Выбор материала для создания самолета

Задание:
Тип, назначение: сверхзвуковой маневренный самолет с крылом обратной стреловидности, истребитель перехватчик.
Работа содержит в себе большое количество таблиц, схем, графиков, диаграмм, рисунков, расчетов, формул.
...

Конструкторская часть
Введение
Задание
1.1 Описание прототипов и краткая характеристика их модификаций
Данные по лучшему официальному результату
1.2 Выбор и обоснования аэродинамической схемы самолета
1.3 Анализ статистических данных
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
1.5 Подбор двигателя
1.5.1 Описание
1.6 Определение геометрических частей самолета
1.6.1 Определение геометрических параметров крыла
1.6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа
1.6.3 Определение геометрических параметров переднего горизонтального оперения
1.6.4 Определение геометрических параметров горизонтального оперения
1.6.5 Определение геометрических параметров вертикального оперения
1.6.6 Механизации самолета
1.7 Выбор конструктивно-силовой схемы самолета
1.7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
1.7.2 Выбор конструктивно-силовой схемы переднего горизонтального оперения
1.7.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения
1.7.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения
1.7.5 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа
1.7.6 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси
1.8 Описание конструкции самолета
1.8.1 Система управления
1.8.2 Оборудование самолета
1.8.3 Вооружение самолета.
1.9 Расчет лонжерона
1.9.1 Определение изгибающего момента действующего в крыле
1.9.2 Расчет верхнего сжатого пояса 2-го лонжерона
1.9.3 Расчет нижнего растянутого пояса 2-го лонжерона
1.9.4 Расчет стенки лонжерона
1.9.5 Расчет заклепочных соединений
1.10 Расчет монолитной панели
1.11 Проектирование силовой установки самолета
1.11.1 Проектирование топливной системы самолета
1.11.2 Проектирование дренажной системы самолета
1.11.3 Проектирование противопожарной системы самолета
1.11.4 Проектирование масляной системы самолета
1.11.5 Проектирование системы всасывания самолета
1.11.6 Результаты проектирования силовой установки
1.12 Проектирование системы управления стабилизатором самолета
1.12.1 Электродистанционная система управления
1.12.2 Механическая система управления
1.12.3 Система управления стабилизатором
Технологическая часть
2.1 Выбор заготовки для изготовления штампованной детали и схемы штампа
2.1.1Описание детали, конструктивных особенностей, материала
2.1.2 Выбор рационального раскроя полосы. Схема штамповки.
2.1.3 Выбор рационального раскроя материала.
2.1.4 Выбор схемы штамповки
2.1.5 Выбор технологической схемы штампа
2.1.6 Расчет усилий штамповки
2.2. Проектирование штампа и выбор оборудования
2.2.1 Определение центра давления штампа
2.2.2 Расчет конструктивных элементов штампа
2.2.3 Допуски и посадки в сопрягаемых конструктивных элементах штампа
2.2.4 Описание конструкции штампа
2.2.5 Работа штампа и процесс изготовления детали.
2.3 Организация рабочего места
2.4 Техника охраны труда при эксплуатации прессов и штампов включает целый ряд мероприятий:
Безопасность жизнедеятельности
3.1 Катапультное кресло К-36
Экономическая часть
4.1 Сравнительная экономическая эффективность вариантов панели крыла
4.1.1 Анализ конструктивных вариантов на основе экономической эффективности
Библиографический список
Приложения

Основные пути развития авиации определялись главным образом прогрессом летательных аппаратов боевого применения, на разработку которых затрачиваются большие средства и силы. При этом гражданская и транспортная авиация, для которых решающее значение имеют надежность и удобство эксплуатации, обычно идут по пути проложенному создателями военных самолетов.
Среди боевых самолетов большую часть составляют истребители и перехватчики. Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких задач, является очень сложным процессом, требующим увязки при решении противоречивых задач из многих областей науки и техники. Значительные отличия нескольких самолетов, разработанных на основе одних и тех же требований (например легкие истребители Нортроп YF-17 и Дженерал Дайнемикс YF-16), говорят о возможности решения задач разными способами: самолеты могут иметь .....

