Materiały kompozytowe w przemyśle lotniczym. Z czego wykonane jest krzesło biurowe Jaki materiał jest używany w fotelach helikopterów

Poduszki na krzesła i sofy.

Poduszki foteli lotniczych wykonane są z miękkiego materiału zwanego pianką poliuretanową lub gumą piankową. Łatwiej - PPU.

Poduszka do fotela lotniczego guma piankowa to miękki, niepalny materiał lotniczy (przebadany specjalnymi badaniami pod kątem bezpieczeństwa pożarowego) przeznaczony do stosowania w kabinie samolotu pasażerskiego, która nie posiada otworów wentylacyjnych i okien przeznaczonych do wentylacji pomieszczenia w przypadku pożaru poduszki .

Zgodnie z przepisami lotniczymi poduszka z gumy piankowej, ubrana w ozdobną (i ewentualnie także dodatkową ochronną) poszewkę z niepalnej tkaniny, poddawana jest po raz drugi próbom ogniowym wraz z pokrowcem w specjalnym laboratorium w celu określenia palność zespołu produktu.

W kabinie samolotu pasażerskiego należy używać wyłącznie poduszek spełniających wymagania przepisów lotniczych, co potwierdza raport z badań oraz pieczęć jakości certyfikowanego producenta poduszek lotniczych.

W przypadku aplikacji gospodarstwo domowe guma piankowa do produkcji poduszek foteli lotniczych, testowanieta poduszka nie przejdzie, ogień w samolocie rozprzestrzenia się natychmiast, a podczas palenia gumy piankowej do użytku domowego uwalniane są toksyczne produkty (ksylen, Diizocyjanian toluenu ), których liczba przekracza dopuszczalne normy od 3 do 65 razy, co może doprowadzić pasażerów i członków załogi do chorób o różnym nasileniu.

Niestety czasami zdarzają się przypadki, gdy linie lotnicze używają poduszek wykonanych z gospodarstwo domowe guma piankowa mikroporki na buty, guma – materiały palne i niebezpieczne. Nawet w pokrowcach ochronnych wykonanych z niepalnego materiału poduszki te natychmiast się spalą. W tym przypadku szanse pasażera na przeżycie pożaru są znikome.

ZABRONIONY!

W takich przypadkach dokumenty potwierdzające zdatność do lotupoduszek i pozwolenia na zainstalowanie ich na siedzeniu, których linie lotnicze nie mają.

Jednak poduszki nie trwają wiecznie. Podczas dłuższego użytkowania poduszka traci swój kształt i staje się płaska, guma piankowa pęka i rozpada się.

Za każdym razem, gdy pasażer siada na podartej poduszce, strumień małych, niewidocznych dla oka drobinek gumy piankowej przedostaje się do powietrza pasażerasalon. A pasażerowie, zarówno dorośli, jak i dzieci, oddychają tym powietrzem, nawet o tym nie wiedząc.

Oddychać czy nie oddychać?

W celu poprawy właściwości lotnych i taktycznych samolotów i śmigłowców bojowych w krajach bloku agresywnego prowadzone są kosztowne programy redukcji masy konstrukcji samolotu poprzez zastosowanie nowych, bardziej obiecujących materiałów, do których należą tzw. materiały kompozytowe.

Wiodące miejsce w świecie kapitalistycznym w rozwoju materiałów kompozytowych i ich wykorzystaniu w budowie samolotów (zwłaszcza do celów wojskowych) należy do tego, gdzie tempo prac w tej dziedzinie stale rośnie. Jeśli w 1958 roku Pentagonowi przeznaczono 400 000 dolarów na badania i rozwój w celu stworzenia takich materiałów, to w 1967 wydano na ten sam przedmiot około 11 miliardów dolarów. Koordynacją prowadzonych badań (w odniesieniu do konstrukcji lotniczych) zajmuje się Laboratorium Materiałowe Sił Powietrznych USA. Laboratorium Materiałowe zajmuje się oceną efektywności wykorzystania materiałów kompozytowych w budowie samolotów wojskowych. Obecnie, w ramach kontraktów z Siłami Powietrznymi oraz programów finansowanych przez dużych producentów samolotów, wytwarzana i testowana jest duża liczba elementów konstrukcyjnych samolotów i śmigłowców z materiałów kompozytowych.

Materiał kompozytowy (czasami nazywany kompozytem) składa się z wysokowytrzymałego wypełniacza zorientowanego w określonym kierunku i matrycy. Jako wypełniacze wzmacniające (baza mocy kompozycji) stosuje się włókna berylu, szkła, grafitu, stali, węglika krzemu, boru lub tzw. żywic syntetycznych (epoksydowych, poliestrowych, krzemoorganicznych) lub stopów metali (aluminium, tytan i inne) Połączenie włókien lub wiskerów z matrycą odbywa się przez prasowanie na gorąco, odlewanie, natryskiwanie plazmowe i innymi metodami.

Materiały kompozytowe oparte na włóknach o wysokiej wytrzymałości są najczęściej stosowane w budowie samolotów i rakiet za granicą. Materiał kompozytowy zachowuje się jak pojedyncza całość konstrukcyjna i posiada właściwości, których nie posiadają jego składniki. Cechą materiałów kompozytowych jest anizotropia ich właściwości (tj. zależność właściwości fizycznych, w tym mechanicznych materiałów od kierunku), determinowana orientacją włókien wzmacniających. Podaną wytrzymałość materiału uzyskuje się poprzez zorientowanie włókien wypełniacza w kierunku siły głównej. Eksperci zagraniczni uważają, że otwiera to nowe możliwości w projektowaniu elementów napędowych samolotów i śmigłowców.

Zdaniem ekspertów zagranicznych, z punktu widzenia właściwości wytrzymałości właściwej i sztywności właściwej, najbardziej obiecujące są materiały kompozytowe, w których jako zbrojenie wzmacniające zastosowano bor, węglik boru i włókna węglowe. Materiały te obejmują materiały borowo-epoksydowe (boroplasty, tworzywa wzmacniane włóknem węglowym, bor-aluminium).

Materiały kompozytowe borowo-epoksydowe

Za granicą najczęściej stosowane materiały (boroplasty) z wypełniaczem wzmacniającym z włókien borowych (włókna borowe) i matryc epoksydowych. Według prasy zagranicznej zastosowanie tworzyw borowych umożliwia zmniejszenie masy konstrukcji o 20-40%, zwiększenie jej sztywności oraz zwiększenie niezawodności eksploatacyjnej produktu. Materiały kompozytowe na bazie włókna borowego charakteryzują się wysoką wytrzymałością, sztywnością i odpornością na zmęczenie. Na przykład w prasie zagranicznej zauważono, że stosunek wytrzymałości właściwej tworzyw borowych do wytrzymałości właściwej stopu aluminium przy rozciąganiu wynosi 1,3-1,9, ściskanie - 1,5, ścinanie - 1,2, zgniatanie - 2,2 i zmęczenie charakterystyka wzrasta 3,8 razy. Ponadto boroplasty zachowują swoje właściwości w zakresie temperatur od -60 do + 177°C. Połączenie tych właściwości z góry określiło perspektywy szerokiego zastosowania boroplastów w lotnictwie oraz technice rakietowej i kosmicznej.

Jak wynika z raportu prasy zagranicznej, skala wykorzystania boroplastów w amerykańskim przemyśle lotniczym jest już w chwili obecnej bardzo znacząca. Na przykład jeden myśliwiec zużywa około 750 kg tworzyw borowych. Materiały te służą do wzmacniania elementów zespołu napędowego nakładkami z tworzywa borowego, które zmniejszają wagę elementów konstrukcyjnych i zwiększają ich nośność, a także do produkcji powłok.

Dzięki zastosowaniu boroplastów technologia produkcji jest znacznie uproszczona, a dodatkowo istnieje możliwość zmniejszenia całkowity elementy i części w niektórych elementach konstrukcji statku powietrznego. Na przykład, według specjalistów z McDonnell Douglas, przy produkcji steru samolotu F-4 z boroplastów liczba części została zmniejszona z 240 do 84.

Materiały kompozytowe z włóknami węglowymi

Eksperci zagraniczni uważają, że w warunkach wysokich temperatur występujących podczas lotu naddźwiękowego najskuteczniejsze są materiały kompozytowe oparte na matrycach wzmocnionych włóknami grafitowymi (węglowymi). Zastosowanie tych materiałów w budowie nowoczesnych i zaawansowanych samolotów naddźwiękowych jest korzystne z punktu widzenia oszczędności masy konstrukcji, zwłaszcza w przypadku komponentów, których wagę bardziej determinują wymagania sztywności niż wytrzymałości. Największą dystrybucję za granicą otrzymały materiały z włóknami węglowymi opartymi na matrycach epoksydowych (CFRP) oraz materiały oparte na grafityzowanych matrycach węglowych wzmocnionych włóknami węglowymi („węgiel-węgiel”).

CFRP

Prasa zagraniczna zauważa, że ​​tworzywa węglowe mają niski ciężar właściwy - 1,5 g/cm3. (stopy aluminium 2,8 g/cc, stopy tytanu 4,5 g/cc); wysoka sztywność, wytrzymałość na wibracje i wytrzymałość zmęczeniowa. Wszystko to sprawia, że ​​są jednymi z najbardziej obiecujących materiałów do produkcji techniki lotniczej i kosmicznej. Poinformowano, że dla wszystkich głównych rodzajów działających obciążeń wytrzymałość właściwa tworzyw węglowych jest wyższa niż wytrzymałość stopu aluminium. Zagraniczni eksperci zauważają, że wytrzymałość i sztywność włókna węglowego jest około sześciokrotnie wyższa niż w przypadku głównych gatunków stali stosowanych w konstrukcjach lotniczych.

W 1969 r. Laboratorium Materiałów Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych przyznało firmie Northrop kontrakt na opracowanie prototypowych struktur kompozytowych na bazie grafitu. Początkowo zastosowanie włókna węglowego w konstrukcjach samolotów było znikome ze względu na wysoki koszt włókna węglowego (700-900 dolarów za 1 kg). Następnie, w wyniku zorganizowania szerokiej produkcji włókna, koszt spadł do 120-150 dolarów. Ale według prognoz amerykańskich ekspertów za trzy do pięciu lat nie przekroczy 50-80 dolarów.

Według prasy zagranicznej, obecnie zastosowanie włókna węglowego w przemyśle lotniczym znacznie wzrosło. Różne elementy konstrukcyjne wykonane z tego materiału są testowane na samolotach F-5E, A-4D i F-111. Firma Boeing, w ramach kontraktu z Siłami Powietrznymi USA, bada możliwość wykorzystania tych materiałów w konstrukcji skrzydła obiecującego bezzałogowego samolotu rozpoznawczego na dużych wysokościach. Podobna praca jest prowadzona w innych krajach kapitalistycznych. Na przykład brytyjska firma „British Aircraft”, na mocy umowy zawartej z brytyjskim Ministerstwem Obrony, wykonuje elementy płatowców niektórych samolotów z włókna węglowego.

Materiały kompozytowe „węgiel-węgiel” charakteryzują się niskim ciężarem właściwym (1,4 g/cm3), wysokimi właściwościami termoizolacyjnymi, zdolnością do zachowania charakterystyk wytrzymałościowych w temperaturach powyżej 2500 stopni Celsjusza. Ze względu na te i inne cechy są uważane za bardzo obiecujące do produkcji tych części i zespołów samolotów, które działają w wysokich temperaturach, a także osłon termicznych samolotów, głównie statków kosmicznych. Według doniesień prasy zagranicznej obecnie z tego materiału opracowywane są części do hamulców kół do samolotów, ich waga wynosi około 30% masy hamulców stalowych. Według specjalistów z amerykańskiej firmy Dunlop żywotność urządzeń hamulcowych wykonanych z tych materiałów wynosi 3000 lądowań, czyli od pięciu do sześciu razy dłużej niż żywotność hamulców konwencjonalnych.

Materiał kompozytowy borowo-aluminiowy (borowo-aluminiowy)

Jako wypełniacz wzmacniający dla tego materiału kompozytowego stosuje się włókna boru (czasami pokryte węglikiem krzemu), a jako osnowę stosuje się stopy aluminium. Boro-aluminium jest 3,5 razy lżejsze od aluminium i 2 razy mocniejsze od niego, co pozwala na uzyskanie znacznych oszczędności wagi. Ponadto w wysokie temperatury(do 430°C) materiał kompozytowy borowo-aluminiowy ma 2 razy duże wartości specyficzna wytrzymałość i sztywność w porównaniu do tytanu, co umożliwia zastosowanie go w samolotach o prędkości lotu M=3, w konstrukcjach, których tytan jest obecnie stosowany. Zagraniczni eksperci uważają borowo-aluminiowy za jeden z obiecujących materiałów kompozytowych, którego zastosowanie pozwala zaoszczędzić nawet do 50% masy konstrukcji samolotu.

