Acasă » Termeni » Materiale compozite în industria aeronautică. Din ce este un scaun de birou din ce material se folosește scaunele pentru elicopter

Materiale compozite în industria aeronautică. Din ce este un scaun de birou din ce material se folosește scaunele pentru elicopter

Perne pentru scaune si canapele.

Pernele pentru scaune de aviație sunt fabricate dintr-un material moale numit spumă poliuretanică sau cauciuc spumă. Mai ușor - PPU.

Perna scaunului de aviație din cauciuc spumat este un material moale incombustibil de aviație (testat prin teste speciale pentru siguranța la incendiu) destinat utilizării în cabina unui avion de pasageri, care nu are orificii de ventilație și ferestre concepute pentru a ventila camera în cazul unui incendiu de pernă. .

În conformitate cu reglementările aviatice, o pernă de cauciuc spumă, îmbrăcată într-o husă decorativă (și eventual și o husă suplimentară de protecție) din țesătură incombustibilă, este supusă pentru a doua oară teste la foc împreună cu huse într-un laborator special pentru a determina combustibilitatea ansamblului produsului.

În cabina unei aeronave de pasageri, trebuie folosite doar perne care respectă cerințele reglementărilor aviatice, ceea ce este confirmat de raportul de testare și de ștampila de calitate a unui producător de perne de aviație certificat.

In cazul aplicarii gospodărie cauciuc spumă pentru fabricarea pernelor de scaun de avioane, testareaceastă pernă nu va trece, focul din aeronave se răspândește instantaneu, iar la arderea cauciucului spumă de uz casnic se eliberează produse toxice (xilen, Toluen diizocianat ), al căror număr depășește normele admise de la 3 la 65 de ori, ceea ce poate duce pasagerii și membrii echipajului la boli de severitate diferită.

Din păcate, uneori există cazuri când companiile aeriene folosesc perne din gospodărie cauciuc spumos microporki pentru pantofi, cauciuc – materiale combustibile și periculoase. Chiar și în husele de protecție din țesătură incombustibilă, aceste perne se vor arde instantaneu. În acest caz, șansele ca un pasager să supraviețuiască unui incendiu sunt neglijabile.

INTERZIS!

În aceste cazuri, documente care confirmă navigabilitateaperne și permisiunea de a le instala pe un scaun, companiile aeriene nu au.

Cu toate acestea, pernele nu durează pentru totdeauna. În timpul utilizării prelungite, perna își pierde forma și devine plată, cauciucul spumă se rupe și se destramă.

De fiecare dată când un pasager stă pe o pernă ruptă, un flux de particule mici, invizibile pentru ochi, de cauciuc spumă intră în mediul aerian al pasagerului.salon. Iar pasagerii, atât adulți, cât și copii, respiră acest aer fără să știe.

A respira sau a nu respira?

Pentru a îmbunătăți caracteristicile de zbor și tactice ale aeronavelor de luptă și elicopterelor din țările blocului agresiv, se desfășoară programe costisitoare de reducere a greutății structurii aeronavei prin utilizarea de materiale noi, mai promițătoare, care includ așa-numitele materiale compozite.

Locul de frunte în lumea capitalistă în dezvoltarea materialelor compozite și utilizarea lor în construcția de avioane (în special în scopuri militare), unde ritmul de lucru în acest domeniu este în continuă creștere. Dacă în 1958 Pentagonului i s-au alocat 400.000 de dolari pentru cercetare și dezvoltare pentru a crea astfel de materiale, atunci până în 1967, aproximativ 11 miliarde de dolari au fost cheltuiți pentru același articol. Coordonarea cercetărilor în curs (în legătură cu structurile aeronavelor) este realizată de Laboratorul de Materiale al Forțelor Aeriene din SUA și. Laboratorul de Materiale este angajat în evaluarea eficienței utilizării materialelor compozite în construcția aeronavelor militare. În prezent, în baza contractelor cu Forțele Aeriene și a programelor finanțate de marii producători de avioane, sunt produse și testate un număr mare de elemente structurale de aeronave și elicoptere din materiale compozite.

Un material compozit (numit uneori compozit) constă dintr-un material de umplutură de înaltă rezistență orientat într-o anumită direcție și o matrice. Fibre de beriliu, sticlă, grafit, oțel, carbură de siliciu, bor sau așa-numitele mustăți de oxid de aluminiu, carbură de bor, grafit, fier etc. sunt folosite ca umpluturi de armare (baza de putere a compoziției). de rășini sintetice (epoxidice, poliester, organosiliciu) sau aliaje metalice (aluminiu, titan și altele) Conectarea fibrelor sau mustaților cu o matrice se realizează prin presare la cald, turnare, pulverizare cu plasmă și alte metode.

Materialele compozite pe bază de fibre de înaltă rezistență sunt cele mai utilizate pe scară largă în construcția de avioane și rachete în străinătate. Un material compozit se comportă ca un întreg structural unic și are proprietăți pe care componentele sale constitutive nu le au. O caracteristică a materialelor compozite este anizotropia proprietăților lor (adică dependența proprietăților fizice, inclusiv mecanice, ale materialelor de direcție), care este determinată de orientarea fibrelor de armare. Rezistența dată a materialului se obține prin orientarea fibrelor de umplutură în direcția forței principale. Experții străini consideră că acest lucru deschide noi posibilități în proiectarea elementelor de putere ale aeronavelor și elicopterelor.

Potrivit experților străini, din punctul de vedere al caracteristicilor rezistenței specifice și rigidității specifice, cele mai promițătoare sunt materialele compozite în care borul, carbura de bor și fibrele de carbon sunt folosite ca armătură de armătură. Aceste materiale includ materiale epoxidice cu bor (boroplastice, materiale plastice armate cu fibră de carbon, aluminiu cu bor).

Materiale compozite epoxidice cu bor

În străinătate, cele mai utilizate materiale (boroplastice) cu umplutură de armare din fibre de bor (fibre de bor) și matrice epoxidice. Potrivit presei străine, utilizarea materialelor plastice cu bor face posibilă reducerea greutății structurii cu 20-40%, creșterea rigidității acesteia și creșterea fiabilității operaționale a produsului. Materialele compozite pe bază de fibre de bor au rezistență ridicată, rigiditate și rezistență la oboseală. De exemplu, în presa străină s-a observat că raportul dintre rezistența specifică a materialelor plastice cu bor și rezistența specifică a unui aliaj de aluminiu la tensiune este de 1,3-1,9, compresie - 1,5, forfecare - 1,2, strivire - 2,2 și oboseala. caracteristica crește de 3,8 ori. În plus, boroplasticele își păstrează calitățile în intervalul de temperatură de la -60 la + 177°C. Combinația acestor proprietăți a predeterminat perspectivele pentru utilizarea pe scară largă a boroplasticului în aviație și în tehnologia rachetelor și spațiale.

După cum reiese din raportul presei străine, amploarea utilizării boroplasticului în industria aeronautică din SUA este deja foarte semnificativă în prezent. De exemplu, un luptător consumă aproximativ 750 kg de plastic cu bor. Aceste materiale sunt folosite pentru a consolida elementele setului de putere cu suprapuneri din plastic cu bor, ceea ce reduce greutatea elementelor structurale și crește capacitatea portantă a acestora, precum și pentru fabricarea de coji.

Datorită utilizării boroplasticului, tehnologia de producție este mult simplificată și, în plus, este posibilă reducerea total componente și piese din unele elemente ale structurii aeronavei. De exemplu, potrivit specialiștilor McDonnell Douglas, în fabricarea cârmei aeronavei F-4 din boroplastice, numărul de piese a fost redus de la 240 la 84.

Materiale compozite cu fibre de carbon

Experții străini consideră că în condițiile temperaturilor ridicate care apar în timpul zborului supersonic, materialele compozite bazate pe matrici armate cu fibre de grafit (carbon) sunt cele mai eficiente. Utilizarea acestor materiale în construcția aeronavelor supersonice moderne și avansate este benefică în ceea ce privește economisirea greutății structurii, mai ales pentru componentele a căror greutate este determinată mai mult de cerințele de rigiditate decât de rezistență. Materialele cu fibre de carbon pe bază de matrici epoxidice (CFRP) și materialele pe bază de matrici de carbon grafitizate armate cu fibre de carbon („carbon-carbon”) au primit cea mai mare distribuție în străinătate.

CFRP

Presa străină notează că materialele plastice din carbon au o greutate specifică scăzută - 1,5 g/cc. (aliaje de aluminiu 2,8 g/cc, aliaje de titan 4,5 g/cc); rigiditate ridicată, rezistență la vibrații și rezistență la oboseală. Toate acestea le fac unul dintre cele mai promițătoare materiale pentru producția de tehnologie aviatică și spațială. Se raportează că pentru toate tipurile principale de sarcini de acțiune, rezistența specifică a materialelor plastice de carbon este mai mare decât rezistența unui aliaj de aluminiu. Experții străini notează că rezistența și rigiditatea fibrei de carbon este de aproximativ șase ori mai mare decât cea a principalelor clase de oțel utilizate în structurile aeronavelor.