11
Стреловидность ГО по передней кромке
пкГО
50
12
Стреловидность ПГО по передней кромке
пкПГО
50
13
Отн. толщина профиля ГО
0.045
14
Отн. толщина профиля ПГО
0,045
15
Отн. площадь ВО
0.24
16
Удлинение ВО
ВО
2
17
Сужение ВО
ВО
3,4
18
Стреловидность ВО по передней кромке
пкВО
40
19
Отн. толщина профиля ВО
0.05
20
Удлинение носовой части фюзеляжа
Фн
3,53
21
Удлинение хвост. и центр. части фюзеляжа
Фц,хв
2,83
22
Диаметр фюзеляжа
Dф, м
2,12
23
Длина фюзеляжа
Lф, м
19,5
24
Отн. площадь закрылков
0.14
25
Отн. площадь отклоняемого носка
0.125
26
Отн. площадь элеронов
0.1
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
Так как определение массы самолета является, довольно таки, сложным процессом, возникает противоречие между определением взлетной массы m0 и массы элементов конструкции mi. По этому определение m0 производится в нескольких приближениях, уточняя с помощью относительных масс mi полученных путем исследования статистических данных прототипов и сравнительного анализа самолетов.
В данной работе определяется взлетная масса в нулевом приближении. m0 определяется из соотношения уравнения относительных масс с использованием статистики.
, (1.4.1)
где:
mцел – масса целевой нагрузки; mэк – масса экипажа; mк, от - относительная масса конструкции; mсу, от – относительная масса силовой установки; mm,от – относительная масса топлива; mоб, упр, от – относительная масса оборудования и управления.
Значения mк, от; mсу, от; mоб, упр, от - берем из [14] таблицы 1.4.
Значение mm,от – находим из соотношения:
, (1.4.2)
где:
a и b – коэффициенты; L – дальность полета, км; V – скорость полета, км/час
Подставляя значения относительных и заданных масс в зависимость (1.4.1), определяем взлетную массу в нулевом приближении:
Зная значение m0 можно определить массы элементов конструкции mi.
, (1.4.3)
Определяем массы составляющих конструкции самолета, пользуясь значениями относительных масс взятых в таблице 1.5, [14].
mк - масса конструкции; mкр, от – относительная масса крыла; mф,от – относительная масса фюзеляжа; mоп, от – относительная масса оперения; mш, от – относительная масса шасси.
, (1.4.4)
Данные, полученные в результате весового расчета, заносим в таблицу 1.4.
Таблица.1.4 Значение масс полученных при расчете
Наименование
Обозначение
Ед.изм
Величина
Взлетная масса
m0
кг
20450
Целевая нагрузка
mцел
4000
Масса экипажа
mэк
90
Масса конструкции
mк
4704
Масса крыла
mкр
1576
Масса фюзеляжа
mф
1882
Масса оперения
mоп
376,32
Масса шасси
mш
879,648
Масса топлива
mm
4295
Масса силовой установки
mсу
4499
Масса оборудования и управления
mоб, упр
2863
Для определения массы двигателя потребного для самолета определим стартовую тягу P0.
, (1.4.5)
где:
t0 – тяговооруженность самолета взята из статистических данных; m0 – взлетная масса конструкции; g- ускорение свободного падения.
Так как на самолете установлено два двигателя, стартовая тяга одного будет равна половине P0.
Массу двигателя определим из зависимости:
, (1.4.6)
где:
γдв – удельный вес двигателя подобранный для самолета согласно P0.
1.5 Подбор двигателя
Для проектируемого самолета по данным, полученным при расчете стартовой тяги и тяговооруженности, а так же по статистическим данным подбираем двигатель.
Для удобства проектировки самолета подбираем двигатель применяемый на Су -27: АЛ-31Ф.