Według doniesień prasy zagranicznej, prace nad badaniem właściwości aluminium borowego i jego wprowadzeniem do przemysłu lotniczego prowadzi kilka firm amerykańskich. Na przykład firma General Dynamics produkuje z tego materiału elementy konstrukcyjne części ogonowej samolotu F-111, a firma Lockheed produkuje eksperymentalny keson środkowej części samolotu C-130. Specjaliści Boeinga badają możliwość zastosowania materiału borowo-aluminiowego w podłużnicach samolotów superciężkich.

Obecnie w konstrukcji silników lotniczych coraz częściej stosuje się kompozyty borowo-aluminiowe. Według prasy zagranicznej firma Pratt-Whitney wykorzystuje go do produkcji łopatek wentylatora do pierwszego i trzeciego stopnia silników turbowentylatorowych JT8-D, TF-30, F-100, a General Electric Company stosuje łopatki wentylatora silnika J-79, co zdaniem specjalistów firmy pozwoli na uzyskanie ok. 40% oszczędności masy tych elementów.

W Stanach Zjednoczonych istnieje 79 programów, w ramach których prowadzone są prace nad badaniami i praktycznym wykorzystaniem materiałów kompozytowych w przemyśle lotniczym.

Analizując wyniki uzyskane podczas wykonywania prac eksperymentalnych, zagraniczni eksperci uważają, że kompozyty mogą być wykorzystane w konstrukcji większości podzespołów i części samolotu bojowego. Na ryc. 1 przedstawia schemat płatowca samolotu bojowego z zaznaczeniem tych elementów w projektach, których według widoków zagraniczni specjaliści, możliwe jest zastosowanie materiałów kompozytowych.

Ryż. 1. Schemat płatowca samolotu bojowego wykonanego z materiałów kompozytowych: 1 - rama przeszklenia kokpitu; 2 - wykończenie kabiny; 3 - główne drzewca; 4 - zestaw mocy skrzydła i ogona; 5 - pylon; 6 - skóra kadłuba; 7 - listwy; 8 - klapy, spoilery, lotki: 9 - stery i stery wysokości; 10 - punkty mocowania silnika i włazy; 11 i 12 - konstrukcja podłogi kabiny; 13 - przednie i tylne ściany kabiny; 14 - główne elementy poprzecznego zestawu mocy; 15 - belki;: 16 - zbiornik paliwa.

Stworzony przez Rockwell International bombowiec strategiczny Wewnętrzne i zewnętrzne dźwigary B-1 umieszczone w tylnej części kadłuba wykonane są z nakładek z kompozytu borowo-epoksydowego. Te dźwigary składają się z litych plastikowych okładzin borowych połączonych z metalowymi częściami. Elementy metalowe (stal, tytan) zapewniają wytrzymałość, a okładziny z tworzywa borowego zwiększają sztywność dźwigarów. Należy zauważyć, że drzewce tej konstrukcji nie tylko uległy poprawie właściwości mechaniczne, ale także o 28-44% lżejsze niż te całkowicie metalowe.

Przewidując dalsze wprowadzenie materiałów kompozytowych do konstrukcji bombowca B-1, Laboratorium Materiałowe Sił Powietrznych USA podpisało umowy z Rockwell International na opracowanie stępki z materiałów grafitowo-epoksydowych i borowo-epoksydowych, a z firmą Grumman na stworzenie stabilizatora samolotu z tych materiałów.

Zgodnie z programem realizowanym przez General Dynamics (w ramach kontraktu z Siłami Powietrznymi Stanów Zjednoczonych) na stalowej, wysokowytrzymałej dolnej powierzchni zawiasowego wspornika skrzydła myśliwca-bombowca montuje się wzmacniające podkładki z żywicy epoksydowej i boru. Amerykańscy eksperci uważają, że zastosowanie tych nakładek ponad dwukrotnie zwiększa wytrzymałość zmęczeniową połączenia zawiasowego zespołu obracania skrzydeł. Na dwóch samolotach F-111A testowane są eksperymentalne stabilizatory wykonane z kompozytu borowo-epoksydowego, które według danych prasy zagranicznej są o 27% lżejsze od konwencjonalnych.

W samolocie F-l4 na samym początku projektowania przewidywano zastosowanie materiałów kompozytowych w konstrukcji nośnej. Cztery panele poszycia stabilizatora wykonane są z materiału kompozytowego na bazie włókna boru.

Według prasy zagranicznej wyniki badań wykazały, że charakterystyka zmęczeniowa stabilizatora z powłoką z tworzywa borowego jest 2,5 razy wyższa od podanej wymagania techniczne, ale kosztem jest to obecnie odpowiednik całkowicie metalowego. Całkowita waga stabilizatora z obudową boroplastową wynosi 350 kg; oszczędność masy w porównaniu ze stabilizatorem pokrytym tytanem o wadze 82 kg (lub 10%). W porównaniu ze stabilizatorem o podobnej konstrukcji wykonanym ze stopów aluminium przyrost masy jest jeszcze większy - 117 kg (27%).

W konstrukcji samolotu F-15 (McDonnell Douglas), kierując się względami zapewnienia wymaganego wyrównania w celu zaoszczędzenia masy części ogonowej samolotu, poszycie sterowalnych stateczników poziomych i usterzenia pionowego wykonano z tworzywo borowe. Według doniesień prasy zagranicznej, testy zmęczeniowe płatowca F-15 z kompozytowymi panelami poszycia zostały zakończone. Czas trwania testu wynosi 10 tysięcy godzin, co stanowi czterokrotność normalnego zasobu. Następnie przeprowadzono badania statyczne poziomego sterowanego stabilizatora przy obciążeniu dwukrotnie większym od projektowego obciążenia niszczącego; Stabilizator wytrzymał te testy. W porównaniu z tytanową konstrukcją poziomego stabilizatora, zmniejszenie masy w przypadku powłok borowych wyniosło 22%.

Jak zauważono w zagranicznej prasie, samolot F-15 jest pierwszym samolotem wojskowym Sił Powietrznych USA wyposażonym w układ hamulcowy Goodyear, którego części wykonano z materiału kompozytowego na bazie włókien węglowych. Zapewniło to, zdaniem amerykańskich ekspertów, zmniejszenie masy (ok. 32 kg na każdy hamulec) oraz płynniejsze i jednocześnie wydajniejsze hamowanie, a także zwiększyło niezawodność układu hamulcowego.

McDonnell Douglas prowadzi badania już trzeci rok w ramach specjalnego programu, który przewiduje zastosowanie materiałów kompozytowych do różnych elementów skrzydła F-15, co według wyliczeń specjalistów firmy pozwoli na zmniejszenie masy skrzydła o 130-180 kg. W trakcie badań wytrzymałościowych skrzydło samolotu wykonane z materiałów kompozytowych załamało się pod obciążeniem 110% obliczonego obciążenia niszczącego. Rozpoczęcie prób w locie tego skrzydła planowane jest na 1976 r. (po pomyślnym zakończeniu prób statycznych).

Prasa zagraniczna donosi, że wysokie koszty wyposażenia technicznego potrzebnego do produkcji części z takich materiałów nie pozwoliły na zastosowanie obiecujących materiałów kompozytowych w odpowiedniej ilości. Jednak coraz częściej stosuje się materiały kompozytowe w projektach nowych amerykańskich samolotów bojowych. Doświadczenia z wykorzystaniem materiałów kompozytowych grafitowo-epoksydowych uzyskane przez General Dynamics w rozwoju samolotu F-111 zostały również wzięte pod uwagę przy tworzeniu samolotu F-16. Wykonując poszycie płetwy, stabilizator i ster z włókna węglowego, firma była w stanie zmniejszyć masę tylnego kadłuba F-16 o około 30 procent. Obecnie firma w ramach kontraktu z Siłami Powietrznymi opracowuje przedni kadłub tego samolotu z materiałów grafitowo-epoksydowych.

Podczas modernizacji ciężkiego wojskowego samolotu transportowego C-5A wykorzystano materiały kompozytowe do wykonania niektórych elementów i części płatowca samolotu (np. odcinki listwowe). Na ryc. 2 przedstawia sekcję listwową wykonaną z materiału borowo-epoksydowego i zwykłego metalu. Nowa sekcja ma zwiększoną wytrzymałość i sztywność, jest znacznie lżejsza od metalowej.

Ryż. Rys. 2. Przekrój płyty ciężkiego wojskowego samolotu transportowego C-5A: u góry - wykonany z materiałów kompozytowych; dno - wykonane ze stopów aluminium

Podejmowane są próby wykorzystania materiałów kompozytowych do budowy śmigłowców. W szczególności w celu zbadania możliwości wykonania z takich materiałów niektórych głównych elementów konstrukcyjnych śmigłowców firmy amerykańskie i zachodnioniemieckie prowadzą szereg prac rozwojowych. Jak informuje prasa zagraniczna, amerykańska firma Sikorsky uczestniczy w programie, który zakłada zwiększenie trwałości zmęczeniowej i poprawę charakterystyk dynamicznych śmigłowca CH-54V poprzez wzmocnienie jego belki ogonowej materiałami kompozytowymi. Podaje się, że w wyniku wzmocnienia podłużnic materiałem borowo-epoksydowym zasoby płatowca śmigłowca wzrosły kilkukrotnie, a masa zmniejszyła się o 30% (rys. 3).

Ryż. 3. Zastosowanie tworzywa borowego do wzmocnienia podłużnic wysięgnika ogonowego w ciężkim śmigłowcu CH-54B.

W zagranicznej prasie doniesiono, że Departament Obrony Stanów Zjednoczonych podpisał z Hughesem kontrakt o wartości 1,2 miliona dolarów na opracowanie ostrzy z materiałów kompozytowych. wirnik dla helikoptera. Według specjalistów firmy, zastosowanie materiałów kompozytowych w konstrukcji ostrza pozwoli na zmniejszenie jego wagi, zachowanie właściwości wytrzymałościowych oraz osiągnięcie względnej niewrażliwości ostrza na kule. Ponadto takie ostrza będą miały długi zasób i niską trwałość, a ich produkcję można zorganizować na zautomatyzowanej linii.

Powszechne wykorzystanie materiałów kompozytowych w konstrukcji wirnika głównego planowane jest również w ramach perspektywicznego programu HLH, który przewiduje stworzenie ciężkiego śmigłowca szturmowego o maksymalnej ładowności około 30 t. wykonywanie prac w ramach programu HLH , produkowanych wirników z wirnikami, do ich konstrukcji zastosowano materiały kompozytowe.

Na podstawie badań przeprowadzonych przez największą amerykańską firmę śmigłowcową Sikorsky w odniesieniu do śmigłowca CH-53D stwierdzono, że powszechne wprowadzenie materiałów kompozytowych w konstrukcjach śmigłowców stanie się celowe w latach 80-tych. Specjaliści firmy uważają, że maksymalną wydajność osiąga się, gdy do konstrukcji kadłuba śmigłowca stosuje się materiały kompozytowe; jednocześnie w najbardziej obciążonych elementach kadłuba należy zastosować materiał na bazie węgla. Analiza wykazała, że ​​dzięki zastosowaniu materiałów kompozytowych masę konstrukcji śmigłowca CH-53D można zmniejszyć o 18,5%.

Badając doświadczenia w stosowaniu materiałów kompozytowych w konstrukcjach lotniczych, amerykańscy eksperci uważają te materiały za bardzo obiecujące dla technologii rakietowej i kosmicznej pod względem masy i właściwości mechanicznych. Według doniesień prasy zagranicznej w Stanach Zjednoczonych do produkcji głowic rakietowych planuje się stosowanie materiałów kompozytowych z matrycą z włókna węglowego, które mają wysoką przezroczystość radiową. Przedstawiono również testy termiczne dyszy. silnik rakietowy wykonany w całości z materiałów kompozytowych.