În 1969, Laboratorul de Materiale al Forțelor Aeriene din SUA i-a atribuit lui Northrop un contract pentru dezvoltarea prototipurilor de structuri compozite pe bază de grafit. Inițial, utilizarea fibrei de carbon în structurile aeronavelor a fost nesemnificativă din cauza costului ridicat al fibrei de carbon (700-900 de dolari pe 1 kg). Ulterior, ca urmare a organizării unei producții largi de fibre, costul a scăzut la 120-150 de dolari. Dar, conform previziunilor experților americani, în trei-cinci ani nu va depăși 50-80 de dolari.

Potrivit presei străine, în prezent, utilizarea fibrei de carbon în industria aeronautică a crescut semnificativ. Diverse elemente structurale realizate din acest material sunt testate pe aeronavele F-5E, A-4D și F-111. Compania Boeing, în baza unui contract cu Forțele Aeriene ale SUA, explorează posibilitatea utilizării acestor materiale în proiectarea aripii unei aeronave de recunoaștere fără pilot promițătoare la altitudine mare. Lucrări similare se desfășoară în alte țări capitaliste. De exemplu, firma britanică „British Aircraft”, în temeiul unui contract încheiat cu Ministerul britanic al Apărării, creează elemente din corpurile de aeronave ale unor aeronave din fibră de carbon.

Materialele compozite „carbon-carbon” au o greutate specifică scăzută (1,4 g/cm3), proprietăți ridicate de protecție termică, capacitatea de a menține caracteristicile de rezistență la temperaturi peste 2500 de grade Celsius. Datorită acestor și altor calități, ele sunt considerate foarte promițătoare pentru fabricarea acelor piese și ansambluri de aeronave care funcționează la temperaturi ridicate, precum și pentru scuturile termice ale aeronavelor, în primul rând navelor spațiale. Potrivit rapoartelor presei străine, piesele de frână ale roților sunt în prezent dezvoltate din acest material pentru aeronave, greutatea lor este de aproximativ 30% din greutatea frânelor din oțel. Potrivit specialiștilor companiei americane Dunlop, durata de viață a dispozitivelor de frânare realizate din aceste materiale este de 3.000 de aterizări, ceea ce este de cinci până la șase ori mai mare decât durata de viață a frânelor convenționale.

Material compozit cu bor aluminiu (aluminiu cu bor)

Fibrele de bor (uneori acoperite cu carbură de siliciu) sunt folosite ca umplutură de armare pentru acest material compozit, iar aliajele de aluminiu sunt folosite ca matrice. Boro-aluminiul este de 3,5 ori mai ușor decât aluminiul și de 2 ori mai puternic decât acesta, ceea ce vă permite să obțineți o economie semnificativă de greutate. În plus, la temperaturi mari(până la 430°C) materialul compozit bor-aluminiu are de 2 ori mari valori rezistență și rigiditate specifice în comparație cu titanul, ceea ce face posibilă utilizarea acestuia pentru aeronave cu viteze de zbor de M = 3, în modelele cărora se utilizează în prezent titanul. Experții străini consideră că borul-aluminiu este, de asemenea, unul dintre materialele compozite promițătoare, a căror utilizare poate economisi până la 50% din greutatea structurii aeronavei.

Potrivit rapoartelor presei străine, lucrările privind studiul caracteristicilor aluminiului cu bor și introducerea acestuia în industria aeronautică sunt efectuate de mai multe firme americane. De exemplu, compania General Dynamics produce elemente structurale ale secțiunii de coadă a aeronavei F-111 din acest material, iar compania Lockheed produce un cheson experimental al secțiunii centrale a aeronavei C-130. Specialiștii Boeing studiază posibilitatea utilizării materialului bor-aluminiu în liniile aeronavelor supergrele.

În prezent, materialul compozit bor-aluminiu este din ce în ce mai utilizat în construcția motoarelor de aeronave. Potrivit presei străine, compania Pratt-Whitney îl folosește în producția de pale de ventilator pentru prima și a treia etapă a motoarelor turboventilatoare JT8-D, TF-30, F-100, iar General Electric Company folosește palele ventilatorului. a motorului J-79, care, potrivit specialiștilor companiei, va permite obținerea unor economii de aproximativ 40% în greutatea acestor elemente.

Există 79 de programe în Statele Unite, în cadrul cărora se lucrează la cercetarea și utilizarea în practică a materialelor compozite în industria aeronautică.

Analizând rezultatele obținute în timpul efectuării lucrărilor experimentale, experții străini consideră că compozitele pot fi utilizate în proiectarea majorității componentelor și părților unui avion de luptă. Pe fig. 1 prezintă o diagramă a corpului unui avion de luptă indicând acele elemente în desenele cărora, conform vederilor specialişti străini, este posibilă utilizarea materialelor compozite.

Orez. 1. Schema unei carcase aeronave de luptă realizată din materiale compozite: 1 - cadru de vitrare a carlingului; 2 - ornamente cabină; 3 - lămpile principale; 4 - set de putere al aripii și cozii; 5 - stâlp; 6 - piele fuselaj; 7 - lamele; 8 - flaps, spoilere, elerone: 9 - cârme și ascensoare; 10 - puncte de atașare a motorului și trape; 11 și 12 - structura podelei cabinei; 13 - pereții din față și din spate ai cabinei; 14 - elementele principale ale setului transversal de putere; 15 - grinzi;: 16 - rezervor de combustibil.

Creat de Rockwell International bombardier strategic Barele interne și externe B-1 situate în fuzelajul din spate sunt realizate folosind suprapuneri din material compozit epoxidic cu bor. Aceste bare constau din căptușeli din plastic solid cu bor conectate la părți metalice. Elementele metalice (oțel, titan) oferă rezistență, iar căptușelile din plastic cu bor măresc rigiditatea lăturilor. Se remarcă faptul că labelele acestui design nu numai că s-au îmbunătățit proprietăți mecanice, dar și cu 28-44% mai ușoare decât cele din metal.

Având în vedere introducerea în continuare a materialelor compozite în proiectarea bombardierului B-1, Laboratorul de Materiale al Forțelor Aeriene din SUA a semnat contracte cu Rockwell International pentru a dezvolta o chilă din materiale grafit-epoxidice și bor-epoxi și cu Grumman pentru a crea un stabilizator de avion. din aceste materiale.

În conformitate cu programul implementat de General Dynamics (sub contract cu Forțele Aeriene ale SUA), plăcuțe de armătură din plastic epoxi bor sunt instalate pe suprafața inferioară din oțel de înaltă rezistență a suportului aripii cu balamale a avionului de luptă-bombardier. Experții americani consideră că utilizarea acestor suprapuneri dublează cu mult rezistența la oboseală a îmbinării balamalei a unității de rotire a aripilor. Pe două aeronave F-111A sunt testați stabilizatori experimentali din material compozit bor-epoxi, care, conform datelor presei străine, sunt cu 27% mai ușoare decât cele convenționale.

În aeronava F-l4, utilizarea materialelor compozite în structura portantă a fost avută în vedere chiar de la începutul proiectării sale. Patru panouri de piele stabilizatoare sunt realizate dintr-un material compozit pe bază de fibră de bor.

Potrivit presei străine, rezultatele testelor au arătat că caracteristicile de oboseală ale stabilizatorului cu înveliș din plastic cu bor sunt de 2,5 ori mai mari decât cele specificate. cerinte tehnice, dar la un cost este în prezent echivalent cu unul integral din metal. Greutatea totala a stabilizatorului cu carcasa boroplastica este de 350 kg; economie de greutate în comparație cu un stabilizator placat cu titan de 82 kg (sau 10%). În comparație cu un stabilizator de design similar din aliaje de aluminiu, creșterea în greutate este și mai mare - 117 kg (27%).

În proiectarea aeronavei F-15 (McDonnell Douglas), pe baza considerentelor de asigurare a alinierii necesare pentru a economisi greutatea secțiunii de coadă a aeronavei, pielea stabilizatorilor orizontali controlabili și a unității de coadă verticală este realizată din plastic cu bor. Potrivit rapoartelor presei străine, au fost finalizate testele de oboseală ale fustei F-15 cu panouri de piele compozite. Durata testului este de 10 mii de ore, ceea ce reprezintă de patru ori resursele normale. Apoi, au fost efectuate teste statice ale stabilizatorului controlabil orizontal la o sarcină de două ori mai mare decât sarcina distructivă de proiectare; Stabilizatorul a rezistat acestor teste. În comparație cu un design de stabilizator orizontal din titan, reducerea greutății cu pielea de bor a fost de 22%.

După cum s-a menționat în presa străină, aeronava F-15 este prima aeronavă militară a Forțelor Aeriene ale SUA care are un sistem de frânare Goodyear, ale cărui părți sunt realizate dintr-un material compozit pe bază de fibre de carbon. Acest lucru a asigurat, conform experților americani, o economie de greutate (aproximativ 32 kg pentru fiecare frână) și o frânare mai lină și în același timp mai eficientă și, de asemenea, a crescut fiabilitatea sistemului de frânare.