Характеристики:
Тип двигателя: ТРДДФ
Размеры:
Диаметр входа 0.91 м
Максимальный диаметр 1.22 м*
Длина 4.95 м
Эксплуатационные характеристики
Крейсерский режим Максимал Форсаж
Тяга 2x7600 кГс (2x74.53 кН) 2x12500 кГс (2x122.58 кН)
Расход топлива 0.67 кг/кГс•ч 0.75 кг/кГс•ч 1.92 кг/кГс•ч
Степень повышения давления в компрессоре 23
Расход воздуха 110 кг/с
Степень двухконтурности 0.6
Масса двигателя 1533 кг**
Отношение тяги к массе >8
Температура газов перед турбиной до 1700 К
Рисунок 1.17 „АЛ-31Ф”
1.5.1 Описание
Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) АЛ-31Ф, созданный в НПО «Сатурн» им. А.М.Люльки - первый в нашей стране двухконтурный двигатель, соответствующий по параметрам в своём классе высшим мировым достижениям. Это мощный и экономичный ТРДДФ модульной конструкции, состоит из 14 блоков. Отношение тяги к массе более 8. Двигатель состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с регулируемой первой группой ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления с активным управлением радиальными зазорами, компактной кольцевой камеры сгорания, форсажной камеры и сверхзвукового регулируемого сужающегося-расширяющегося реактивного сопла. АЛ-31Ф оснащен гидроэлектронной системой автоматического управления и топливопитания с электронным регулятором-ограничителем.
Основная особенность АЛ-31Ф - уникальные по механическим и эксплуатационным характеристикам лопатки турбины, изготовленные из жаропрочного сплава с монокристаллической структурой и имеющие эффективную систему охлаждения. Напряжённая термодинамика двигателя, высокие степень повышения давления и температура газов перед турбиной (1600-1700 К), Масса 1533 кг, диаметр входа 0.91 м, максимальный диаметр 1.22 м, длина 4.95 м.
АЛ-31Ф эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта, устойчиво работает на режимах глубокого помпажа воздухозаборника на числах M=2 в условиях плоского, прямого и перевёрнутого штопора. Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полёте, встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают надёжность силовой установки при применении бортового оружия.
Рисунок 1.18 „Теоретический чертеж Ал - 31Ф”
1.6 Определение геометрических частей самолета
1.6.1 Определение геометрических параметров крыла
Одним из основных параметров самолета является площадь крыла - S. Этот параметр применяется при проектировании крыл, ПГО, ГО, ВО. Площадь крыла находится из зависимости:
, (1.6.1)
где:
m0 – взлетная масса самолета полученная при массовом расчете; g – ускорение свободного падения; P0 – удельная нагрузка на крыло выбранная со статистических данных.
Определяем размах крыла самолета l:
, (1.6.2)
где: λ – удлинение крыла;
Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды крыла.
Корневая и концевая хорды крыла определяются из зависимостей:
; (1.6.3)
, (1.6.4)
где:
b0 - корневая хорда крыла; bк – концевая хорда крыла; l – размах крыла: S – площадь крыла, η – сужение крыла.
Неотъемлемой характеристикой несущих частей самолета является средняя аэродинамическая хорда крыла bA - САХ. При определении САХ, определяется также и ее координаты. САХ определяется из зависимости:
, (1.6.5)
Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:
ОZ.
, - (1.6.6)
ОХ.
, (1.6.7)
где:
χпк – стреловидность крыло по передней кромке.
1.6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа
Схема самолета интегральная - фюзеляж является несущей поверхностью. В нем размещены оборудование, двигателя, кабина пилота, отсеки для топлива, системы управления и другие жизненноважные элементы. По всему размаху фюзеляж имеет разную форму сечения.
Длинна фюзеляжа - Lф:
, (1.6.8)
где:
Lнос – длина носовой части фюзеляжа; Lцен – длина центральной части фюзеляжа; Lхвост – длина хвостовой части фюзеляжа.