Wiele części sztucznych satelitów Ziemi, takich jak ramy antenowe, jest już wykonanych z włókna węglowego w połączeniu z aluminiową strukturą plastra miodu. Zapewniło to nie tylko oszczędność masy w porównaniu z konstrukcją aluminiową, ale także stabilność wymiarową paneli, ponieważ włókno węglowe ma wyjątkowo niski współczynnik rozszerzalności cieplnej (50 razy mniejszy niż w przypadku metali).

Planuje się szerokie zastosowanie materiałów kompozytowych do produkcji niektórych elementów etapu orbitalnego opracowywanego w Stanach Zjednoczonych systemu transportu i kosmicznego wahadłowca. W szczególności do ochrony termicznej dziobu kadłuba, dolnej powierzchni dziobu kadłuba i krawędzi natarcia skrzydła zostanie zastosowany materiał kompozytowy węglowo-węglowy. Boeing opracował ramkę na płyn silnik odrzutowy podstawowy układ napędowy stopień orbitalny, umieszczony w tylnej części kadłuba. Wykonany jest z kompozytu borowo-epoksydowego połączonego z elementami stopu tytanu. Ta konstrukcja, zdaniem firmy, pozwoli, w porównaniu z konwencjonalnym tytanem, osiągnąć zmniejszenie masy o około 30%.

Badania przeprowadzone przez szereg amerykańskich firm produkujących samoloty pod kierunkiem Laboratorium Materiałowego Sił Powietrznych USA wykazały, że zastosowanie materiałów kompozytowych w budowie samolotów wojskowych i śmigłowców lat 80. nie tylko znacząco obniży ich wagę i koszt, ale także zwiększają przeżywalność.

Według prognoz zagranicznych ekspertów do początku lat 80. udział materiałów kompozytowych w płatowcu samolotu wzrośnie do 50%. Powinno to zapewnić 20-30% oszczędności masy w równym stopniu dla samolotów poddźwiękowych i naddźwiękowych. Osiągnięta w tym przypadku redukcja masy konstrukcji pozwoli na zwiększenie dopływu paliwa lub obciążenia bojowego lub zmniejszenie gabarytów samolotu. Ponadto uważa się, że wysoka wytrzymałość tych materiałów może prowadzić do poprawy właściwości aerodynamiczne(poprzez zmniejszenie względnej grubości profilu i wydłużenie skrzydła), a docelowo - do poprawy charakterystyka lotu samolot.

Fotele przeznaczone są do stawiania w nich i wykonywania obowiązki funkcjonalne pilota, pomieszczenia pasażerskie, zapewniające komfortowy lot, a także tolerancję przeciążeń przez pilota i pasażerów śmigłowca w przypadku awaryjnego lądowania.

Nasze fotele są tak kompaktowe, że pasują do prawie wszystkich kabin.

Fotele nie tylko spełniają wymogi bezpieczeństwa, ale również mają ulepszone właściwości ergonomiczne.

Podczas tworzenia krzesła osiągnięto następujące cele:

• utrata wagi
• redukcja kosztów
• ścisłość
• maksymalna ergonomia i wygoda
• orginalny wzór

Fotel ma ekskluzywny, nowoczesny design. Podczas rozwoju wprowadzono nowe oryginalne rozwiązania inżynieryjne. Proces produkcji oparty jest na wykorzystaniu zaawansowanych, innowacyjnych materiałów.

Krzesło jest produktem seryjnym, posiada wymienne podzespoły i części. Wyposażenie fotela jest łatwo instalowane na pokładzie helikoptera i znajduje się zarówno w locie, jak i przed lotem. Każdy fotel jest niezawodny w działaniu i w normalnych warunkach eksploatacji wymaga minimalnych kosztów eksploatacji.

Konstrukcja krzesła wytrzymuje duże obciążenia udarowe przy mniejszej wadze w porównaniu z krzesłami konkurencji.

Lekkie krzesła zapewniają oszczędność energii, a wraz z bezpieczeństwem – ekonomiczną eksploatację i wysoką ergonomię.

Wielostopniowy system bezpieczeństwa naszego fotela helikopterowego zmniejsza możliwość zranienia pasażera i przyczynia się do ratowania jego życia. Technologia pochłaniania energii charakteryzuje się wysokim poziomem niezawodności, skutecznie pochłaniając energię uderzenia podczas poważnego wypadku lub awaryjnego lądowania.

pochłanianie energii siedzenie helikoptera, przeznaczony do przeciążenia do 30g.

Element pochłaniający energię o pojedynczym działaniu.

W jednej z modyfikacji fotela istnieje możliwość zamontowania, dostosowania stopnia pochłaniania energii uderzenia w zależności od charakterystyki wagowej pasażera (opcja).

System trzymania i mocowania składa się z: dwóch pasów biodrowych, dwóch pasów naramiennych ze zwojami inercyjnymi, blokady mocowania pasów, systemu regulacji długości pasów oraz punktów mocowania pasów bezpieczeństwa.

Poduszki krzesła są zaprojektowane z minimalnym przemieszczeniem (recesja) i dynamicznym sprzężeniem zwrotnym osoby siedzącej. Poduszki wykonane są z materiału samogasnącego zgodnie z AP27.853.

Konstrukcja krzesła przewiduje montaż podłokietników (opcja).

Realizacja wysoki stopień bezpieczeństwo krzesła nie wpłynęło na główne parametry, takie jak niska waga, wygoda, dostępność i łatwość konserwacji.

SPECYFIKACJA

FOTEL SKŁADA SIĘ Z:

• rama krzesła
• miękkie poduszki
• Systemy amortyzujące z punktami mocowania
• System regulacji amortyzatorów w zależności od wagi pasażera (opcja)
• podłokietniki (opcja)
• Zagłówek
• System na uwięzi
• Zasilanie (opcja)
• literacka kieszeń
• Etui (tekstylne/skórzane) z wybranym schematem kolorystycznym

SERWIS

Elementy szybkiego uwalniania:

• miękkość
• Sprawy

Węzły z zastosowaną regulacją:

• Podłokietnik

HELIKOPTER Wyposażenie szybowcowe i kokpitowe

1. OGÓLNE

Kadłub jest całkowicie metalową półskorupą o zmiennym przekroju, składającą się z ramy i poszycia. Kadłub jest bazą, do której przymocowane są wszystkie jednostki śmigłowca, mieści wyposażenie, załogę i ładunek.

Konstrukcja kadłuba zapewnia jego operacyjne rozczłonkowanie, co ułatwia naprawę i transport śmigłowca. Ma dwa konstrukcyjne łączniki (patrz rys. 2.16) i zawiera przednią i środkową część, tylną wysięgnik i końcową wysięgnik z owiewką.

Głównymi materiałami konstrukcyjnymi są: blacha duraluminiowa platerowana D16AT z blach o grubości 0,8 mm, z których wykonana jest powłoka zewnętrzna, utwardzane duraluminium B95 i stopy magnezu.

W konstrukcji wielu jednostek stosuje się wytłoczki ze stopów aluminium, odlewy ze stali i stopów metali nieżelaznych oraz profile wyciskane. Poszczególne elementy i części wykonane są ze stali stopowych.

Do wygłuszenia i wykończenia kabin stosowane są materiały syntetyczne.

2. PRZEDNI KADŁUB

Przednia część kadłuba (rys. 2.1), stanowiąca kokpit, to przedział o długości 2,15 m, w którym znajdują się fotele pilota, sterowanie śmigłowcem i silnikiem, oprzyrządowanie i inne wyposażenie. Jego przednia część tworzy latarnię, która zapewnia widoczność załodze. Kabina załogi oddzielona jest od przedziału ładunkowego ramą nr 5H z drzwiami.

Po prawej i lewej stronie znajdują się wysuwane blistry 2. W suficie kabiny znajduje się właz umożliwiający dostęp do elektrowni, który jest zamykany otwieraną do góry pokrywą. Na podłodze kokpitu znajdują się dźwignie sterowania helikopterem i fotele pilotów, aw drzwiach wejściowych do kokpitu zamontowany jest fotel mechanika pokładowego. Za siedzeniami pomiędzy ramami nr 4N i 5N znajdują się komory bateryjne oraz półki na sprzęt radiowy i elektryczny.

Rama dziobowa składa się z pięciu ram nr 1N - 5N, belek podłużnych, podłużnic, wytłoczonych usztywnień i ramy czaszy. Technologicznie dziób podzielony jest na podłogę, panele boczne, sufit, baldachim, blistry wysuwane oraz stelaż nr 5H.

Podłoga kokpitu (rys. 2.2) o konstrukcji nitowanej składa się z zestawu dolnych części ram, belek podłużnych i podłużnic. Rama mocy mocowana jest za pomocą profili narożnych oraz wzmocniona profilami i przesłonami w miejscach wycięć i mocowania jednostek.

Do ramy przymocowana jest podłoga i zewnętrzne poszycie wykonane z arkuszy duraluminium. Na wierzchu posadzki wzdłuż osi symetrii, pomiędzy podłużnicami nr 3, montuje się dwa arkusze falistego duraluminium.

W podłodze i zewnętrznej warstwie podłogi wykonano włazy do mocowania zespołów, dostęp do węzłów i połączeń drążków układu sterowania śmigłowca, do punktów mocowania przedniego podwozia, sworznie dokujące ramy nr 5H oraz rury instalacji grzewczej i wentylacyjnej.

W poszyciu zewnętrznym pomiędzy wręgami nr 2N i ZN wykonano włazy 10 do montażu świateł lądowania i kołowania MPRF-1A. Na śmigłowcach Mi-8P pod podłogą kokpitu pomiędzy wręgami nr 4N i 5N zamontowana jest druga lampa błyskowa MSL-3.

Ryż. 2.2. Kadłub z przodu z podłogą kabiny:

1, 5, 6, 11 - otwory do sterowania śmigłowcem; 2 - otwór na okablowanie elektryczne deski rozdzielczej; 3 - nakładki; 4 - otwór na rurę systemu grzewczego; 7 - właz do zbliżania się do amortyzatora przedniego podwozia; 8 - włazy montażowe i inspekcyjne; 9 - właz na migającą latarnię; 10 - włazy na reflektory.

Aby chronić podłogę przed zużyciem, pod pedałami kierunkowymi zainstalowano cztery podkładki 3 wykonane z drewna delta. Na podłodze zamontowane są uchwyty do mocowania foteli, centralek helikoptera, tablic przyrządów oraz konsoli autopilota.

Panele boczne wykonane są z tłoczonych usztywnień, profili oraz poszycia duraluminium. Wytłoczone usztywnienia wraz z odlewanymi profilami magnezowymi tworzą ramy otworów dla prawego i lewego przesuwanego blistra.

Profile gumowe są instalowane wzdłuż przednich i tylnych krawędzi otworów w celu uszczelnienia kokpitu. Na zewnątrz nad otworami i przed nimi zamocowane są rynny odprowadzające wodę. W górnej części ościeżnicy uszczelniającej otwory zamontowane są od wewnątrz mechanizmy do awaryjnego wyrzucania blistrów.

Po prawej i lewej stronie pomiędzy ramkami nr 4H i 5H wykonane są przegrody na baterie (po dwie z każdej strony). Przedziały zamykane są od zewnątrz pokrywami zamykanymi na zamki śrubowe. Pokrywy są na zawiasach i dla ułatwienia użytkowania są utrzymywane w pozycji poziomej za pomocą dwóch stalowych prętów. W przegrodach zainstalowane są prowadnice, wzdłuż których poruszają się pojemniki z bateriami. Wewnętrzne powierzchnie przegródek na baterie są oklejone materiałem termoizolacyjnym. Pod blistrami między ramami nr 1H i 2H zamontowano światła nawigacyjne BANO-45. Po lewej stronie, przed komorami baterii, znajdują się wycięcia na złącza wtykowe zasilania lotniskowego 4 (patrz rys. 2.1).

Sufit kokpitu wykonany jest z wytłoczonych usztywnień, podłużnego i poprzecznego zestawu przesłon, profili oraz poszycia duraluminium. Poszycie przynitowane jest do ramy specjalnymi kolczastymi nitami, które zapobiegają ślizganiu się nóg podczas serwisowania elektrowni.

W suficie znajduje się właz umożliwiający dostęp do elektrowni. Konstrukcja włazu i pokrywy zapewnia ochronę przed wnikaniem wody do kokpitu.

Zanitowana pokrywa włazu montowana jest na dwóch zawiasach 1 (rys. 2.3). W pierwszym zawiasie zamontowany jest zatrzask sprężynowy, który automatycznie blokuje pokrywę otwarta pozycja. Po otwarciu pokrywy wyprofilowane żebro 10 ze skośnym odcinkiem dociska oś zatrzasku 13, aż oś pod działaniem sprężyny 12 przechodzi do prostego odcinka żebra, po czym pokrywa włazu zostaje zablokowana.