McDonnell Douglas efectuează cercetări pentru al treilea an în cadrul unui program special care prevede utilizarea materialelor compozite pentru diferite elemente ale aripii F-15, care, conform calculelor specialiștilor companiei, vor reduce greutatea aripii. cu 130-180 kg. În timpul testelor de rezistență, o aripă de avion din materiale compozite s-a prăbușit sub o sarcină de 110% din sarcina distructivă calculată. Testele de zbor ale acestei aripi sunt planificate să înceapă în 1976 (dacă testele statice sunt finalizate cu succes).

Presa străină relatează că costul ridicat al echipamentelor tehnice necesare pentru fabricarea pieselor din astfel de materiale nu a permis utilizarea materialelor compozite promițătoare în cantitatea adecvată. Cu toate acestea, utilizarea materialelor compozite în proiectarea noilor avioane de luptă din SUA este în creștere. Experiența utilizării materialelor compozite grafit-epoxidice obținute de General Dynamics în dezvoltarea aeronavei F-111 a fost luată în considerare și la crearea aeronavei F-16. Făcând pielea aripioarelor, stabilizatorul și cârma din fibră de carbon, firma a reușit să reducă greutatea fuselajului din spate al lui F-16 cu aproximativ 30 la sută. În prezent, compania, sub contract cu Forțele Aeriene, dezvoltă fuselajul frontal al acestei aeronave din materiale grafit-epoxidice.

În timpul modernizării aeronavei de transport militar grele C-5A, s-au folosit materiale compozite pentru a crea unele componente și părți ale corpului aeronavei (de exemplu, secțiuni de lamele). Pe fig. 2 prezintă o secțiune de șipcă realizată din material epoxidic cu bor și metal simplu. Noua sectiune are rezistenta si rigiditate sporita, este mult mai usoara decat cea metalica.

Orez. Fig. 2. Secțiunea lamelei unei aeronave militare grele de transport C-5A: în partea de sus - realizată din materiale compozite; fund - din aliaje de aluminiu

Se încearcă utilizarea materialelor compozite în construcția elicopterelor. În special, pentru a studia posibilitatea fabricării unora dintre principalele elemente structurale ale elicopterelor din astfel de materiale, firmele americane și vest-germane desfășoară o serie de lucrări de dezvoltare. Potrivit presei străine, firma americană Sikorsky participă la un program care prevede o creștere a duratei de viață la oboseală și o îmbunătățire a caracteristicilor dinamice ale elicopterului CH-54V datorită întăririi brațului său de coadă cu materiale compozite. Se raportează că, ca urmare a întăririi stringers-urilor cu material epoxidic de bor, resursa corpului elicopterului a crescut de mai multe ori, iar greutatea a scăzut cu 30% (Fig. 3).

Orez. 3. Utilizarea plasticului cu bor pentru a întări brațele brațului de coadă pe un elicopter greu CH-54B.

S-a relatat în presa străină că Departamentul de Apărare al SUA a semnat un contract de 1,2 milioane de dolari cu Hughes pentru dezvoltarea de lame din materiale compozite. rotor pentru un elicopter. Potrivit specialiștilor companiei, utilizarea materialelor compozite în proiectarea lamei va reduce greutatea acesteia, va menține caracteristicile de rezistență și va obține invulnerabilitatea relativă a lamei de la gloanțe. În plus, astfel de lame vor avea o resursă lungă și o durabilitate scăzută, iar producția lor poate fi aranjată pe o linie automată.

Utilizarea pe scară largă a materialelor compozite în proiectarea rotorului principal este, de asemenea, planificată ca parte a programului promițător HLH, care prevede crearea unui elicopter de asalt greu cu o sarcină utilă maximă de aproximativ 30 de tone.efectuarea lucrărilor în cadrul programului HLH , rotoare fabricate cu rotoare, materiale compozite au fost utilizate în proiectarea lor.

Pe baza cercetărilor efectuate de cea mai mare companie americană de elicoptere Sikorsky în legătură cu elicopterul CH-53D, s-a ajuns la concluzia că introducerea pe scară largă a materialelor compozite în structurile elicopterelor va deveni oportună în anii '80. Specialiștii companiei consideră că eficiența maximă se atinge atunci când materialele compozite sunt incluse în proiectarea fuselajului elicopterului; în același timp, materialul pe bază de carbon ar trebui să fie folosit în cele mai încărcate elemente ale fuzelajului. Analiza a arătat că, datorită utilizării materialelor compozite, greutatea structurii elicopterului CH-53D poate fi redusă cu 18,5%.

Studiind experiența utilizării materialelor compozite în structurile aeronavelor, experții americani consideră că aceste materiale sunt foarte promițătoare pentru tehnologia rachetelor și spațiale în ceea ce privește greutatea și caracteristicile mecanice. Potrivit rapoartelor presei străine, în Statele Unite, în fabricarea focoaselor de rachete, este planificată utilizarea materialelor compozite cu o matrice de fibră de carbon, care au o transparență radio ridicată. Se raportează și testarea termică a duzei. motor rachetă realizat în întregime din materiale compozite.

O serie de părți ale sateliților Pământeni artificiali, cum ar fi cadre de antene, sunt deja fabricate din fibră de carbon în combinație cu o structură de fagure de aluminiu. Acest lucru a oferit nu doar o economie de greutate în comparație cu construcția din aluminiu, ci și stabilitatea dimensională a panourilor, deoarece fibra de carbon are un coeficient de dilatare termică extrem de scăzut (de 50 de ori mai mic decât cel al metalelor).

Materialele compozite sunt planificate pentru a fi utilizate pe scară largă pentru fabricarea unor elemente ale etapei orbitale în curs de dezvoltare în Statele Unite ale sistemului de transport și spațial Shuttle. În special, materialul compozit carbon-carbon va fi utilizat pentru protecția termică a nasului fuselajului, a suprafeței inferioare a nasului fuzelajului și a muchiei de față a aripii. Boeing a dezvoltat un cadru pentru un lichid motor turboreactor de bază sistem de propulsie etapă orbitală, situată în fuzelajul din spate. Este realizat din material compozit epoxidic cu bor combinat cu elemente din aliaj de titan. Acest design, conform companiei, va permite, în comparație cu titanul convențional, să se obțină o economie de greutate de aproximativ 30%.

Studiile efectuate de o serie de companii americane producătoare de avioane sub îndrumarea Laboratorului de Materiale al Forțelor Aeriene din SUA au arătat că utilizarea materialelor compozite în construcția de avioane și elicoptere militare din anii 80 nu numai că va reduce semnificativ greutatea și costul acestora, dar și creșterea capacității de supraviețuire.

Conform previziunilor experților străini, până la începutul anilor 80 ponderea materialelor compozite în corpul aeronavei va crește la 50%. Acest lucru ar trebui să asigure o economie de greutate de 20-30% în mod egal atât pentru aeronavele subsonice, cât și pentru cele supersonice. Reducerea greutății structurii realizată în acest caz va permite creșterea alimentării cu combustibil sau a încărcăturii de luptă sau reducerea dimensiunii aeronavei. Mai mult, se crede că caracteristicile de înaltă rezistență ale acestor materiale pot duce la îmbunătățiri caracteristici aerodinamice(prin reducerea grosimii relative a profilului și prelungirea aripii) și în cele din urmă - pentru a îmbunătăți caracteristici de zbor aeronave.

Fotoliile sunt concepute pentru a fi așezate în ele și a performa atributii functionale pilot, cazarea pasagerilor, asigurarea unui zbor confortabil, precum si toleranta la suprasarcini de catre pilot si pasagerii elicopterului in cazul unei aterizari de urgenta.

Scaunele noastre sunt atât de compacte încât se potrivesc în aproape toate cabinele.

Fotoliile nu numai că îndeplinesc cerințele de siguranță, dar au și caracteristici ergonomice îmbunătățite.

La crearea scaunului au fost atinse următoarele obiective:

pierdere în greutate
reducerea costurilor
compactitatea
ergonomie si confort maxim
design original

Fotoliul are un design exclusivist, modern. În timpul dezvoltării, au fost introduse noi soluții de inginerie originale. Procesul de producție se bazează pe utilizarea materialelor avansate, inovatoare.

Scaunul este un produs de serie, are componente și piese interschimbabile. Echipamentul scaunului este ușor de instalat la bordul elicopterului și este amplasat atât în zbor, cât și împotriva zborului. Fiecare scaun este fiabil în funcționare și, în condiții normale de funcționare, necesită costuri de operare minime.

Designul scaunului rezista la socurile mari, cu o greutate mai mica, comparativ cu scaunele concurentei.

Scaunele ușoare oferă economii de energie și, împreună cu siguranță - funcționare economică și caracteristici ergonomice ridicate.

Sistemul de siguranță în mai multe etape al scaunului nostru de elicopter reduce posibilitatea de rănire a pasagerului și contribuie la salvarea vieții acestuia. Tehnologia de absorbție a energiei are un nivel ridicat de fiabilitate, absorbind eficient energia de impact într-un accident grav sau aterizare de urgență.

absorbant de energie scaun elicopter, conceput pentru supraîncărcare de până la 30 g.

Element de absorbție a energiei cu o singură acțiune.