Lнос – представлена в виде конуса. В ней располагается радиооборудование, кабина, закабинный отсек, ниша носовой стойки шасси.
, (1.6.9)
где:
λнос – удлинение носовой части фюзеляжа; Dф – диаметр фюзеляжа;
Lцен – представлена в виде цилиндра. В ней располагается радиооборудование, баки, отсеки оружия, системы управления, ниши основных стоек шасси.
, (1.6.10)
где:
λцен – удлинение центральной части фюзеляжа; Dф – диаметр фюзеляжа;
Lхв – представлена в виде цилиндра. В ней располагается двигатели, баки, узлы крепления хвостового оперения.
, (1.6.11)
где:
λхв. – удлинение хвостовой части фюзеляжа; Dф – диаметр фюзеляжа;
Тогда длина фюзеляжа из формулы (1.6.8):
1.6.3 Определение геометрических параметров переднего горизонтального оперения
Для определения площади переднего горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ПГО SПГО.от.
Площадь ПГО определим из зависимости:
, (1.6.12)
Определяем размах ПГО самолета lПГО:
, (1.6.13)
где: λПГО – удлинение ПГО;
Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ПГО.
Корневая и концевая хорды ПГО определяются из зависимостей:
; (1.6.14)
, (1.6.15)
где:
b0 ПГО- корневая хорда ПГО; bкПГО – концевая хорда ПГО; lПГО – размах ПГО: SПГО – площадь ПГО, ηПГО – сужение ПГО.
Определяем САХ и ее координаты из зависимости:
, (1.6.16)
Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:
ОZ.
, - (1.6.17)
ОХ.
, (1.6.18)
где:
χпкПГО – стреловидность ПГО по передней кромке.
Определим плече переднего горизонтального оперения LПГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления переднего горизонтального оперения):
, (1.6.19)
где:
LПГО – плече переднего горизонтального оперения; A – коэффициент из статистики; bA – величина средней аэродинамической хорды крыла.
1.6.4 Определение геометрических параметров горизонтального оперения
Для определения площади горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ГО SГО.от.
Площадь ГО определим из зависимости:
, (1.6.20)
Определяем размах ГО самолета lГО:
, (1.6.21)
где: λГО – удлинение ГО;
Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ГО.
Корневая и концевая хорды ГО определяются из зависимостей:
; (1.6.22)
, (1.6.23)
где:
b0 ГО- корневая хорда ГО; bкГО – концевая хорда ГО; lГО – размах ГО: SГО – площадь ГО, ηГО – сужение ГО.
Определяем САХ и ее координаты из зависимости:
, (1.6.24)
Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:
ОZ.
, - (1.6.25)
ОХ.
, (1.6.26)
где:
χпкГО – стреловидность ГО по передней кромке.
Определим плече горизонтального оперения LГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения):
, (1.6.27)
где:
LГО – плече горизонтального оперения; A – коэффициент берется из статистики; bA – величина средней аэродинамической хорды крыла.
1.6.5 Определение геометрических параметров вертикального оперения
Для определения площади вертикального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ВО SВО.от.
Площадь ВО определим из зависимости:
, (1.6.28)
Так как вертикальное оперение на самолете представлено в виде двух килей то в расчетах используется половина площади ВО.
Определяем размах ВО самолета lВО:
, (1.6.29)
где: λВО – удлинение ВО;
Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ВО.
Корневая и концевая хорды ВО определяются из зависимостей:
; (1.6.30)
, (1.6.31)
где:
b0 ВО- корневая хорда ВО; bкВО – концевая хорда ВО; lВО – размах ВО: SВО – площадь ВО, ηВО – сужение ВО.
Определяем САХ и ее координаты из зависимости:
, (1.6.32)
Координаты САХ находим на осях ОY, ОX, по зависимостям:
ОY.
, - (1.6.33)
ОХ.
, (1.6.34)
где:
χпкВО – стреловидность ВО по передней кромке.