Ryż. 2.3. Właz dostępowy do elektrowni:

1 - zawiasy włazu; 2 - przystanki; 3 - przycisk zatrzasku; 4 - widelec; 5 - sprzęgło regulacyjne; 6 - wałek, 7 - zatrzask; 8 - hak; 9 - uchwyt; 10 - profilowane żebro; 11 - kołek blokujący; 12 - wiosna; 13 - zatrzask.

Zamykając pokrywę włazu należy najpierw docisnąć wystający koniec zatrzasku i wysunąć oś poza wyprofilowaną krawędź pętli zawiasu. W pozycji zamkniętej pokrywa włazu jest mocowana zamkiem. Mechanizm blokujący składa się z uchwytu 9 z blokadą, widelca 4, sprzęgła regulacyjnego 5 i wału z dwoma nogami 6. Podczas otwierania pokrywy włazu naciśnij przycisk zatrzasku 13, odczep go od haka 5, a następnie obrócić uchwyt w dół. W takim przypadku wałek obróci się zgodnie z ruchem wskazówek zegara, a łapy zwolnią osłonę. W pokrywie luku znajdują się dwa okienka obserwacyjne umożliwiające wizualną obserwację w locie stanu tuneli wlotu powietrza do silnika. Uszczelnienie włazu w pozycji zamkniętej zapewniają gumowe uszczelki, które są dociskane specjalnym profilem przymocowanym do włazu na całym obwodzie. W przypadku naruszenia szczelności włazu eliminację przeprowadza sprzęgło regulacyjne 5 drążka sterującego blokadą.

Numer ramki 5H. Przednia część kadłuba kończy się ramą dokującą nr 5H (rys. 2.4). Szkielet stanowi ściana z duraluminium obszyta na obwodzie prasowanym profilem narożnym, którego belka końcowa tworzy kołnierz do połączenia z centralną częścią kadłuba. Ściana wzmocniona podłużnym i poprzecznym zestawem kątowników. Wzdłuż osi symetrii w ścianie ramy wykonano otwór na przednie drzwi do kokpitu. Otwór obramowany jest prasowanym narożnikiem z duraluminium, do którego za pomocą wkrętów mocowany jest profil gumowy.

Półki do montażu wyposażenia mocowane są do przedniej ściany ościeżnicy po obu stronach otworu drzwiowego. W lewej części ściany na górze i na dole znajdują się otwory na przelot drążków i kabli do sterowania helikopterem. Po prawej i lewej stronie ściany ramy nr 5H, od strony przedziału ładunkowego zamontowane są specjalne płyty zapewniające bezpieczeństwo lotu. Z tyłu po lewej stronie ściany ramy nr 5H zamocowana jest obudowa ze zdejmowanymi osłonami, obejmująca system drążków i wahaczy do sterowania wiązkami śmigłowca oraz osprzętu elektrycznego. Do obudowy przymocowane jest składane siedzenie. W wersji transportowej po prawej stronie drzwi od strony przedziału ładunkowego przynitowana jest do ściany skrzynka, w której umieszczane są pojemniki z bateriami 3 (patrz rys. 2.1). Pudełko jest wyposażone w prowadnice i zamykane pokrywkami z zakręcanymi blokadami.

Drzwi kokpitu wykonane są w formie płyty z duraluminium. Jest zawieszony na zawiasach i wyposażony w zamek z dwoma uchwytami, a z boku kokpitu zamontowane są dwa zamki - zawory. W górnej części drzwi zainstalowano mikrowizjer optyczny. W drzwiach między ramami nr 4H i 5H zamontowane jest składane siedzenie technika pokładowego z pasami bezpieczeństwa.

Zadaszenie kokpitu składa się z ramy i przeszklenia. Stelaż latarni składa się z profili duraluminiowych, usztywnień i ramek okładzinowych, skręcanych śrubami i nitami.

Ryż. 2.4. Rama nr 5H

Latarnia jest przeszklona orientowanym szkłem organicznym, z wyjątkiem dwóch przednich szyb 1 (patrz rys. 2.1) (lewej i prawej), wykonanych ze szkła krzemianowego, które są podgrzewane elektrycznie i wyposażone w wycieraczki. Szkło jest obramowane na obwodzie profilami gumowymi, włożone w ramy odlewane z magnezu i przetłoczone przez okładzinę z duraluminium za pomocą śrub ze specjalnymi nakrętkami. Po zamontowaniu, dla szczelności, krawędzie ościeżnic wewnątrz i na zewnątrz pokrywane są uszczelniaczem VITEF-1.

Blister (ryc. 2.5) jest ramą z odlewanego stopu magnezu, do której wkłada się wypukłe szkło organiczne 14. Szkło jest przymocowane do ramy za pomocą śrub poprzez okładzinę z duraluminium 11 i gumową uszczelkę. Blistry są wyposażone w uchwyty 12 z blokowanymi kołkami 7 połączonymi z dźwigniami 13 kablami 8. Blistry lewy i prawy można otworzyć tylko z kokpitu.

Blistry są cofane wzdłuż górnej i dolnej prowadnicy wykonanej ze specjalnych profili.

Górne wewnętrzne profile prowadzące 5 są osadzone na kulkach, które są umieszczone w stalowych klatkach. Zewnętrzny profil prowadzący 6 w kształcie litery U ma wsporniki z występami do kołków blokujących mechanizmu awaryjnego zwalniania blistra i wiercenie ze skokiem 100 mm na kołek 7 zamka do mocowania blistra w skrajnych i pośrednich położeniach. W dolnej części ramki blistra znajdują się rowki, w których dolne profile prowadzące 9 przesuwają się po podkładkach filcowych, przymocowanych śrubami do ramki otwierającej.

Każdy blister można zrzucić w nagłych wypadkach za pomocą uchwytu znajdującego się nad blisterem wewnątrz kokpitu. Aby to zrobić, należy pociągnąć uchwyt, a następnie pod działaniem sprężyn 1 kołki blokujące 2 wyjdą z występów wsporników 3, po czym blister należy wypchnąć. W dolnych profilach ramek otworów znajdują się szczeliny do doprowadzania gorącego powietrza do blistrów. Na lewym blistrze na dole zainstalowany jest wizualny czujnik oblodzenia.

Ryż. 2.5. Blister przesuwny:

1 - wiosna; 2 - kołek blokujący; 3 - wspornik; 4 - uchwyt do awaryjnego zwalniania blistrów; 5 - wewnętrzne profile prowadzące; 6 - zewnętrzny profil prowadzący; 7 - szpilka; 8 - kabel; 9 - dolne profile prowadzące; 10 - podkładka filcowa; 11 - podszewka; 12 - uchwyt; 13 - dźwignia; 14 - szkło; 15 - zewnętrzny uchwyt blistra.

3. CENTRALNY KADŁUB

Informacje ogólne. Centralną część kadłuba (rys. 2.6) stanowi komora usytuowana pomiędzy wręgami nr 1 i 23. Składa się on z ramy, działającej powłoki duraluminiowej oraz jednostek napędowych. Rama składa się z zestawu poprzecznego i podłużnego: zestaw poprzeczny zawiera 23 ramy, w tym ramy nr 1 i 23 - dokujące, wręgi nr 3a, 7, 10 i 13 - siłowe oraz wszystkie inne ramy konstrukcji lekkiej (normalne) . W skład zestawu podłużnego wchodzą podłużnice i belki.

Wręgi zapewniają określony kształt kadłuba w Przekrój i odbierają obciążenia od sił aerodynamicznych, a ramy mocy, oprócz powyższych obciążeń, odbierają skoncentrowane obciążenia z przymocowanych do nich jednostek śmigłowców (podwozie, zespół napędowy głównej skrzyni biegów).

Technologicznie część środkowa składa się z oddzielnych paneli: podłoga ładunkowa 15, panele boczne 3,5 i panel sufitowy 4, przedział tylny 7.

Ryż. 2.6. Centralna część kadłuba:

1 - punkt mocowania amortyzatora przedniego podwozia; 2 - drzwi przesuwne; 3 - lewy panel boczny; 4 - panel sufitowy; 5 - prawy panel boczny; 6 - punkt mocowania amortyzatora podwozia głównego; 7 - tylna komora; 8 - drzwi luku ładunkowego; 9 - punkt mocowania kolumny głównej nogi podwozia; 10 - mocowanie półosi głównej nogi podwozia; 11, 12, 13, 14 - punkty mocowania zewnętrznego zbiornika paliwa; 15 - panel podłogowy przedziału ładunkowego; 16 - punkt mocowania kolumny przedniej nogi podwozia.

a - otwór na rurę wlotu powietrza z przedziału ładunkowego; b - otwór na rurociąg powietrza termicznego; c - otwór na kanał instalacji grzewczej i wentylacyjnej; g - zapasowe węzły; d - punkty mocowania taśm mocujących zewnętrznych zbiorników paliwa; e - punkt zaczepienia urządzenia cumowniczego.

W części środkowej pomiędzy wręgami nr 1 i 13 znajduje się kabina ładunkowa, zakończona z tyłu włazem ładunkowym, a pomiędzy wręgami nr 13 i 21 znajduje się przedział tylny z klapami ładunkowymi 5. Za ramą nr. 10 jest nadbudówka, która płynnie przechodzi w bom ogonowy. W wersji pasażerskiej przedział pomiędzy wręgami nr 1 i 16 zajmuje przedział pasażerski, za którym znajduje się przestrzeń bagażowa. Silniki znajdują się nad przedziałem ładunkowym pomiędzy wręgami nr 1 i y, a główna skrzynia biegów znajduje się pomiędzy wręgami nr 7 i 10. W nadbudówce pomiędzy wręgami nr 10 i 13 znajduje się zbiornik na paliwo eksploatacyjne, a między wręgami nr 16 i 21 - przedział radiowy.

Ryż. 2.7. Wręgi środkowej części kadłuba:

a - rama mocy nr 7; b - rama mocy nr 10; c - rama mocy nr 13; g - normalna rama; 1 - górna belka; 2 - część boczna; 3 - dopasowanie; 4 - dolna część; 5 - część łukowa; 6 - pierścień cumowniczy.

Wszystkie pozostałe ramy, z wyjątkiem ram dokujących, wykonane są z kompozytu, w tym część górna, dwie boczne i dolne. Te części wręg, jak również podłużnice, są uwzględnione w konstrukcji paneli, a podczas montażu części wręgów są ze sobą łączone, tworząc ramę nośną środkowej części kadłuba.

Najbardziej obciążonymi elementami środkowej części kadłuba są ramy energetyczne nr 7, 10 i 13 oraz panel podłogowy. Ramy siłowe nr 7 i 10 (rys. 2.7) wykonane są z dużych odkuwek ze stopu AK-6, części prasowanych i blaszanych, które tworzą profil zamknięty, obejmujący belkę górną 1, dwie ściany boczne 2 i część dolną 4.

Belka górna składa się z dwóch części połączonych stalowymi śrubami w płaszczyźnie symetrii. W rogach belek znajdują się otwory na śruby ramy głównej skrzyni biegów.

Połączenie belki górnej ramy nr 7 ze ścianami bocznymi wykonano za pomocą wyfrezowanych grzebieni i dwóch śrub usytuowanych poziomo, a połączenie ścian bocznych ramy nr 10 z belką górną wykonano za pomocą kołnierza i śrub usytuowanych pionowo. Dolne części ościeżnic nr 7 i 10 składają się ze ścian i 4 naroży przynitowanych, tworząc w przekroju dwuteownik. Na końcach belek montuje się okucia przeładunkowe 3 wytłoczone ze stopu AK-6, za pomocą których dolne belki ram są połączone ze ścianami bocznymi za pomocą stalowych śrub.

Na zewnętrznej części ramy nr 7 z obu stron zamontowane są stalowe punkty mocowania zewnętrznych zbiorników paliwa. Na ramie nr 10 zainstalowano zespoły kombinowane do jednoczesnego mocowania zastrzałów podwozia głównego i urządzeń cumowniczych. Dodatkowo w dolnej części ramy po obu stronach znajdują się tylne punkty mocowania zewnętrznych zbiorników paliwa.