Într-una dintre modificările scaunului, este posibilă instalarea, reglarea gradului de absorbție a energiei de impact, în funcție de caracteristicile de greutate ale pasagerului (opțiune).

Sistemul de prindere si fixare este alcatuit din: doua centuri de talie, doua centuri de umar cu spirale inertiale, un blocaj de fixare a centurii, un sistem de reglare a centurilor pe lungime si puncte de prindere pentru centurile de siguranta.

Pernele scaunului sunt proiectate cu deplasare minimă (recesiunea) și feedback dinamic al persoanei așezate. Pernele sunt realizate din material auto-stingabil conform AP27.853.

Designul scaunului prevede instalarea de cotiere (opțional).

Implementarea grad înalt Siguranța scaunului nu a afectat principalii parametri precum greutatea redusă, confortul, accesibilitatea și întreținerea.

SPECIFICAȚIE

Fotoliul CONSTA DIN:

cadru scaun
perne moi
Sisteme de amortizare cu puncte de prindere
Sistem de reglare a amortizoarelor in functie de greutatea pasagerului (optional)
cotiere (optional)
Tetiera
Sistem legat
Sursa de alimentare (optional)
buzunar literar
Carcasă (textil/piele) cu schemă de culori preselectată

SERVICIU

Elemente de eliberare rapidă:

moliciune
Cazuri

Noduri cu ajustare aplicată:

Cotieră

ELICOPTER Echipament pentru planor și cabină

1.GENERAL

Fuzelajul este un semimonococ integral metalic de secțiune variabilă, format dintr-un cadru și piele. Fuzelajul este baza la care sunt atașate toate unitățile elicopterului, găzduiește echipamentul, echipajul și sarcina utilă.

Designul fuzelajului asigură dezmembrarea operațională a acestuia, ceea ce simplifică repararea și transportul elicopterului. Are doi conectori constructivi (vezi Fig. 2.16) și include un nas și o parte centrală, un braț de coadă și un braț de capăt cu caren.

Principalele materiale de constructie sunt: tabla de duraluminiu placata D16AT din foi de 0,8 mm grosime din care este realizata pielea exterioara, duraluminiu intarit B95 si aliaje de magneziu.

În proiectarea multor unități, sunt utilizate ștanțare din aliaje de aluminiu, piese turnate din oțel și aliaje neferoase, precum și profile extrudate. Componentele și piesele individuale sunt realizate din oțeluri aliate.

Materialele sintetice sunt folosite pentru izolarea fonică și finisarea cabinelor.

2. FUZELAJ AVANT

Partea din față a fuzelajului (Fig. 2.1), care este cabina de pilotaj, este un compartiment de 2,15 m lungime, care conține scaunele pilotului, comenzile elicopterului și ale motorului, instrumente și alte echipamente. Partea sa din față formează un felinar care oferă vizibilitate echipajului. Cabina echipajului este separată de compartimentul de marfă prin cadrul nr. 5H cu o ușă.

La dreapta și la stânga sunt amplasate blisterele glisante 2. În tavanul cabinei există o trapă de acces la centrala electrică, care se închide cu un capac care se deschide în sus. Pe podeaua cabinei se află pârghii de comandă a elicopterului și scaune pentru piloți, iar în ușa de intrare în cabină este instalat un scaun de inginer de zbor. În spatele scaunelor dintre cadrele nr. 4N și 5N se află compartimente pentru baterii și rafturi pentru echipamente radio și electrice.

Cadrul arcului este format din cinci rame Nr. 1N - 5N, grinzi longitudinale, stringere, rigidizări ștanțate și un cadru de baldachin. Din punct de vedere tehnologic, arcul este împărțit în podea, panouri laterale, tavan, baldachin, blistere glisante și cadru nr. 5H.

Podeaua cockpitului (Fig. 2.2) de construcție cu nituri este alcătuită dintr-un set de părți inferioare de cadre, grinzi longitudinale și stringere. Cadrul de putere este fixat cu profile de colț și întărit cu profile și diafragme în locurile decupărilor și de fixare a unităților.

Pardoseala și pielea exterioară din foi de duraluminiu sunt atașate de cadru. Pe partea superioară a podelei de-a lungul axei de simetrie, între stringers nr. 3, sunt instalate două foi de duraluminiu ondulat.

În planșeu și pielea exterioară a planșeului s-au realizat trape pentru montarea unităților, accesul la nodurile și îmbinările tijelor sistemului de comandă a elicopterului, la punctele de atașare ale trenului de aterizare față, șuruburile de andocare ale cadrului nr. 5H și conductele sistemului de incalzire si ventilatie.

În pielea exterioară dintre cadrele nr. 2N și ZN au fost realizate trape 10 pentru instalarea luminilor de aterizare și rulare MPRF-1A. Pe elicopterele Mi-8P, sub podeaua cabinei dintre cadrele nr. 4N și 5N, este instalată un al doilea far intermitent MSL-3.

Orez. 2.2. Fuzelajul frontal al podelei cabinei:

1, 5, 6, 11 - deschideri pentru comenzi elicoptere; 2 - orificiu pentru cablajul electric al tabloului de bord; 3 - suprapuneri; 4 - orificiu pentru conducta sistemului de incalzire; 7 - trapa pentru apropierea amortizorului trenului de aterizare fata; 8 - trape de montaj si inspectie; 9 - o trapă pentru un far intermitent; 10 - trape pentru faruri.

Pentru a proteja podeaua de uzură, sub pedalele de control direcțional sunt instalate patru plăcuțe 3 din lemn delta. Pe podea sunt montate suporturi pentru atașarea scaunelor, unităților de comandă elicopter, tablourilor de bord și o consolă de pilot automat.

Panourile laterale sunt realizate din rigidizări ștanțate, profile și înveliș din duraluminiu. Rigidizoarele ștanțate, împreună cu profilele de magneziu turnate, formează ramele deschiderilor pentru blisterele glisante din dreapta și din stânga.

Profilele de cauciuc sunt instalate de-a lungul marginilor din față și din spate ale deschiderilor pentru a etanșa cabina de pilotaj. În exterior, deasupra deschiderilor și în fața acestora, sunt atașate jgheaburi pentru scurgerea apei. În partea superioară a etanșării cadrului deschiderilor sunt montate din interior mecanisme pentru evacuarea de urgență a blisterelor.

Pe partea dreapta si stanga intre cadrele nr. 4H si 5H, compartimente sunt realizate pentru a gazdui bateriile (doua pe fiecare parte). Compartimentele sunt închise din exterior cu capace care sunt blocate cu încuietori cu șurub. Capacele sunt rabatabile și, pentru ușurință în utilizare, sunt ținute în poziție orizontală de două tije de oțel. Ghidajele sunt instalate în compartimentele de-a lungul cărora se deplasează containerele cu baterii. Suprafețele interioare ale compartimentelor bateriilor sunt lipite cu material termoizolant. Sub blisterele dintre cadrele nr. 1H și 2H sunt instalate lumini de navigație BANO-45. În partea stângă, în fața compartimentelor bateriilor, există decupaje pentru conectorii de alimentare 4 pentru aerodrom (vezi Fig. 2.1).

Tavanul cockpitului este realizat din rigidizări ștanțate, un set longitudinal și transversal de diafragme, profile și înveliș din duraluminiu. Pielea este nituită pe cadru cu nituri speciale cu vârfuri pentru a preveni alunecarea picioarelor la întreținerea centralei electrice.

Există o trapă în tavan pentru accesul la centrala electrică. Designul trapei și capacului oferă protecție împotriva pătrunderii apei în cockpit.

Capacul canalului nituit este montat pe două balamale 1 (Fig. 2.3). În prima balama este montat un zăvor cu arc, care blochează automat capacul poziție deschisă. La deschiderea capacului, nervura profilată 10 cu secţiunea sa teşită apasă axa zăvorului 13 până când axa, sub acţiunea arcului 12, trece în secţiunea dreaptă a nervurii, după care capacul trapei este blocat.

Orez. 2.3. Trapă de acces la centrala electrică:

1 - balamale pentru trapa; 2 - opriri; 3 - buton de blocare; 4 - furculiță; 5 - reglare ambreiaj; 6 - arbore, 7 - zăvor; 8 - cârlig; 9 - mâner; 10 - nervură profilată; 11 - știft de blocare; 12 - primăvară; 13 - zăvor.

Când închideți capacul gurii de vizitare, trebuie mai întâi să apăsați capătul proeminent al zăvorului și să mutați axa dincolo de marginea profilată a buclei balamalei. În poziția închis, capacul trapei este fixat cu o încuietoare. Mecanismul de blocare constă dintr-un mâner 9 cu dispozitiv de blocare, o furcă 4, un ambreiaj de reglare 5 și un arbore cu două picioare 6. La deschiderea capacului trapei, apăsați butonul de blocare 13, decuplați-l pe acesta din urmă de cârligul 5, apoi întoarce mânerul în jos. În acest caz, arborele se va întoarce în sensul acelor de ceasornic, iar labele vor elibera capacul. Există două ferestre de vizualizare în capacul trapei pentru observarea vizuală în zbor a stării tunelurilor de admisie a aerului motorului. Etanșarea trapei în poziție închisă este asigurată de garnituri de cauciuc, care sunt presate de un profil special atașat de trapă în jurul perimetrului. În cazul încălcării etanșeității trapei, eliminarea se realizează prin ambreiajul de reglare 5 al tijei de control a blocării.