Определим плече вертикальное оперения LВО (расстояние от центра масс самолета до центра давления вертикального оперения):
, (1.6.35)
где:
LВО – плече горизонтального оперения; A – коэффициент берется из статистики; bA – величина средней аэродинамической хорды крыла.
Рисунок 1.19. „Геометрические параметры”
1.6.6 Механизации самолета
Механизация – одна из самых важных элементов конструкции самолета. Благодаря ей происходит процесс управления самолетом в полете.
На крыле установлены: флапероны, предкрылки.
Флаперон – элемент механизации крыла предназначеный управления самолетом выполняющий как функции эллерона так и функции закрылка. На одной консоли самолета установлено три секции флаперонов. При этом все секции работают в раздельности и одновременно. Секция № 1 расположенная ближе к концевой части крыла выполняет функции эллерона и является вспомагательной поверхностью формирования формы профиля крыла при взлете и посадке. Секции № 2 и № 3 выпольняют функции закрылка, а также вспомагательные функции при управлении самолета в воздухе (маневрировании), располагаются все секции по задней кромке крыла.
Предкрылок – элемент механизации крыла, предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик крыла путем увеличения площади крыла на взлетном и посадочном режимах эксплуатации самолета. На самолете предкрылок состоит из трех секций. Как и на флапероне все секции могут работать как одновременно, так и раздельно. Секция № 1 одновременно выполняет функции противодивергенционной механизации. Расположены все секции по передней кромке крыла.
На килях установлены: рули поворотов.
Руль поворота – элемент управления самолетом по направлению.
Рули управления самолета по тангажу выполненя в виде цельноповоротных стабилизаторов, так как самолет является сверхзвуковым летательным аппаратом.
Результатом расчета геометрических параметров самолета является чертеж НВ.0000-0000 ВО.
1.7 Выбор конструктивно-силовой схемы самолета
1.7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
Выбор конструктивно силовой схемы крыла включает в себя: выбор и обоснования компоновки крыла, выбор силовых элементов, построение чертежа КСС самолета.
Для выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона – рассчитаем ширину пояса условного лонжерона (которая составляет 0.6 хорды крыла в расчетном сечении). Толщина пояса - δу определяется по формуле:
, (1.7.1)
где: P0 – удельная нагрузка на крыло при взлете; S – площадь крыла; zА – координата (положение по оси OZ); mi – масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр – масса крыла; g – ускорение свободного падения; nР – коэффициент расчетной перегрузки; cот – относительная толщина профиля; b0 – корневая хорда крыла; σР – разрушающее напряжение.
Рисунок 1.20. „Плечи усилий действующих на крыло”
Приведем координаты центра тяжести всех элементов к единой величине. Так как ракеты подвешиваемые имеют одну массу, то расчет имеет вид.
Для начала проверим значение толщины пояса условного лонжерона δу при использовании материала Д-16Т с σР=330 МПа
Определяем величины интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы:
, (1.7.2)
, (1.7.3)
где: P0 – удельная нагрузка на крыло при взлете; S – площадь крыла; S1 – площадь отсеченной части крыла; zА1 - координата (положение по оси OZ); mi – масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр – масса крыла; g – ускорение свободного падения; nР – коэффициент расчетной перегрузки; cот – относительная толщина профиля; b0 – корневая хорда крыла; Н - расчетная высота профиля в сечении крыла.
Расчетная высота профиля в сечении крыла по САХ берется из соотношения:
, (1.7.4)
где Нмах – максимальное значение высоты профиля в рассматриваемом сечении.
Выбираем профиль крыла.
Подбор производим с помощью программы AeroFoil.
Нмах = 191,9 мм
Исходя из полученных значений толщины условного пояса, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что толщина стенки условного лонжерона δу = 11 мм. Таким образом КСС при применении Д-16Т будет – «моноблочное крыло».
Проверим значение δу при применении стали 30ХГСА σР=880 МПа
Толщина стенки условного лонжерона δу = 4,08 мм. Таким образом КСС при применении 30ХГСА будет – «кессонное крыло».