Rama nr 13 o konstrukcji nitowanej wykonana jest z blachy duraluminium i ekstrudowanych profili narożnych. Dolna część ramy wykonana jest z trzech odkuwek ze stopu AK-6, skręcanych śrubami. W przypadku ścian bocznych ramy dolna część jest nitowana za pomocą okuć, w których znajdują się otwory do montażu pierścieni cumowniczych 6. Do dolnej części ramy nr 13 przymocowana jest pochylona rama, która zamyka przedział ładunkowy i jest mocną krawędzią włazu ładunkowego. Posiada dwa węzły z każdej strony do zawieszania klap ładunkowych.

W górnej części wręgu nr 13 zamontowana jest część łukowa 5 będąca częścią nadbudówki kadłuba, wytłoczona z blachy duraluminium i posiadająca wycięcia do przejścia podłużnic.

Lekkie (normalne) ramy (patrz rys. 2.7) mają podobną konstrukcję i mają profil w kształcie litery Z w przekroju. Górne i boczne części ram są wytłoczone z blachy duraluminium i połączone nakładkami. Wzdłuż obrysu wewnętrznego ramy są wzmocnione profilem kątowym, a wzdłuż obrysu zewnętrznego wykonane są nacięcia pod podłużnice.

Dolne części ram normalnych posiadają górne i dolne pasy wykonane z profili kątowych i teowych, do których przynitowana jest ścianka z blachy duraluminium. Okucia wytłoczone ze stopu AK-6 są nitowane na końcach dolnych części ram, za pomocą których są przynitowane do ścian bocznych ram.

Na zewnątrz po prawej stronie na wręgu nr 8, po lewej stronie między wręgami nr 8 i 9 oraz na wręgu nr 11, a po obu stronach znajdują się węzły stożkowe do mocowania taśm zaburtowych zbiorników paliwa. Od dołu, wzdłuż dolnych części ram, zamontowane są napowietrzne węzły ze stali ZOHGSA do mocowania podwozia. Na ramie nr 1, wzdłuż osi podłużnej śmigłowca, montowany jest punkt mocowania przedniej kolumny zawieszenia, a po bokach ramy i podłużnych belkach podłogi pod podnośnikiem nitowane są węzły z kulistymi gniazdami obsługuje. Na ramie nr 2 zamontowane są punkty mocowania goleni przedniego podwozia. Na ramie nr 11 zamocowane są punkty mocowania półosi, a na ramie nr 13 punkty mocowania goleni podwozia głównego.

W płycie sufitowej pomiędzy wręgami nr 7 i 13 oraz w panelach bocznych znajdują się podłużnice wykonane ze specjalnych profili narożnych z duraluminium D16T z fazami poprawiającymi sklejenie ze skórą. Pozostałe podłużnice montowane są z profili narożnych.

Podłoga ładunkowa (rys. 2.8) konstrukcji nitowanej składa się z dolnych części ram, belek podłużnych 11, podłużnic, podłogi z blachy falistej 338 AN-1 oraz zewnętrznego poszycia duraluminium. Środkowa podłużna część stropu, usytuowana pomiędzy wręgami nr 3 i 13, jest wzmocniona poprzecznymi elementami sztywnymi i przymocowana śrubami z nakrętkami kotwowymi do specjalnych profili podłużnych. Profile narożne wykonane z blachy duraluminium D16AT i L2.5 są przynitowane do podłogi wzdłuż boków podłogi, za pomocą których panele boczne są połączone z podłogą przedziału ładunkowego. Strefy załadunku podłogi z transportowanych pojazdów kołowych są wzmocnione dwoma podłużnymi profilami w kształcie rynny. Aby zabezpieczyć przewożony ładunek na podłodze wzdłuż boków, zainstalowano 27 węzłów cumowniczych 5.

Ramy i belki w miejscach montażu jednostek cumowniczych posiadają wytłoczone wsporniki i okucia wykonane ze stopu AK6. Na ramie nr 1 wzdłuż osi symetrii podłogi ładunkowej znajduje się węzeł 1 do mocowania rolek wciągarki elektrycznej LPG-2 podczas wciągania ładunków do kabiny. W miejscu montażu wyciągarki elektrycznej LPG-2 na ścianie belki podłużnej

wzmocniona złączka wytłoczona ze stopu AK6, w kołnierzu której znajdują się dwa gwintowane otwory pod płytkę 2 śruby mocujące podstawę kabestanu elektrycznego LPG-2. Na podłodze pomiędzy ramami nr 1 i 2 zamontowana jest osłona zabezpieczająca rolki i kable wyciągarki elektrycznej LPG-2, aw otworze drzwi przesuwnych znajdują się dwa otwory do zamocowania zdejmowanej drabinki wejściowej.

W ścianach belek podłużnych podłogi ładunkowej przy wręgu nr 5 oraz w ścianie wręgi nr 1 po stronie prawej burty znajdują się otwory na rurociągi 12 instalacji ogrzewania i wentylacji kabin. Ściany wokół otworów wzmocnione są wytłoczonymi lamówkami ze stopu AK-6. Po lewej i prawej stronie podłogi pomiędzy ramami nr 5 i 10 znajdują się kołyski na dodatkowe zbiorniki paliwa.

Ryż. 2.8. Panel podłogowy kabiny ładunkowej:

1 - punkt mocowania elektrycznych rolek wciągarki; 2 - płyta pod podstawą wciągarki elektrycznej; 3 - węzły cumownicze; 4 - właz na antenę ARC-9; 5, 8 - włazy do zaworów odcinających układu paliwowego; 6 - właz montażowy; 7 - właz do zatrzasku linki do czyszczenia zawieszenia zewnętrznego; 9, 17, 23 - włazy technologiczne; 10 - właz na antenę ARK-UD; 11 - belki ramy podłogowej; 12 - rurociąg systemu grzewczego; 13 - punkty mocowania rozpórek amortyzatora przedniego podwozia; 14 - wnęka na ramę anteny ARK-9; 15 - wycięcia na rurociągi dodatkowych zbiorników paliwa; 17 - punkty mocowania zawieszenia zewnętrznego; 18 - wsporniki do podnośników hydraulicznych; 19 - punkty mocowania rozpórek podwozia głównego; 20 - rurociągi połączeń kontrolnych włazu układu paliwowego; 21 - punkty mocowania półosi podwozia głównego; 22 - punkt mocowania amortyzatora przedniego podwozia.

W podłodze ładunkowej pomiędzy ramami nr 5 i 6 montuje się punkty mocowania anteny pętlowej ARK-9, a pomiędzy ramami nr 8 i 9 montuje się punkty mocowania wzmacniacza antenowego i zespołu antenowego ARK-UD.

W posadzce znajdują się włazy montażowe i technologiczne, zamykane osłonami na wkręty z nakrętkami kotwowymi. Wzdłuż osi symetrii w zdejmowanej części posadzki znajdują się włazy 4 umożliwiające inspekcję i dostęp do anteny pętlowej ARK-9, zaworów paliwowych 5 i 8, zespołu antenowego ARK-UD i wzmacniacza antenowego oraz uchwyt do mocowania zewnętrznego zawieszenie w pozycji schowanej.

Na śmigłowcach Mi-8T najnowszej serii w podłodze ładunkowej pomiędzy wręgami nr 8 i 9 wykonano właz do przejazdu linowych linek zewnętrznych o nośności 3000 kg.

Podczas pracy z zawieszeniem zewnętrznym właz ma ogrodzenie. Zewnętrzne węzły linowe znajdują się wewnątrz przedziału ładunkowego na górnych belkach ram nr 7 i 10. W pozycji złożonej zawieszenie wznosi się do sufitu przedziału ładunkowego i mocowane jest zamkiem DG-64M oraz linką do specjalny wspornik montowany pomiędzy wręgami nr 10 i 11. Zawiesia ładunkowe pasują do skrzyni ładunkowej. Osłona jest składana i za pomocą gumowych amortyzatorów mocowana za oparciem fotela do lądowania w lewej klapie ładunkowej. Właz w podłodze przedziału ładunkowego jest zamykany sparowanymi (wewnętrznymi i zewnętrznymi) pokrywami z przedziału ładunkowego.

Panele boczne (patrz rys. 2.6) są nitowane z bocznych części ram (normalnych), podłużnic z profili narożnych i poszycia duraluminium. Tylne części paneli zakończone są pochyloną ramą. Na prawym i lewym panelu znajduje się pięć okrągłych okien z wypukłym szkłem organicznym, z wyjątkiem pierwszego lewego okna przeszklonego płaskim szkłem organicznym. Szyby mocowane są do odlewanych ramek magnezowych za pomocą śrub ze specjalnymi nakrętkami i uszczelniane wzdłuż obrysu gumowymi uszczelkami, a krawędzie ramek po zamontowaniu szyby wewnątrz i na zewnątrz pokrywane są uszczelniaczem.

Z lewej strony panelu pomiędzy ościeżnicami nr 1 i 3 znajduje się otwór na drzwi przesuwne nr 2, obszyty ramą z profili duraluminium. W górnej części drzwi z boku przedziału ładunkowego zainstalowane są węzły do ​​drabiny linowej, a nad drzwiami przymocowana jest rynna do odprowadzania wody.

Drzwi (ryc. 2.9) konstrukcji nitowanej składają się z ramy i przynitowanych do niej powłok zewnętrznych i wewnętrznych, zainstalowanych na prowadnicach dolnych i górnych, po których przesuwają się z powrotem na kulkach i rolkach. Górna prowadnica 11 jest profilem w kształcie litery U, w którym zamontowana jest płoza 14 i dwa rzędy kulek 12. Do płozy przynitowane są wsporniki 15, które są połączone z drzwiami za pomocą kołków blokujących 13 zamontowanych na drzwiach. W pozycji otwartej drzwi są przytrzymywane przez zatrzask sprężynowy montowany z boku kadłuba od zewnątrz.

Ryż. 2.9. Drzwi przesuwne:

1 - zatrzask; 2 - sprężyna kołkowa; 3, 4 - uchwyty do awaryjnego resetowania drzwi; 5 - kabel; 6 - szkło; 7 - klamka wewnętrzna; 8 - sprężyny; 9 - do cholery; 10 - klamka zewnętrzna; 11 - górna prowadnica; 12 - łożyska kulkowe; 13 - kołek blokujący; 14 - poślizg; 15 - wspornik; 16 - wałek.

Drzwi posiadają okrągłe okno z płaską szybą organiczną i wyposażone są w dwa zamki. Na przedniej krawędzi środkowej części drzwi montowany jest zamek na klucz z dwoma klamkami 10 i 7 (zewnętrzną i wewnętrzną).

W górnej części drzwi montowany jest zamek bolcowy do awaryjnego opadania drzwi z klamką wewnętrzną i zewnętrzną 3 i 4. Zamek górny jest połączony z zamkiem środkowym przewodem kablowym i po otwarciu zamka górnego środkowy zamek jest otwierany jednocześnie. W przypadku awaryjnego opuszczenia drzwi należy obrócić klamkę zewnętrzną lub wewnętrzną z powrotem w kierunku strzałki, podczas gdy kołki blokujące 13 górnego zamka wychodzą z otworów wsporników, a zatrzask 9 zamek środkowy jest odłączany linką 5, po czym drzwi należy wypchnąć.

Aby zapobiec spontanicznemu otwarciu drzwi w locie, zainstalowano na nich urządzenie, które blokuje drzwi w pozycji zamkniętej.

Panel sufitowy (rys. 2.10) składa się z nitowanych ze sobą górnych części ram, podłużnic i poszycia. W ramach lekkich (normalnych) wykonano nacięcia do przejścia podłużnic, a wzdłuż wręg nr 3, 3a, 7, 10 podłużnice zostały wycięte i połączone paskami zębatymi wykonanymi z blachy duraluminium. Okładzina płyty sufitowej pomiędzy wręgami nr 1 i 10 wykonana jest z blachy tytanowej, a pomiędzy wręgami nr 10 i 13 z blachy duraluminium. W okładzinie płyty stropowej pomiędzy wręgami nr 9 i 10 wykonane są otwory pod kątowniki kurków przeciwpożarowych instalacji paliwowej, a między wręgami nr 11 i 12 właz 6 dla pomp paliwowych zbiornika zasilającego. Na obudowie montuje się rynny z profili ekstrudowanych oraz wykonuje się otwory pod przewody odwadniające do przepływu wody.

W górnej części ram panelu sufitowego zamontowane są węzły: na ramie nr 3 - cztery węzły 1 do montażu silników, na ramach nr 5 i 6 - węzły 2 i 3 do mocowania urządzenia mocującego silnik przy wymontowanej skrzyni biegów, na ramach nr 6 i 7 - węzły 5 do mocowania ramy nr 1 maski, węzeł 4 mocowania rozpór maski i wentylatora.