Cadrul numărul 5H. Partea din față a fuzelajului se termină cu un cadru de andocare nr. 5H (Fig. 2.4). Cadrul este un perete din duraluminiu tivit de-a lungul perimetrului cu un profil de colț presat, a cărui grindă de capăt formează o flanșă pentru îmbinarea cu partea centrală a fuzelajului. Peretele este armat cu un set longitudinal și transversal de profile unghiulare. De-a lungul axei de simetrie din peretele cadrului s-a făcut o deschidere pentru ușa din față către cockpit. Deschiderea este marginita cu un colt din duraluminiu presat, de care se fixeaza cu suruburi un profil de cauciuc.

Rafturile pentru instalarea echipamentelor sunt atașate de peretele frontal al cadrului pe ambele părți ale ușii. În partea stângă a peretelui din partea de sus și de jos există găuri pentru trecerea tijelor și cablurilor pentru controlul elicopterului. Pe partea dreaptă și stângă a peretelui cadrului nr. 5H, sunt instalate plăci speciale pe partea laterală a compartimentului de marfă pentru a asigura siguranța zborului. Pe partea stângă din spate a peretelui cadrului nr. 5H este atașată o carcasă cu capace detașabile, care cuprinde sistemul de tije și culbutoare pentru controlul cablajelor elicopterului și echipamentelor electrice. Un scaun rabatabil este atașat de carcasă. În varianta de transport, în partea dreaptă a ușii din partea laterală a compartimentului de marfă, pe perete este nituită o cutie, în care sunt amplasate containerele cu baterii 3 (vezi Fig. 2.1). Cutia este prevazuta cu ghidaje si se inchide cu capace cu inchidere cu surub.

Usa cockpitului este realizata sub forma unei placi din duraluminiu. Este atârnat pe balamale și echipat cu un încuietor cu două mânere, iar două încuietori - supape - sunt instalate pe partea laterală a cockpitului. În partea de sus a ușii este instalat un micro-vizor optic. În pragul ușii dintre cadrele nr. 4H și 5H este instalat un scaun rabatabil al tehnicianului de bord cu centuri de siguranță.

Copertina cockpitului este formată dintr-un cadru și geam. Cadrul felinarului este asamblat din profile duraluminiu, rigidizări și cadre de fațare, fixate împreună cu șuruburi și nituri.

Orez. 2.4. Cadrul nr. 5H

Lanterna este vitrata cu sticla organica orientata, cu exceptia a doua parbrize fata 1 (vezi Fig. 2.1) (stânga si dreapta), din sticla silicata, care sunt incalzite electric si dotate cu stergatoare. De-a lungul perimetrului sticla este marginita cu profile de cauciuc, introdusa in rame de magneziu turnat si presata prin placarea din duraluminiu cu suruburi cu piulite speciale. După instalare, pentru etanșeitate, marginile ramelor din interior și exterior sunt acoperite cu etanșant VITEF-1.

Blisterul (Fig. 2.5) este un cadru turnat din aliaj de magneziu, în care este introdusă o sticlă organică convexă 14. Sticla este fixată de cadru cu șuruburi prin căptușeala duraluminiu 11 și o garnitură de etanșare din cauciuc. Blisterele sunt echipate cu mânere 12 cu știfturi blocabile 7 conectate la pârghiile 13 prin cabluri 8. Blisterele din stânga și din dreapta pot fi deschise doar din carlingă.

Blisterele sunt mutate înapoi de-a lungul ghidajelor superioare și inferioare realizate din profile speciale.

Profilele de ghidare interioare superioare 5 sunt montate pe bile care sunt amplasate în cuști de oțel. Profilul exterior de ghidare în formă de U 6 are console cu urechi pentru știfturile de blocare ale mecanismului de eliberare de urgență a blisterului și găurire cu pas de 100 mm pentru bolțul 7 al închizătorului pentru fixarea blisterului în poziții extreme și intermediare. În partea inferioară a cadrului blisterului există caneluri în care profilele de ghidare inferioare 9 alunecă de-a lungul plăcuțelor de pâslă, fixate cu șuruburi de cadrul de deschidere.

Fiecare blister poate fi aruncat în caz de urgență folosind mânerul situat deasupra blisterului în interiorul cockpitului. Pentru a face acest lucru, mânerul trebuie tras în jos, apoi sub acțiunea arcurilor 1, știfturile de blocare 2 vor ieși din urechile consolelor 3, după care blisterul trebuie împins afară. În profilele inferioare ale ramelor deschiderilor există fante pentru alimentarea cu aer cald a blisterelor. Pe blisterul din stânga, în partea de jos este instalat un senzor vizual de înghețare.

Orez. 2.5. Blister glisant:

1 - primăvară; 2 - știft de blocare; 3 - suport; 4 - maner pentru eliberarea de urgenta a veziculelor; 5 - profile de ghidaj interne; 6 - profil de ghidaj exterior; 7 - pin; 8 - cablu; 9 - profile de ghidare inferioare; 10 - tampon de pâslă; 11 - căptușeală; 12 - mâner; 13 - pârghie; 14 - sticla; 15 - mânerul exterior al blisterului.

3. FUZELAJ CENTRAL

Informatii generale. Partea centrală a fuzelajului (Fig. 2.6) este un compartiment situat între cadrele nr. 1 și 23. Este format dintr-un cadru, piele de duraluminiu de lucru și unități de putere. Cadrul este format dintr-un set transversal și longitudinal: setul transversal include 23 de cadre, inclusiv cadrele nr. 1 și 23 - andocare, cadrele nr. 3a, 7, 10 și 13 - putere și toate celelalte cadre de construcție ușoară (normale) . Setul longitudinal include grinzi și grinzi.

Cadrele oferă o formă dată a fuzelajului în secțiune transversalăși percepe sarcinile din forțele aerodinamice, iar cadrele de putere, pe lângă sarcinile de mai sus, percep sarcinile concentrate de la unitățile de elicopter atașate acestora (șasiu, centrală electrică a cutiei de viteze principale).

Din punct de vedere tehnologic, partea centrală este asamblată din panouri separate: podeaua de încărcare 15, panourile laterale 3.5 și panoul de tavan 4, compartimentul din spate 7.

Orez. 2.6. Partea centrală a fuzelajului:

1 - punctul de atașare al amortizorului trenului de aterizare față; 2 - usa culisanta; 3 - panou lateral stâng; 4 - panou de tavan; 5 - panou lateral dreapta; 6 - punctul de fixare al amortizorului trenului principal de aterizare; 7 - compartiment spate; 8 - uși pentru trapa de marfă; 9 - punctul de prindere al lonjelii piciorului principal al șasiului; 10 - montarea arborelui axului piciorului principal al șasiului; 11, 12, 13, 14 - puncte de fixare ale rezervorului extern de combustibil; 15 - panou de podea a compartimentului de marfă; 16 - punctul de atașare al lonjeroanei piciorului din față al șasiului.

a - un orificiu pentru conducta de admisie a aerului din compartimentul de marfă; b - orificiu pentru conducta de aer termic; c - orificiu pentru conducta sistemului de incalzire si ventilatie; g - unitati de rezerva; d - puncte de prindere pentru benzile de fixare ale rezervoarelor de combustibil exterioare; e - punctul de fixare al dispozitivului de acostare.

În partea centrală, între cadrele nr. 1 și 13, se află o cabină de marfă, care se termină în spate cu o trapă de marfă, iar între cadrele nr. 13 și 21 se află un compartiment din spate cu clapete de marfă 5. În spatele cadrului nr. 10 există o suprastructură care trece lin în brațul de coadă. În versiunea pentru pasageri, compartimentul dintre cadrele nr. 1 și 16 este ocupat de habitaclu, în spatele căruia se află camera de bagaje. Motoarele sunt situate deasupra compartimentului de marfă între cadrele nr. 1 și y, iar cutia de viteze principală este situată între cadrele nr. 7 și 10. În suprastructura dintre cadrele nr. 10 și 13 există un rezervor de combustibil consumabil, iar între cadrele nr. 16 și 21 - un compartiment radio.

Orez. 2.7. Cadrele părții centrale a fuzelajului:

a - cadru de putere nr. 7; b - cadru motor Nr. 10; c - cadru motor Nr. 13; g - cadru normal; 1 - fascicul superior; 2 - parte laterală; 3 - montaj; 4 - partea inferioară; 5 - parte arcuită; 6 - inel de ancorare.

Toate celelalte cadre, cu excepția cadrelor de andocare, sunt realizate din compozit, inclusiv partea superioară, două laterale și părțile inferioare. Aceste părți ale cadrelor, precum și stringers, sunt incluse în proiectarea panourilor și, în timpul asamblarii, părțile cadrelor sunt unite între ele, formând un cadru portant al părții centrale a fuzelajului.