Исходя из полученных значений толщины условного пояса δу = 4,08 мм, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что конструктивно силовая схема крыла самолета – «кессонная» с четырьмя лонжеронами, для обеспечения большей живучести ЛА, так как самолет боевой..
Кессонные крылья выгодно применять в самолетах такого класса так как, так как нужно добиться большой жесткости крыла – крыло склонно к дивергенции.
Кессонное крыло обладает большей жесткостью, чем однолонжеронное. Крыло самолета выполняется при применении панелей из композиционных материалов, что в свою очередь тоже дает выгоду по технологичности при применении кессонной схемы.
На крыле применяется профиль NACA 0005 Symmetrical полученный с помощью программы «Aerofoil coordinate». Угол стреловидности крыла – 420.
Так как крыло кессонное то расстояние между нервюрами выбираем из предела 350 – 450 мм, а расстояние между стрингерами выбираем из промежутка 120 – 150 мм.
а = 450 мм – расстояние между нервюрами, а b = 140 мм – расстояние между стрингерами.
Передний лонжерон расположен вдоль линии 10% хорд крыла, второй – 30%, третий – 55% , а задний - лонжерон расположен вдоль – 70%. Лонжероны выполнены из стали 30ХГСА. Нервюры выполнены из Д – 16Т. Панели, применяемые на крыле, выполнены из эпоксидного углепластика, с ориентацией 20% углеродных волокон под углом 00(по направлению к размаху крыла), 60% волокон под углами ± 450 и 20% волокон под углом 900. На концовке крыла добавлено несколько слоем под углом 90 для увеличения прочности на кручении. (Такая методика изготовления была применена на экспериментальном самолете Х – 29 А).
Между вторым и третьим лонжеронами размещаются топливные баки. Между первым и вторым, а также между третьим и четвертым размещаются, проводка управления механизацией крыла, электропроводка, проводка топливной системы, и другие жизненноважные линии управления самолетом.
Узлы навески механизации идут по первому и четвертому лонжерону.
Крыло имеет 13 силовых нервюр. В носке и в законцовке крыла расположены также простые нервюры. Все нервюры выполнены Д-16Т.
Крепления крыло производится с помощью крепления ухо-вилка, на каждом лонжероне, 8-мя болтами
Чертеж КСС крыла — лист №1.
1.7.2 Выбор конструктивно-силовой схемы переднего горизонтального оперения
Переднее горизонтальное оперение, установлено на самолете в носовой части фюзеляжа, - цельноповоротный стабилизатор. По КСС ПГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала – углепластика. ПГО имеет прямую стреловидность – 500 по передней кромке.
Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ПГО по линии хорд оперения. Так же на ПГО имеются две стенки – передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя – 70%.
Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.
На ПГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Расстояние между нервюрами №1 и№2 расстояние 63 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ПГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла в который установлен сферический подшипник.
Конструкция клепанная.
Чертеж КСС переднего горизонтального оперения — лист №2.
1.7.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения
Горизонтальное оперение, подобно конструкции ПГО, оно установленное в хвостовой части на самолете, - цельноповоротный стабилизатор. КСС ГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала – углепластика. ГО имеет прямую стреловидность – 500 по передней кромке.
Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ГО по линии хорд оперения. Так же на ГО имеются две стенки – передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя – 70%.
Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.
На ГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла, в который установлен сферический подшипник.
Конструкция клепанная.
Чертеж КСС горизонтального оперения — лист №3
1.7.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения
Вертикальное оперение установлено в хвостовой части установленное на самолете, КСС ВО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной дюралеалюминия. ВО имеет прямую стреловидность – 600 по передней кромке.
Лонжерон расположен на расстоянии 60% от передней кромки ВО по линии хорд оперения. На ВО имеются две стенки – передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя – 70%.
Обшивка представлена в виде листа выполненного из Д16Т.