Tylny przedział 7 (patrz rys. 2.6) jest kontynuacją środkowej części kadłuba i wraz z klapami ładunkowymi tworzy tylne kontury kadłuba. Tylna komora konstrukcji nitowanej składa się z górnych łukowych części ram, podłużnic i poszycia zewnętrznego.

Pod względem technologicznym przedział jest złożony z oddzielnych paneli i jest nadbudową umieszczoną na górze przedziału ładunkowego, płynnie przechodzącą w wysięgnik ogonowy. Nadbudowa kończy się ramą dokującą nr 23.

W górnej części pomiędzy ramkami nr 10 i 13 znajduje się pojemnik na zbiornik paliwa eksploatacyjnego. Pomiędzy wręgami nr 16 i 21 znajduje się przedział radiowy, w jego dolnej części pomiędzy wręgami nr 16 i 18 wykonany jest właz do wchodzenia z przedziału ładunkowego do przedziału radiowego i do belki ogonowej.

Na ramach nr 12, 16 i 20 u góry montowane są okucia do podpór wału ogonowego przekładni. Dokowanie tylnego przedziału z sufitem i panelami bocznymi odbywa się za pomocą profili narożnych i okładzin zewnętrznych.

Poszycie środkowej części kadłuba (rys. 2.11) wykonane jest z blach duraluminium D16AT o grubości 0,8 mm, 1,0 mm i 1,2 mm. Najbardziej obciążona jest okładzina płyty sufitowej pomiędzy ramami nr 7 i 13, gdzie grubość okładziny wynosi 1,2 mm. Okładzina lewego panelu nadbudówki w obszarze między wręgami nr 19 i 23 wykonana jest z blachy o grubości 1 mm.

Skrzydła ładunkowe (rys. 2.12) usytuowane są pomiędzy wręgami nr 13 i 21 środkowej części kadłuba, każde podwieszone na dwóch pętlach do pochylonej ramy.

Klapy ładunkowe zamykają tylny otwór w przedział ładunkowy i stwórz dodatkową objętość kabiny. Drzwi o konstrukcji nitowanej, każda składa się z wytłoczonej sztywności i zewnętrznej okładziny z duraluminium. Dla wygody załadunku pojazdów kołowych skrzydła mają klapy 13, które składają się do góry, które są przymocowane zawiasami do dolnych części skrzydeł. W pozycji pochylonej osłony są utrzymywane przez gumowe amortyzatory.

Otwieranie i zamykanie klap ładunkowych odbywa się ręcznie, w pozycji otwartej są one przytrzymywane rozpórkami, a w pozycji zamkniętej są mocowane sworzniami na ramie nr 13 i blokowane zamkami wzdłużnymi i poprzecznymi 10 i 11. Zamki umożliwiają otwieranie klap od wewnątrz przedziału ładunkowego.

Ryż. 2.10. Panel sufitowy:

1 - mocowania silnika; 2,3 - punkty mocowania urządzenia mocującego silnik; 4 - punkt mocowania rozpór ramy nr 1, maski i wentylatora; 5 - punkty mocowania stelaża nr 1 okapu; 6 - właz do pomp wspomagających zbiornika zasilającego; a - otwory na śruby ramy głównej skrzyni biegów.

Na końcowych powierzchniach skrzydeł na całym obwodzie wzmocnione są gumowe profile, które zapewniają uszczelnienie stykających się powierzchni skrzydeł z kadłubem oraz między sobą w pozycji zamkniętej. Aby wykluczyć otwieranie drzwi ładunkowych, gdy helikopter jest zaparkowany na zewnątrz, zainstalowano urządzenie mocujące klamkę wewnętrzną zamka drzwi; przed wyjazdem klamka musi być odblokowana.

W dolnej części skrzydeł zamontowane są skrzynki narzędziowe 12. Oba drzwi posiadają włazy do odprowadzania spalin z pracującego silnika przewożonego sprzętu w przestrzeni ładunkowej. Na lewym skrzydle gaśnica przenośna 16 oraz wsporniki do mocowania pomieszczeń pod stelażami 17 noszy sanitarnych. W poszyciu zewnętrznym wycięte są włazy pod roletami z klapą wentylacji wyciągowej 1 oraz pod wyrzutnią rakietową 2. Na prawym skrzydle znajduje się właz zamykany pokrywą do zasilania tulei nagrzewnicy gruntowej 6.

Prawe skrzydło wyposażone jest w właz do opuszczenia helikoptera w sytuacji awaryjnej. Właz zamykany jest pokrywą 8, która składa się z poszycia zewnętrznego i sztywności znitowanych ze sobą. Właz od dołu przytrzymywany jest zatrzaskami, a od góry kołkami blokującymi mechanizmu awaryjnego opuszczania zamontowanego na pokrywie.

Mechanizm awaryjnego wyrzucania jest podobny do mechanizmu przesuwnego blistra w kokpicie. Aby opuścić pokrywę należy mocno pociągnąć uchwyt 7 w dół, wtedy kołki blokujące wysuną się z uch wsporników i puszczą pokrywę, a popychacze sprężynowe znajdujące się w górnych rogach włazu wypchną pokrywę .

Do śmigłowca przymocowane są drabinki 15, przeznaczone do załadunku i rozładunku pojazdów kołowych i innych ładunków. W pozycji roboczej drabiny mocowane są stalowymi węzłami w stalowych gniazdach na dolnej belce ramy nr 13, w pozycji złożonej układane i mocowane do podłogi po obu stronach przedziału ładunkowego. W zależności od obciążenia śmigłowca, jeżeli niemożliwe jest umieszczenie drabin ładunkowych na podłodze kabiny, drabiny umieszcza się na lewym skrzydle luku ładunkowego, gdzie w pozycji złożonej znajdują się punkty mocowania drabin.

Ryż. 2.12. Załaduj drzwi:

1 - przepustnica wentylacji wyciągowej; 2 - wyrzutnia rakiet; 3 - składane siedzenie; 4 - drzwi załogi dzika; 5 - wciągarka elektryczna; 6 - właz do zasilania tulei grzałki gruntowej; 7 - zresetuj pokrywę włazu awaryjnego klamki; 8 - osłony włazów awaryjnych; 9 - uchwyt; 10-pinowa blokada; 11- sprzęg sprzęgłowy; 12 - skrzynka narzędziowa; 13 - tarcza; 14 - siedzenie; 15 - drabiny; 16 - przenośna gaśnica; 17 - wspornik montażowy do stojaków sanitarnych.

Rama trapu składa się z podłużnego i poprzecznego zespołu napędowego. Zespół napędowy wzdłużny składa się z dwóch belek nitowanych z profili narożnych oraz ściany z duraluminium D16T L1, 2. Górne pasy belek wykonane są z duraluminiowego trójnika D16T, którego półka wystaje ponad poszycie drabiny i zapobiega toczeniu się pojazdów kołowych z drabiny podczas jej załadunku i rozładunku. Zestaw poprzeczny składa się z profili teowych i przynitowanych do nich przesłon tłoczonych z blachy duraluminium.

Przednie i tylne krawędzie drabin mają stalowe obrzeża. Aby zapobiec ślizganiu się kół sprzętu samobieżnego podczas ładowania go własnym napędem, faliste okładziny są przynitowane do krawędzi tylnych części drabin.

Ryż. 2.11. Zakrywanie środkowej części kadłuba

4. WYSIĘGNIK NA OGON

Wysięgnik ogonowy zapewnia utworzenie ramienia niezbędnego dla ciągu śmigła ogonowego, aby skompensować reaktywny moment wirnika głównego.

Wysięgnik ogonowy (rys. 2.14) o konstrukcji nitowanej typu belka-belka ma kształt ściętego stożka, składa się z ramy i gładko pracującego pokrycia duraluminium.

Rama zawiera podłużne i poprzeczne zespoły napędowe. Poprzeczny zespół napędowy składa się z siedemnastu ram o przekroju Z. Ramy nr 1 i 17 są dokujące, wykonane są z ekstrudowanego profilu duraluminiowego D16AT i wzmocnione taśmami zębatymi. Ramy nr 2, 6, 10 i 14 są wzmocnione w górnej części pod wsporniki 3 wałka ogonowego skrzyni biegów. Wsporniki 2 są również do nich przymocowane w celu zainstalowania tekstolitowych bloków prowadzących do kabli sterujących skokiem wirnika ogonowego.

Zestaw podłużny składa się z 26 podłużnic nr 1 do 14, zaczynając od góry po obu stronach osi pionowej. Podłużnice wykonane są z wytłaczanych profili kątowych.

Skóra bomu ogonowego wykonana jest z blachy D16AT pokrytej duraluminium. Łączenia arkuszy poszycia wykonuje się wzdłuż podłużnic i ram z zakładką z podcięciem. W poszyciu pomiędzy wręgami nr 13 i 14 po obu stronach belki ogonowej wykonano wycięcia na przejście drążka stabilizatora.

Ryż. 2.14. Boom ogon:

1 - kołnierz dokujący; 2 - wspornik do mocowania bloków kabli sterujących śmigłem ogonowym; 3 - podpora wału tylnego skrzyni biegów; 4 - montaż wspornika regulacyjnego; 5 - nakładka; 6 - wspornik montażowy stabilizatora; 7 - punkt mocowania amortyzatora wspornika ogona; 8 - punkty mocowania rozpórki ogonowej.

Wzdłuż konturu wycięć nitowane są wzmacniające płyty duraluminium 5. Na wierzchu poszycia znajdują się włazy z osłonami do kontroli i smarowania wielowypustowych połączeń wału ogonowego skrzyni biegów. Pomiędzy wręgami nr 3 i 4 wykonano wycięcie pod lampę ostrzegawczą MSL-3, między wręgami nr 7 i 8, 15 i 16 - wycięcia pod świdry, między wręgami nr 11 i 12 - wycięcie na tor czujnik systemowy.

Od spodu belki ogonowej między ramami nr 1 i 6 zamontowana jest osłona anteny urządzenia DIV-1. Górna część owiewki nitowana z profili duraluminium i poszycia, mocowana do belki śrubami. Dolna część wykonana jest z materiału radioprzepuszczalnego, przymocowana do górnej części na wycioru i zablokowana dwoma składanymi zamkami i trzema płytkami za pomocą śrub. W dolnej części belki zainstalowane są dwie anteny (odbiorcza i nadawcza) radiowysokościomierza RV-3. Na ramie nr 13 po obu stronach belki zamontowane są węzły 4 na śruby wsporników regulacji stabilizatora, a na ramie nr 14 wsporniki 6 do zawieszenia stabilizatora. Na ramie nr 15 po obu stronach belki ogonowej nitowane są punkty mocowania 8 dla zastrzałów ogona, a na ramie nr 17 od dołu - zespół 7 do mocowania amortyzatora ogona.

5. BELKA KOŃCOWA

Belka końcowa (rys. 2.15) przeznaczona jest do przesunięcia osi obrotu śmigła ogonowego w płaszczyznę obrotu śmigła głównego w celu zapewnienia równowagi momentów sił względem osi podłużnej śmigłowca.

Ryż. 2.15. Belka końcowa:

1 - rama nr 3; 2 - rama nr 9; 3 - stała część owiewki; 4 - ściana drzewca; 5 - światło tylne; 6 - pochylona antena; 7 - zdejmowana część owiewki; 8 - okładka; 9 - belka stępki.

Nitowana belka końcowa składa się z belki stępkowej 9 i owiewki. Na ramie nr 2 oś belki posiada załamanie pod kątem 43°10” w stosunku do osi belki ogonowej.

Rama belki stępki składa się z zestawu poprzecznego i podłużnego. Zestaw poprzeczny zawiera dziewięć ramek. Ramy nr 2, 3 i 9 są wzmocnione, a rama nr 1 jest dokowana.

Komplet podłużny składa się z dźwigara 4 oraz podłużnic wykonanych z profili narożnych. Dźwigar o konstrukcji nitowanej wykonany jest z duraluminiowych profili narożnych D16T, ściany z blachy duraluminiowej. W dolnej części ścianki dźwigara znajduje się właz umożliwiający dostęp do przekładni pośredniej. Szkielet belki stępkowej osłonięty jest poszyciem biegnącym z duraluminium D16AT, z prawej strony o grubości 1 mm, z lewej 1,2 mm. Pomiędzy wręgami nr 1 i 3 montuje się wzmocnione poszycie z duraluminium D16AT o grubości 3 mm, po wewnętrznej stronie którego dla ułatwienia wykonano frezowanie wzdłużne, wykonane metodą chemiczną. Podobna powłoka o grubości 2 mm jest przynitowana między ramkami nr 8 i 9.