Cele mai încărcate elemente ale părții centrale a fuzelajului sunt ramele electrice nr. 7, 10 și 13, precum și panoul de podea. Cadrele de putere nr. 7 și 10 (Fig. 2.7) sunt realizate din piese forjate mari din aliajul AK-6, piese presate și tablă, care formează un profil închis, inclusiv grinda superioară 1, doi pereți laterali 2 și partea inferioară 4.

Grinda superioară este formată din două părți legate prin șuruburi din oțel în planul de simetrie. La colțurile grinzilor există găuri pentru șuruburile cadrului cutiei de viteze principale.

Andocarea grinzii superioare a cadrului nr. 7 cu pereții laterali s-a realizat cu ajutorul pieptenilor frezați și a două șuruburi amplasate orizontal, iar andocarea pereților laterali ai cadrului nr. 10 cu grinda superioară s-a realizat folosind o flanșă și șuruburi amplasate vertical. Părțile inferioare ale cadrelor nr. 7 și 10 constau din pereți și 4 colțuri nituite pe acesta, formând un profil în I în secțiune transversală. La capetele grinzilor se instalează fitinguri de andocare 3 ștanțate din aliaj AK-6, cu care grinzile inferioare ale cadrelor sunt unite de pereții laterali cu șuruburi din oțel.

Pe partea exterioară a cadrului nr. 7, punctele de atașare din oțel pentru rezervoarele externe de combustibil sunt instalate pe ambele părți. Pe cadrul nr. 10, sunt instalate unități combinate pentru fixarea simultană a barelor de suspensie ale trenului principal de aterizare și a dispozitivelor de ancorare. În plus, în partea inferioară a cadrului pe ambele părți există puncte de atașare din spate pentru rezervoarele de combustibil exterioare.

Cadrul nr. 13 cu design nituit este realizat din tablă duraluminiu și profile de colț extrudate. Partea inferioară a cadrului este realizată din trei forjate din aliaj AK-6, prinse împreună. Cu pereții laterali ai cadrului, partea inferioară este nituită cu ajutorul fitingurilor, în care există găuri pentru instalarea inelelor de ancorare 6. Un cadru înclinat este atașat la partea inferioară a cadrului nr. 13, care închide compartimentul de marfă și este marginea electrică a trapei de marfă. Are două noduri pe fiecare parte pentru agățarea clapetelor de marfă.

În partea superioară a cadrului nr. 13 este instalată o porțiune arcuită 5, care face parte din suprastructura fuzelajului, este ștanțată din tablă duraluminiu și are crestături pentru trecerea cordonilor.

Cadrele ușoare (normale) (vezi Fig. 2.7) sunt similare ca design și au un profil în formă de Z în secțiune transversală. Părțile superioare și laterale ale ramelor sunt ștanțate din tablă duraluminiu și sunt îmbinate împreună cu suprapuneri. Ramele sunt întărite cu un profil unghiular de-a lungul conturului interior, iar crestăturile pentru stringere sunt realizate de-a lungul conturului exterior.

Părțile inferioare ale cadrelor normale au coarde superioare și inferioare realizate din profile unghiulare și tee, la care este nituit un perete din tablă duraluminiu. Fitingurile ștanțate din aliaj AK-6 sunt nituite la capetele părților inferioare ale ramelor, cu ajutorul cărora sunt nituite pe pereții laterali ai ramelor.

În exterior, pe partea tribord pe cadrul nr. 8, pe partea stângă între cadrele nr. 8 și 9, precum și pe cadrul nr. 11, iar pe ambele părți există noduri dee pentru atașarea benzilor rezervoarelor de combustibil exterioare. De jos, de-a lungul părților inferioare ale cadrelor, sunt instalate noduri aeriene din oțel ZOHGSA pentru atașarea șasiului. Pe cadrul nr. 1, de-a lungul axei longitudinale a elicopterului, este instalat punctul de atașare al barei de suspensie din față, iar pe părțile laterale ale cadrului și grinzile longitudinale ale podelei, sub cric sunt nituite noduri cu cuiburi sferice. suporturi. Pe cadrul nr. 2 sunt instalate puncte de atașare pentru lonjele trenului de aterizare din față. Pe cadrul nr. 11 sunt instalate puncte de atașare pentru arborii de osie, iar pe cadrul nr. 13 sunt instalate puncte de atașare pentru lonjeroanele trenului de aterizare principal.

În panoul de tavan între cadrele nr. 7 și 13, precum și în panourile laterale, există șanțuri din profile speciale de colț din duraluminiu D16T cu teșituri pentru a îmbunătăți lipirea cu pielea. Livrările rămase sunt instalate din profile de colț.

Podeaua de marfă (Fig. 2.8) a unei structuri nituite este formată din părțile inferioare ale cadrelor, grinzi longitudinale 11, stringere, pardoseală din tablă ondulată 338 AN-1 și înveliș exterior din duraluminiu. Partea longitudinală mijlocie a pardoselii, situată între cadrele nr. 3 și 13, este întărită cu elemente transversale rigide și fixată cu șuruburi cu piulițe de ancorare de profile longitudinale speciale. Profilele de colț din tablă duraluminiu D16AT și L2.5 sunt nituite deasupra pardoselii de-a lungul părților laterale ale podelei, cu ajutorul cărora panourile laterale sunt legate de podeaua compartimentului de marfă. Zonele de încărcare pe podea de la vehiculele pe roți transportate sunt întărite cu două profile longitudinale în formă de jgheab. Pentru a asigura încărcătura transportată pe podea de-a lungul părților laterale, sunt instalate 27 de noduri de acostare 5.

Cadrele și grinzile din locurile în care sunt instalate unitățile de ancorare au suporturi ștanțate și fitinguri din aliaj AK6. Pe cadrul nr. 1 de-a lungul axei de simetrie a podelei de marfă există un nod 1 pentru atașarea rolelor troliului electric LPG-2 la tragerea sarcinilor în cabină. La locul de instalare a troliului electric LPG-2 pe peretele grinzii longitudinale

este ranforsata o garnitura stantata din aliaj AK6, in a carui flansa se afla doua gauri filetate pentru placa 2 suruburi de fixare pentru baza troliului electric LPG-2. Pe podeaua dintre cadrele nr. 1 și 2 este instalată o carcasă pentru a proteja rolele și cablurile troliului electric LPG-2, iar în deschiderea ușii glisante există două orificii pentru fixarea unei scări de intrare detașabilă.

În pereții grinzilor longitudinale ale podelei de marfă de la cadrul nr. 5, precum și în peretele cadrului nr. 1 din partea tribord, există găuri pentru conductele 12 ale sistemului de încălzire și ventilație al cabinelor. Pereții din jurul găurilor sunt întăriți cu margini ștanțate din aliaj AK-6. Pe partea stângă și dreaptă a podelei între cadrele nr. 5 și 10 există leagăne pentru rezervoare suplimentare de combustibil.

Orez. 2.8. Panoul podelei cabinei de marfă:

1 - punct de prindere pentru role troliu electric; 2 - placa sub baza troliului electric; 3 - noduri de acostare; 4 - trapa pentru antena ARK-9; 5, 8 - trape la supapele de închidere ale sistemului de combustibil; 6 - trapa de montare; 7 - trapa la zăvorul cablului pentru curățarea suspensiei exterioare; 9, 17, 23 - trape tehnologice; 10 - trapa pentru antena ARK-UD; 11 - grinzi de cadru de podea; 12 - conducta sistemului de incalzire; 13 - punctele de prindere ale lonjeroanelor amortizorului trenului de aterizare față; 14 - o nișă pentru cadrul antenei ARK-9; 15 - decupaje pentru conductele rezervoarelor suplimentare de combustibil; 17 - puncte de prindere ale suspensiei exterioare; 18 - suporturi pentru ascensoare hidraulice; 19 - punctele de prindere ale lonjeroanelor trenului principal de aterizare; 20 - racordurile de control al trapei conductelor sistemului de combustibil; 21 - puncte de atașare ale semiaxelor trenului principal de aterizare; 22 - punctul de atașare al amortizorului trenului de aterizare față.

În podeaua de încărcare dintre cadrele nr. 5 și 6 sunt instalate puncte de atașare pentru antena buclă ARK-9, iar între cadrele nr. 8 și 9 sunt instalate puncte de atașare pentru amplificatorul de antenă și unitatea de antenă ARK-UD.

In pardoseala sunt trape de montaj si tehnologice, inchise cu capace pe suruburi cu piulite de ancorare. De-a lungul axei de simetrie în partea detașabilă a podelei există trape 4 pentru inspecție și acces la antena buclă ARK-9, supapele de combustibil 5 și 8, unitatea de antenă ARK-UD și amplificatorul de antenă și mânerul pentru fixarea externă. suspensie în poziție retrasă.

Pe elicopterele Mi-8T din ultima serie, în podeaua de marfă între cadrele nr. 8 și 9, a fost realizată o trapă pentru trecerea liniilor de suspensie de cabluri externe cu o capacitate de încărcare de 3000 kg.

