов. — К.: НТУУ «КПІ», 2009. — 39 с.

2. Авиация и Время. Андрей Совенко. Надежные крылья Ан-325. Зайцев В. Н. Конструкция

3. Авиационный справочник на Avia.ru. Ан — 32 Легкий транспортный многоцелевой самолет

4. Глаголєв А. Н. Конструкция самолетов. — М.: Машиностроение, 2010. — 480 с.

5. http://aviadocs.net/docs/

6. Министерство гражданской авиации Самолет Ан-24 техническое описание эталон ГС ГА книга 2, 2008. — 106 с.