Rama dokująca nr 1 jest wytłoczona ze stopu aluminium D16T, aby zwiększyć niezawodność połączenia, grubość łączonych płaszczyzn zwiększa się do 7,5 mm wraz z ich późniejszą obróbką.

Wzmocniona rama nr 3 (poz. 1) to wspornik wytłoczony ze stopu aluminium AK6, do którego przymocowana jest przekładnia pośrednia na cztery śruby, a do kołnierza ramy nr 9 przymocowana jest przekładnia ogonowa. W górnej części zagięcia belki znajdują się dwa włazy - górny i dolny. Górna klapa służy do wlewania oleju do przekładni pośredniej, a dolna do kontroli połączenia wielowypustowego. Włazy zamykane są pokrywami, w których znajdują się szczeliny skrzelowe do wlotu powietrza do chłodzenia przekładni pośredniej. Podczas pracy oba włazy służą do montażu uchwytu podczas pomiaru kąta pęknięcia między wałem ogonowym i końcowym przekładni.

Owiewka tworzy tylny kontur belki kilowej i jest stałym sterem, który poprawia stabilność kierunkową helikoptera. Owiewka składa się z dwóch części - dolna 7 jest zdejmowana, a górna 3 jest nieusuwalna. Rama owiewki składa się z sześciu wytłoczonych podłużnic wykonanych z duraluminium D16AT, sześciu żeber i taśm mocujących przynitowanych wzdłuż obrysu owiewki.

Rama pokryta jest gładkim poszyciem duraluminiowym. W dolnej części owiewki znajduje się właz, w pokrywie którego wykonano 8 szczelin skrzelowych dla wylotu powietrza chłodzącego skrzynię pośrednią. Dodatkowo po obu stronach zamontowano anteny pochyłe 6, a wzdłuż osi symetrii owiewki anteny biczowe. Tylne światło jest zainstalowane za osią symetrii owiewki. Zdejmowana część owiewki mocowana jest do pasów dźwigara belki stępkowej za pomocą śrub samohamownych, a część stała - za pomocą nitów za pomocą opasek doczołowych.

Rys.2.16. Schemat dokowania kadłuba z typowym

podłączenie ram dokujących (poniżej)

Dokowanie części kadłuba jest tego samego typu i odbywa się wzdłuż ram dokujących zgodnie ze schematem (ryc. 2.16). Wszystkie ramy dokujące wykonane są z ekstrudowanego profilu duraluminium D16AT, którego półka końcowa tworzy kołnierz z otworami na śruby dokujące.

Aby zmniejszyć koncentrację naprężeń w poszyciu wzdłuż obrysu ram dokujących, układane są duraluminiowe taśmy zębate, które są nitowane razem z poszyciem do zewnętrznego kołnierza ramy.

6. STABILIZATOR

Stabilizator ma za zadanie poprawić charakterystykę stateczności wzdłużnej i sterowności śmigłowca. Stabilizator (rys. 2.17) montowany jest na ramieniu ogonowym pomiędzy ramami nr 13 i 14, jego kąt mocowania można zmienić tylko w pozycji śmigłowca na ziemi.

Stabilizator ma symetryczny profil NACA-0012 i składa się z dwóch połówek - prawej i lewej, umieszczonych symetrycznie względem belki ogonowej i połączonych wewnątrz bomu.

Obie połówki stabilizatora są podobne w konstrukcji. Każda połowa nitowanego stabilizatora składa się z dźwigara 2, siedmiu żeber 5, podłużnicy ogonowej 12, membrany, przedniego poszycia duraluminiowego 6, zdejmowanej owiewki końcowej 9 i poszycia z tkaniny 11.

Żebra i membrany są wytłoczone z blachy duraluminium. Żebra mają części nosowe i ogonowe, które są przynitowane do pasów dźwigarów. Na półkach części ogonowej żeber wykonane są grzbiety z otworami do naszycia na poszycie lniane.

Wzdłużnik ogonowy, wykonany z blachy duraluminium, zakrywa ogony żeber od dołu i od góry i tworzy sztywną krawędź spływu stabilizatora. Ogony żeber z podłużnicą ogonową są nitowane nitami płaskimi.

Ryż. 2.17. Stabilizator:

1 - oś łącznika stabilizatora; 2 - dźwigar; 3 - wspornik regulacyjny; 4 - kołnierz dokujący; 5 - żebro; 6 - poszycie duraluminium; 7 - punkt mocowania anteny wiązkowej; 8 - waga wyważająca; 9 - koniec owiewki; 10 - otwór drenażowy; 11 - poszycie lniane; 12 - podłużnica ogonowa.

Na czubku żebra nr 1 każdej połówki stabilizatora przynitowany jest wspornik 3 z kolczykiem, za pomocą którego można zmienić kąt montażu stabilizatora na podłożu.

Do przedniej części żebra nr 7 przynitowany jest obciążnik 8 o wadze 0,2 kg, pokryty zdejmowaną owiewką końcową 9 wykonaną z włókna szklanego. Na czubku żebra nr 7 prawej i lewej połówki stabilizatora zainstalowany jest węzeł 7 do mocowania przewodu anteny wiązkowej.

Dźwigar stabilizujący typu belki konstrukcji nitowanej składa się z górnych i dolnych pasów oraz środnika z wytłoczonymi otworami zapewniającymi sztywność. Górne i dolne pasy dźwigara wykonane są z duraluminiowych profili narożnych. W części nasadowej dźwigar jest wzmocniony nakładką przynitowaną do pasów i ściany dźwigara od strony tylnej, a w części przedniej pomiędzy żebrami nr 1 i 2 dźwigar jest wzmocniony nakładką przynitowaną do pasów. Kołnierz dokujący 4, wytłoczony ze stopu aluminium, jest przynitowany do nakładki.

Na dźwigar w pobliżu żebra nr 1 montuje się okucia z osiami 1 do zawieszenia połówek stabilizatora na belce ogonowej. Punkty mocowania stabilizatora są zabezpieczone przed kurzem osłonami, które są mocowane do dźwigara i żebra nr 1 za pomocą linki i zacisku za pomocą piankowego plastiku.

Nos stabilizatora pokryty jest blachą duraluminiową D16AT przynitowaną wzdłuż półek części dziobowych żeber i pasów dźwigarów. Część ogonowa obszyta tkaniną AM-100-OP, szwy wzdłuż żeber uszczelnione taśmami zębatymi.

Dokowanie prawej i lewej połowy stabilizatora odbywa się za pomocą śrub na kołnierzach dokowania i płytach łączących.

Kadłub helikoptera to korpus samolotu. Kadłub śmigłowca został zaprojektowany tak, aby pomieścić załogę, wyposażenie i ładunek. Kadłub może pomieścić paliwo, podwozie, silniki.

W procesie opracowywania układu objętościowego i masowego śmigłowca określa się konfigurację kadłuba i jego parametry geometryczne, współrzędne, wielkość i charakter obciążeń, które muszą być odbierane przez elementy mocy. Wybór kadłuba KSS to wstępny etap projektowania. Opracowywany jest taki schemat zasilania, który w pełni spełnia wymagania klienta.

Podstawowe wymagania dla kadłuba KSS:

niezawodność konstrukcji podczas eksploatacji śmigłowca;

zapewnienie odpowiedniego poziomu komfortu w kokpitach załogi i pasażerów;

wysoka sprawność operacyjna;

zapewnienie załodze i pasażerom bezpiecznej objętości wewnątrz kadłuba oraz możliwość jej opuszczenia podczas awaryjnego lądowania śmigłowca.

Istotny wpływ na wybór kadłuba KSS mają również wymagania eksploatacyjne, konstrukcja i przeznaczenie śmigłowca. Te wymagania to:

• - maksymalne wykorzystanie wewnętrznych objętości kadłuba;
• - zapewnienie widoczności wymaganej dla załogi śmigłowca;
• - zapewnienie dostępu do przeglądu i konserwacji wszystkich jednostek znajdujących się w kadłubie;
• - wygodne rozmieszczenie sprzętu i ładunku;
• - wygoda załadunku, rozładunku, mocowania ładunku w kabinie;
• - łatwość naprawy;
• - izolacja akustyczna, wentylacja i ogrzewanie pomieszczeń dla pasażerów i załogi;
• - możliwość wymiany szyb kabiny w warunkach eksploatacyjnych;
• - możliwość doposażenia kabin pasażerskich poprzez zmianę układu pomieszczenia, rodzaju siedzeń oraz stopnia ich montażu.

W celu ewakuacji pasażerów i załogi ze śmigłowca w śmigłowcu przewidziano wyjścia awaryjne. Drzwi dla pasażerów i załogi oraz włazy konserwacyjne są włączone

w ilości wyjść awaryjnych, jeżeli ich wielkość i lokalizacja spełniają odpowiednie wymagania. Wyjścia awaryjne w kokpicie znajdują się po jednej z każdej strony kadłuba lub zamiast tego jest jeden górny właz i jedno wyjście awaryjne po obu stronach. Ich wielkość i lokalizacja powinny zapewnić załodze szybkie opuszczenie śmigłowca. Wyjścia takie nie mogą być zapewnione, jeżeli załoga śmigłowca może skorzystać z wyjść awaryjnych dla pasażerów znajdujących się w pobliżu kokpitu. Wyjścia awaryjne dla pasażerów powinny mieć kształt prostokąta o promieniu naroża nie większym niż 0,1 m.

Wymiary wyjść awaryjnych dla załogi muszą wynosić co najmniej:

480 x 510 mm - dla wyjść bocznych;

500 x 510 mm - dla włazu prostokątnego lub o średnicy G40 mm - dla włazu okrągłego.

Każde wyjście główne i awaryjne musi spełniać następujące wymagania:

Mieć ruchome drzwi lub zdejmowany właz, który zapewnia swobodne wyjście pasażerom i załodze;

Łatwe otwieranie zarówno od wewnątrz, jak i od zewnątrz za pomocą nie więcej niż dwóch uchwytów;

Posiadają środki do zamykania na zewnątrz i wewnątrz, a także urządzenie zabezpieczające, które uniemożliwia otwarcie drzwi lub włazu w locie w wyniku przypadkowych działań. Urządzenia blokujące są samoblokujące, bez wyjmowanych uchwytów i kluczy. Na zewnątrz śmigłowca wskazane są miejsca do obcinania skóry w przypadku zacinania się drzwi i włazów podczas awaryjnego lądowania śmigłowca.

Kubatura wymagana do przewozu pasażerów i przewożonego ładunku ma decydujące znaczenie przy projektowaniu kabin pasażerskich i ładunkowych kadłuba.

Wygląd kadłuba i jego KOS zależą od przeznaczenia śmigłowca i jego układu:

Śmigłowiec amfibijny musi mieć specjalny kształt dolnej części kadłuba, spełniający wymagania hydrodynamiki (minimalne obciążenia śmigłowca podczas lądowania na wodzie; minimalny wymagany ciąg to 11V podczas startu; brak rozbryzgów w polu widzenia pilota oraz wloty powietrza do silnika, zgodność z wymogami stateczności i wyporności);

Kadłub śmigłowca dźwigowego jest belką napędową, do której przymocowany jest kokpit, a ładunek transportowany jest na zewnętrznym zawiesiu lub w kontenerach połączonych doczołowo dolnej środkowej części kadłuba;

W najpopularniejszym schemacie śmigłowca jednowirnikowego konieczne jest posiadanie belki wspornikowej mocy do mocowania RV.

Wybór racjonalnego CSS kadłuba odbywa się przede wszystkim na podstawie statystyk masy, zależności parametrycznych i uogólnionych informacji o obwodach mocy poprzednich konstrukcji.

Na podstawie wyników podjętych decyzji powstają propozycje, na podstawie których dokonuje się ostatecznego wyboru kadłuba KSS. W większości przypadków, na podstawie wymagań i warunków pracy, wiadomo już z góry, jaki rodzaj projektu ma zastosowanie w takim czy innym przypadku, więc zadanie można sprowadzić do znalezienia najlepszej opcji w ramach danego typu projektu.

W konstrukcjach ramowych stosuje się sprawdzone już wieloletnią praktyką KSS - są to konstrukcje takie jak wzmocnione powłoki (schemat belek), konstrukcje kratownicowe i ich kombinacje.