Când lucrați cu o suspensie exterioară, trapa are un gard. Nodurile de suspensie exterioare ale cablurilor sunt amplasate în interiorul compartimentului de marfă pe grinzile superioare ale cadrelor nr. 7 și 10. În poziția de depozitare, suspensia se ridică până la tavanul compartimentului de marfă și este fixată cu un lacăt DG-64M și un cablu la un suport special instalat între cadrele nr. 10 și 11. Slingurile de marfă se potrivesc în cutia de marfă. Apărătoarea este pliată și, cu ajutorul amortizoarelor din cauciuc, este atașată în spatele scaunului de aterizare în clapeta de marfă din stânga. Trapa din podeaua compartimentului de marfă este închisă cu capace pereche (interne și externe) din compartimentul de marfă.

Panourile laterale (vezi fig. 2.6) sunt nituite din părțile laterale ale cadrelor (normale), stringers de la profilele de colț și învelișul din duraluminiu. Părțile din spate ale panourilor se termină cu un cadru înclinat. Pe panourile din dreapta și din stânga sunt cinci ferestre rotunde cu sticlă organică convexă, cu excepția primei ferestre din stânga vitrate cu sticlă organică plană. Ochelarii sunt fixați de ramele din magneziu turnat cu șuruburi cu piulițe speciale și etanșați de-a lungul conturului cu garnituri de cauciuc, iar marginile ramelor sunt acoperite cu material de etanșare în interior și în exterior după ce sticla este instalată.

Pe partea stângă a panoului între tocurile nr. 1 și 3 există o deschidere pentru ușa glisantă 2, marginită cu un cadru din profile duraluminiu. În partea superioară a ușii, pe partea laterală a compartimentului de marfă, sunt instalate noduri pentru o scară de frânghie, iar deasupra ușii este atașată un jgheab pentru scurgerea apei.

Ușa (Fig. 2.9) a unei structuri nituite este realizată dintr-un cadru și piese exterioare și interioare nituite pe aceasta, instalate pe ghidajele inferioare și superioare, de-a lungul cărora alunecă înapoi pe bile și role. Ghidajul superior 11 este un profil în formă de U, în care sunt instalate patinul 14 și două rânduri de bile 12. Suporturile 15 sunt nituite pe patină, care sunt conectate la ușă prin știfturi de blocare 13 montate pe ușă. În poziția deschisă, ușa este ținută de un zăvor cu arc montat pe partea laterală a fuzelajului din exterior.

Orez. 2.9. Ușă glisantă:

1 - zăvor; 2 - arc știft; 3, 4 - mânere pentru resetarea de urgență a ușii; 5 - cablu; 6 - sticla; 7 - mâner interior al ușii; 8 - arcuri; 9 - naiba; 10 - mâner exterior al ușii; 11 - ghid superior; 12 - rulmenti cu bile; 13 - știft de blocare; 14 - derapaj; 15 - suport; 16 - rolă.

Ușa are o fereastră rotundă cu sticlă organică plană și este dotată cu două încuietori. Pe marginea frontală a părții din mijloc a ușii este instalată o încuietoare cu două mânere 10 și 7 (exterior și intern).

În partea superioară a ușii este montat un încuietoare cu știft, pentru căderea de urgență a ușii, cu mânerele interioare și exterioare 3 și 4. Încuietoarea superioară este conectată cu încuietoarea din mijloc prin cabluri și când încuietoarea superioară este deschisă, încuietoarea din mijloc se deschide, de asemenea, simultan. În caz de cădere de urgență a ușii, este necesar să rotiți mânerul exterior sau interior înapoi în direcția săgeții, în timp ce știfturile de blocare 13 ale broaștei superioare ies din orificiile consolelor, iar zăvorul 9 al ușii. încuietoarea din mijloc este decuplată de cablul 5, după care ușa trebuie împinsă afară.

Pentru a preveni deschiderea spontană a ușii în zbor, pe ea este instalat un dispozitiv care blochează ușa în poziție închisă.

Panoul de tavan (Fig. 2.10) este format din părțile superioare ale cadrelor, stringere și mantale, nituite împreună. La cadrele ușoare (normale) s-au făcut crestături pentru trecerea șnururilor, iar de-a lungul cadrelor nr. 3, 3a, 7, 10 s-au tăiat și îmbinate șanțurile prin curele dințate din tablă duraluminiu. Căptușeala panoului de tavan între cadrele nr. 1 și 10 este realizată din tablă de titan, iar între cadrele nr. 10 și 13 este din tablă duraluminiu. În căptușeala panoului de tavan între cadrele nr. 9 și 10, sunt făcute găuri pentru unghiurile robineților de foc ale sistemului de combustibil, iar între cadrele nr. 11 și 12 - trapa 6 pentru pompele de combustibil ale rezervorului de alimentare. Pe carcasă se montează jgheaburi din profile extrudate și se realizează orificii pentru conductele de drenaj pentru curgerea apei.

Pe partea de sus a ramelor panoului de tavan sunt instalate noduri: pe cadrul nr. 3 - patru noduri 1 pentru montarea motoarelor, pe cadrele nr. 5 și 6 - nodurile 2 și 3 pentru fixarea dispozitivului de fixare a motorului cu cutia de viteze îndepărtată, pe ramele nr. 6 și 7 - nodurile 5 pentru fixarea cadrului nr. 1 al capotei, nodul 4 de fixare a barelor capotei și ventilatorului.

Compartimentul din spate 7 (vezi Fig. 2.6) este o continuare a părții centrale a fuzelajului și, împreună cu clapetele de marfă, formează contururile din spate ale fuselajului. Compartimentul din spate al structurii nituite este format din părțile superioare arcuite ale cadrelor, stringers și pielea exterioară.

Din punct de vedere tehnologic, compartimentul este asamblat din panouri separate și este o suprastructură situată deasupra compartimentului de marfă, transformându-se ușor în brațul din coadă. Suprastructura se termină cu un cadru de andocare nr. 23.

În partea de sus, între cadrele nr. 10 și 13 există un recipient pentru un rezervor de combustibil consumabil. Între cadrele nr. 16 și 21 există un compartiment radio, în partea sa inferioară între cadrele nr. 16 și 18 fiind realizată o trapă pentru intrarea din compartimentul de marfă în compartimentul radio și în brațul din spate.

Pe cadrele nr. 12, 16 și 20, fitingurile sunt instalate în partea superioară pentru suporturile arborelui cozii transmisiei. Andocarea compartimentului din spate cu tavanul și panourile laterale se realizează cu profile de colț și căptușeli exterioare.

Pielea părții centrale a fuzelajului (Fig. 2.11) este realizată din foi de duraluminiu D16AT cu grosimea de 0,8 mm, 1,0 mm și 1,2 mm. Cel mai încărcat este căptușeala panoului de tavan între cadrele nr. 7 și 13, unde grosimea căptușelii este de 1,2 mm. Căptușeala panoului stâng al suprastructurii în zona dintre cadrele nr. 19 și 23 este realizată dintr-o foaie de 1 mm grosime.

Aripile de marfă (Fig. 2.12) sunt situate între cadrele nr. 13 și 21 ale părții centrale a fuzelajului, fiecare fiind suspendată pe două bucle de un cadru înclinat.

Clapele de încărcare închid deschiderea din spate compartimentul de marfăși creați volum suplimentar pentru cabină. Uși cu design nituit, fiecare constă din rigiditate ștanțată și placare exterioară din duraluminiu. Pentru confortul încărcării vehiculelor cu roți, canelurile au clapete 13 care se pliază în sus, care sunt articulate în părțile inferioare ale canelurilor. În poziția înclinată, scuturile sunt ținute de amortizoare din cauciuc.

Deschiderea și închiderea clapetelor de marfă se efectuează manual, în poziția deschisă sunt ținute de bare, iar în poziția închisă sunt fixate cu știfturi la cadrul nr. 13 și blocate cu încuietori longitudinale și transversale 10 și 11. Încuietori permite deschiderea clapetelor din interiorul compartimentului de marfă.

Orez. 2.10. Panou de tavan:

1 - suporturi motor; 2,3 - puncte de prindere ale dispozitivului de fixare a motorului; 4 - punctul de prindere a lonjelor cadrului nr. 1, capota si ventilatorul; 5 - puncte de prindere ale cadrului nr. 1 al capotei; 6 - o trapă către pompele de rapel ale rezervorului de alimentare; a - găuri pentru șuruburile cadrului cutiei de viteze principale.

Profilele de cauciuc sunt ranforsate pe suprafetele terminale ale aripilor de-a lungul intregului perimetru, care asigura etansarea suprafetelor de împerechere ale aripilor cu fuselajul si intre ele in pozitie inchisa. Pentru a exclude deschiderea ușilor de marfă atunci când elicopterul este parcat în exterior, este instalat un dispozitiv de fixare pentru mânerul interior al încuietorului ușii; înainte de plecare, mânerul trebuie deblocat.