Najpopularniejszy schemat wiązki kadłuba. Głównym powodem rozwoju kadłubów belkowych jest dążenie projektanta do stworzenia mocnej i sztywnej konstrukcji, w której materiał, optymalnie rozłożony na danym obwodzie przekroju, jest racjonalnie aplikowany pod różnymi obciążeniami. W konstrukcji belkowej maksymalnie wykorzystano wewnętrzną objętość kadłuba, spełnione są wszystkie wymagania aerodynamiki i technologii. Wycięcia w skórze wymagają siły miejscowej, co zwiększa wagę kadłuba.

Kadłuby belkowe dzielą się na dwa typy - dźwigar i monoblok.

Schemat kadłuba ulega znacznej modyfikacji w związku z obecnością wycięć w konstrukcji, zwłaszcza przy ich znacznej długości. W miarę zbliżania się przekrojów do końcowej części wycięcia naprężenia w poszyciu i podłużnicach ulegają znacznemu zmniejszeniu, przenoszenie momentu obrotowego staje się bardziej skomplikowane, a w zestawie podłużnym pojawiają się dodatkowe naprężenia. Aby zachować wytrzymałość panelu, podłużnice wzdłuż granicy wycięcia są wzmocnione, zamieniając się w pręty. Poszycie i podłużnice są w pełni objęte pracą tylko w odcinku znajdującym się od końców wycięcia w odległości równej w przybliżeniu szerokości wycięcia. W takim przypadku warto wziąć KSS kadłuba jako dźwigar.

W konstrukcjach dźwigarowych moment zginający jest postrzegany głównie przez elementy podłużne - dźwigary, a poszycie odbiera lokalne obciążenia, siłę ścinającą i moment obrotowy.

W konstrukcji monoblokowej powłoka wraz z elementami ramy odbiera również siły normalne z momentów zginających.

Połączeniem tych obwodów zasilających są kadłuby podłużnicowe z częściowo działającą powłoką, która jest wykonana w postaci cienkościennej skorupy, wzmocnionej podłużnicami i wręgami. Jest odmianą monobloku KSS.

Monocoque wykonany z jednorodnego materiału. Zapewnia obecność tylko dwóch elementów - skóry i ramek. Wszystkie siły i momenty są odbierane przez skórę. Ten schemat jest najczęściej używany do belek ogonowych o małych średnicach - D< 400 мм (обшивка, согнутая по цилиндру с малым радиусом, имеет высокую устойчивость при сжатии).

Monocoque jest wielowarstwowy. Zastosowanie trójwarstwowych paneli z cienkimi warstwami nośnymi pozwala na zwiększenie sztywności miejscowej i ogólnej części kadłuba ze strefą regularną (bez wycięć). Konstrukcja paneli trójwarstwowych (warstwowych) jest bardzo zróżnicowana i zależy od materiałów warstwy zewnętrznej i wewnętrznej, rodzaju wypełniacza, sposobu łączenia skór z wypełniaczem itp.

Powierzchnia kadłuba, służącego do przemieszczania personelu technicznego podczas obsługi naziemnej poszczególnych jednostek, wykonana jest z paneli o konstrukcji warstwowej (podwyższona sztywność) z pogrubioną zewnętrzną warstwą nośną z powłoką cierną. Panele te muszą być uwzględnione i obwód zasilający kadłuba.

Wskazane jest, aby odbierać ładunek ze zbiorników paliwa miękkiego za pomocą paneli o strukturze warstwowej. Panele te, posiadając dużą sztywność na zginanie, pełnią jednocześnie rolę kontenera zbiornikowego i wtedy nie ma konieczności tworzenia dodatkowej powierzchni nośnej opartej na zespole podłużnic dolnego kadłuba.

KM został z powodzeniem wprowadzony do konstrukcji płatowca śmigłowca i był już eksploatowany na kilku generacjach śmigłowców.

Nowoczesne tworzywa wzmacniane włóknem szklanym mogą konkurować z tradycyjnymi stopami aluminium pod względem wytrzymałości właściwej, ale są od nich znacznie, co najmniej 30% gorsze pod względem sztywności właściwej. Ta okoliczność była hamulcem na drodze do rozszerzenia zastosowania włókna szklanego i elementów konstrukcyjnych.

Organoplastiki – materiały, które są lżejsze od włókna szklanego pod względem sztywności właściwej nie ustępują stopom aluminium, a pod względem wytrzymałości właściwej są 3-4 razy lepsze. Szeroki rozwój organoplastów umożliwił postawienie zupełnie nowego zadania - przejście od tworzenia poszczególnych części z CM do konstrukcji metalowych do tworzenia samej struktury z CM, do ich rozszerzonego zastosowania, a w niektórych przypadkach do tworzenia struktury z przewagą CM.

KM stosuje się zarówno w poszyciach trójwarstwowych paneli ogona, skrzydła, kadłuba, jak i w częściach wręgowych.

Zastosowanie organicznego zamiast włókna szklanego pozwala zmniejszyć wagę płatowca. W silnie obciążonych jednostkach tworzywa organiczne można najskuteczniej stosować w połączeniu z innymi sztywniejszymi materiałami, takimi jak włókno węglowe.

Schemat konstrukcyjno-technologiczny kadłuba eksperymentalnego śmigłowca Boeing-360, którego wszystkie elementy zasilające wykonane są z paneli o konstrukcji warstwowej z użyciem materiału kompozytowego.

Zastosowanie cienkich powłok, dobrze wzmocnionych wypełniaczem o strukturze plastra miodu (o małej gęstości), sprawia, że ​​struktury warstwowe stanowią rezerwę dla zmniejszenia masy kadłuba. Wysoka wytrzymałość właściwa oraz odporność na wibracje i obciążenia akustyczne determinują wzrost wykorzystania takich konstrukcji jako elementów nośnych kadłuba.

Potencjalne zalety struktur trójwarstwowych można zrealizować tylko wtedy, gdy produkcja jest zorganizowana na wysokim poziomie. poziom techniczny. Zagadnienia projektowania, wytrzymałości i technologii tych konstrukcji są ze sobą tak ściśle powiązane, że projektant musi zwrócić na nie uwagę duże skupienie kwestie technologiczne.

Rozwój konstrukcyjno-technologiczny powinien przede wszystkim zapewnić długotrwałą wytrzymałość połączeń klejonych oraz szczelność elementów o strukturze plastra miodu (od wnikania wilgoci).

Zagadnienia technologiczne obejmują:

• - wybór marki kleju, który zapewnia niezbędną wytrzymałość przy akceptowalnym przyroście wagi;
• - możliwość kontrolowania reżimów technologicznych na wszystkich etapach jednostek produkcyjnych;
• - zapewnienie określonego stopnia zbieżności konturów współpracujących części (głównie bloku o strukturze plastra miodu i ramy);
• - zastosowanie niezawodnych metod kontroli z pomiarem siły sklejenia;
• - wybór dodatkowej metody uszczelniania;
• - wprowadzenie plastrów miodu bez perforacji.

Kadłub farmy. W kadłubie schematu kratownicy elementami mocy są dźwigary (pasy kratownicowe), zębatki i usztywnienia w płaszczyźnie pionowej i poziomej. Skóra odbiera zewnętrzne obciążenia aerodynamiczne i przenosi je na kratownicę. Gospodarstwo odbiera wszystkie rodzaje obciążeń: momenty zginające i skręcające oraz siły ścinające. Z uwagi na to, że skóra nie jest włączona w obwód zasilający kadłuba, wycięcia w nim nie wymagają znaczących wzmocnień. Obecność prętów w konstrukcji kratownicy utrudnia wykorzystanie wewnętrznej objętości kadłuba, rozmieszczenie jednostek i wyposażenia, ich instalację i demontaż.

Wyeliminowanie drgań rezonansowych wielu prętów jest trudnym zadaniem. Konstrukcja kratownicy utrudnia spełnienie wymagań aerodynamicznych dotyczących kształtu kadłuba i sztywności poszycia. W tej konstrukcji trudno jest zastosować zaawansowaną technologię do spawania złożeń o złożonej konfiguracji. spawać. Obróbka cieplna dużej kratownicy po spawaniu wiąże się z pewnymi problemami. Wymienione główne wady konstrukcji kratownicy są powodem ich ograniczenia.

CCC podłogi kabiny jest określone przez przeznaczenie śmigłowca. W śmigłowcu transportowym do przewozu pojazdów kołowych podłoga ładunkowa musi być wzmocniona belkami wzdłużnymi umieszczonymi w taki sposób, aby obciążenia od kół były odbierane bezpośrednio przez te elementy nośne. W celu zamocowania pojazdów kołowych w podłodze zakłada się węzły do ​​mocowania linek usztywniających na przecięciu elementów ramy podłużnej (wzdłużnik) i poprzecznym (rama). Do załadunku i rozładunku kontenerów służą szyny montowane na suficie kabiny. Ładunek na linach jest przymocowany do wózka, przymocowany do szyny i przemieszcza się po niej do określonego miejsca w kabinie. Wskazane jest włączenie szyn jednoszynowych w obwód zasilający kadłuba. W przedziale ładunkowym węzły cumownicze są również instalowane z wymaganym odstępem dla odpowiednich ładunków.

Dla wygody załadunku i rozładunku ładunków ponadgabarytowych drabina ładunkowa (rampa) powinna być zmechanizowana, aby mogła się zatrzymać i zablokować w dowolnej pozycji, a także zapewnić możliwość transportu towarów na otwartej tylnej drabinie.

Elementy zasilające kadłuba wykonane są głównie ze stopów aluminium. W miejscach narażonych na działanie ciepła stosuje się tytan i Stal nierdzewna. Owiewki zespołu napędowego i przekładnia ogona (umieszczona na szczycie belki ogonowej) są racjonalnie wykonane z włókna szklanego wzmocnionego wzmocnionymi usztywnieniami.

Tworząc KSS jednostki ramowej, należy wziąć pod uwagę następujące główne postanowienia:

Odległość pomiędzy elementami poprzecznymi mocy i ich położeniem na zespole jest określona przez miejsce przyłożenia sił skupionych prostopadłych do osi zespołu;

Wszystkie skoncentrowane siły przyłożone do elementów ramy muszą być przeniesione i rozłożone na poszycie, przez co zwykle są równoważone innymi siłami;

Skoncentrowane siły powinny być odbierane przez elementy ramy skierowane równolegle do siły przez podłużnice i dźwigary, a siły działające w poprzek tych jednostek, odpowiednio, przez ramy lub żebra;

Skoncentrowane siły skierowane pod kątem do osi jednostki muszą być przenoszone na skórę poprzez podłużne i poprzeczne elementy nośne. Wektor siły musi przejść przez punkt przecięcia osi sztywności tych elementów;

Wycięcia w zespole ramy muszą posiadać dylatacje na całym obwodzie w postaci wzmocnionych pasów elementów podłużnych i poprzecznych.

Obecność wycięć w strukturze siłowej kadłuba, nagłe przejścia z jednej konfiguracji do drugiej oraz strefy działania dużych skoncentrowanych sił (tzw. „strefy nieregularne”) mają istotny wpływ na rozkład i charakter przepływu sił naprężeń, które są zbliżone do pola prędkości płynu w obszarze lokalnych oporów.

Koncentracja naprężeń w elementach konstrukcyjnych kadłuba, amplituda i częstotliwość naprężeń przemiennych są parametrami determinującymi w rozwiązywaniu bardzo ważna kwestia stworzenie kadłuba o wysokich zasobach.

Problem związany z konstrukcją kadłuba można rozwiązać w następujący sposób:

Opracowanie CSS z uwzględnieniem analizy charakteru i miejsca zastosowania sił zewnętrznych oraz wymagań operacyjnych, które określają wszelkiego rodzaju wycięcia (ich wielkość, położenie na kadłubie);

Użyj cienkiej (bez momentu) osłony, która może stracić stabilność pod krótkotrwałymi dużymi obciążeniami bez trwałego odkształcenia;

Bazując na wystarczającym doświadczeniu produkcyjnym i eksploatacyjnym, szeroko wprowadzamy elementy z CM do praktyki projektowania zespołów ramowych.

Ostateczne uformowanie CCC kadłuba o minimalnej masie z danym zasobem odbywa się na podstawie analizy wyników badań eksperymentalnych ramy pełnowymiarowej dla obliczonych przypadków obciążenia elementów mocy z pełną imitacją sił i momenty przyłożone do kadłuba.