În partea inferioară a aripilor sunt instalate cutiile de scule 12. Ambele uși au trape pentru gazele de eșapament de la motorul în funcțiune al echipamentului transportat în compartimentul de marfă. Pe aripa stângă se află un stingător portabil 16 și suporturi pentru fixarea locașurilor sub suporturile 17 ale targii sanitare. În pielea exterioară, trapele sunt decupate sub jaluzele cu un clapete de ventilație de evacuare 1 și sub lansatoarele de rachete 2. În aripa dreaptă există o trapă închisă de un capac pentru alimentarea manșonului încălzitorului de sol 6.

Aripa dreaptă este echipată cu trapă pentru părăsirea elicopterului în caz de urgență. Trapa este închisă cu capacul 8, care constă din piele exterioară și rigiditate nituite împreună. În partea de jos, capacul căminului este ținut de zăvoare, iar în partea de sus - de știfturi de blocare ai mecanismului de cădere de urgență montat pe capac.

Mecanismul de evacuare de urgență este similar ca design cu mecanismul blister de glisare din cabina de pilotaj. Pentru a scăpa capacul, trebuie să trageți mânerul 7 în jos, apoi știfturile de blocare vor ieși din urechile suporturilor și vor elibera capacul, iar împingătoarele cu arc situate în colțurile superioare ale trapei vor împinge capacul afară. .

Scările 15 sunt atașate la elicopter, concepute pentru încărcarea și descărcarea vehiculelor pe roți și a altor mărfuri. În poziția de lucru, scările sunt fixate cu noduri de oțel în prize de oțel pe grinda inferioară a cadrului nr. 13, în poziția de depozitare sunt așezate și fixate pe podea pe ambele părți ale compartimentului de marfă. În funcție de încărcătura elicopterului, dacă este imposibil să se așeze scări de marfă pe podeaua cabinei, scările sunt amplasate pe aripa stângă a trapei de marfă, unde sunt prevăzute puncte de atașare a scării în poziția de stivuire.

Orez. 2.12. Uși de încărcare:

1 - clapetă pentru ventilație de evacuare; 2 - lansator de rachete; 3 - scaun rabatabil; 4 - usa echipajului de mistret; 5 - troliu electric; 6 - trapa pentru alimentarea manșonului încălzitorului la sol; 7 - resetarea mânerului capac trapei de urgență; 8 - capace de trapa de urgenta; 9 - mâner; 10 - blocare cu știft; 11- blocare cuplaj; 12 - cutie de scule; 13 - scut; 14 - scaun; 15 - scari; 16 - extinctor portabil; 17 - suport de montare pentru rafturi sanitare.

Cadrul pasarelei este format dintr-un set de putere longitudinal și transversal. Setul de putere longitudinal este format din două grinzi nituite din profile de colț și perete din duraluminiu D16T L1, 2. Centurile superioare ale grinzilor sunt realizate din secțiune T D16T duraluminiu, a cărei raft iese deasupra pielii scării și împiedică rularea vehiculelor cu roți. de pe scări în timpul încărcării și descărcarii acesteia. Setul transversal este format din profile în T și diafragme ștanțate din tablă duraluminiu nituită pe acestea.

Marginile din față și din spate ale scărilor au margine de oțel. Pentru a preveni alunecarea roților echipamentului autopropulsat atunci când îl încărcați cu putere proprie, căptușelile ondulate sunt nituite pe marginile de pe părțile din spate ale scărilor.

Orez. 2.11. Acoperă partea centrală a fuzelajului

4. BOOM COADA

Brațul de coadă asigură crearea umărului necesar împingerii rotorului de coadă pentru a compensa momentul reactiv al rotorului principal.

Brațul de coadă (Fig. 2.14) de construcție nituită, de tip grindă, are formă de trunchi de con, este format dintr-un cadru și piele netedă de duraluminiu de lucru.

Cadrul include seturi de putere longitudinale și transversale. Setul de putere transversală este format din șaptesprezece cadre cu secțiune Z. Cadrele nr. 1 si 17 sunt de andocare, sunt realizate din profil D16AT duraluminiu extrudat si ranforsate cu benzi dintate. Cadrele nr. 2, 6, 10 și 14 sunt întărite în partea superioară pentru suporturile 3 ale arborelui cozii transmisiei. Suporturile 2 sunt, de asemenea, atașate la ele pentru instalarea blocurilor de ghidare de textolit pentru cablurile de control al pasului rotorului de coadă.

Setul longitudinal este alcătuit din 26 de stringeri de la #1 până la #14, începând din partea de sus de fiecare parte a axei verticale. Stringerele sunt realizate din profile unghiulare extrudate.

Pielea brațului de coadă este realizată din duraluminiu placat cu tablă D16AT. Îmbinările foilor de piele sunt realizate de-a lungul stringers și rame cu o suprapunere cu undercut. În pielea dintre cadrele nr. 13 și 14, pe ambele părți ale brațului de coadă, s-au făcut decupaje pentru trecerea baronului stabilizatorului.

Orez. 2.14. Boom de coadă:

1 - flanșă de andocare; 2 - suport pentru fixarea blocurilor cablurilor de control al rotorului de coadă; 3 - suport arbore codă transmisie; 4 - ansamblu suport de reglare; 5 - suprapunere; 6 - suport de fixare stabilizator; 7 - punctul de fixare al amortizorului suportului cozii; 8 - punctele de prindere ale lonjeroanei de susținere a cozii.

Plăcile de duraluminiu de armare 5 sunt nituite de-a lungul conturului decupajelor.Deasupra pielii sunt trape cu capace pentru inspectarea și lubrifierea cuplajelor canelare ale arborelui cozii transmisiei. Între cadrele nr. 3 și 4 s-a realizat un decupaj pentru farul intermitent MSL-3, între cadrele nr. 7 și 8, 15 și 16 - decupaje pentru lumini de foraj, între cadrele nr. 11 și 12 - decupaj pentru curs senzor de sistem.

Din partea de jos a brațului de coadă, între cadrele nr. 1 și 6, este instalat un radom pentru antena dispozitivului DIV-1. Partea superioară a carenului este nituită din profile și piele duraluminiu, prinsă de grinda cu șuruburi. Partea inferioară este realizată dintr-un material radio-transparent, fixată de partea superioară pe o tijă de tijă și se blochează cu două încuietori rabatabile și trei plăci cu șuruburi. Două antene (de recepție și de transmisie) ale radioaltimetrului RV-3 sunt instalate în partea inferioară a fasciculului. Pe cadrul nr. 13 pe ambele părți ale grinzii, nodurile 4 sunt instalate pentru șuruburile consolelor de reglare a stabilizatorului, iar pe cadrul nr. 14 - consolele 6 pentru agățarea stabilizatorului. Pe cadrul nr. 15, pe ambele părți ale brațului de coadă, sunt nituite punctele de atașare 8 pentru barele de susținere a cozii, iar pe cadrul nr. 17 din partea inferioară - ansamblul 7 pentru atașarea amortizorului de susținere a cozii.

5. GRANDĂ DE CAPĂT

Grinda de capăt (Fig. 2.15) este concepută pentru a muta axa de rotație a rotorului de coadă în planul de rotație al rotorului principal pentru a asigura echilibrul momentelor de forță față de axa longitudinală a elicopterului.

Orez. 2.15. Grinda de capăt:

1 - rama nr 3; 2 - rama nr 9; 3 - parte fixa a carenului; 4 - peretele spatelui; 5 - lampă spate; 6 - antenă înclinată; 7 - partea detașabilă a carenului; 8 - capac; 9 - grinda chilei.

Grinda de capăt nituită constă dintr-o grinda de chilă 9 și un caren. La cadrul nr. 2, axa grinzii are o întrerupere la un unghi de 43 ° 10 "în raport cu axa brațului de coadă.

Cadrul grinzii chilei este format dintr-un set transversal și longitudinal. Setul transversal include nouă rame. Cadrele nr. 2, 3 și 9 sunt întărite, iar cadrul nr. 1 este andocat.

Setul longitudinal este format dintr-un spat 4 și stringere din profile de colț. Spatul de design nituit este realizat din profile de colț din duraluminiu D16T, pereții sunt din tablă duraluminiu. În partea inferioară a peretelui spatelui există o trapă pentru accesul la cutia de viteze intermediară. Cadrul grinzii chilei este invelit cu o manta cu rulare lina din duraluminiu D16AT, pe partea dreapta 1 mm grosime, pe stanga - 1,2 mm. Între cadrele nr. 1 și 3 se instalează o înveliș armat din duraluminiu D16AT de 3 mm grosime, pe interiorul căreia, pentru a facilita, s-a realizat frezare longitudinală, realizată prin metodă chimică. O piele similară, de 2 mm grosime, este nituită între cadrele nr. 8 și 9.

Cadrul de andocare nr. 1 este ștanțat din aliaj de aluminiu D16T, pentru a crește fiabilitatea îmbinării, grosimea planurilor îmbinate este mărită la 7,5 mm cu prelucrarea lor ulterioară.

Cadrul armat nr. 3 (poz. 1) este un suport ștanțat din aliaj de aluminiu AK6, o cutie de viteze intermediară este atașată cu patru șuruburi și o cutie de viteze din coadă este atașată la flanșa cadrului nr. 9. Există două trape în partea de sus a curbei grinzii - superior și inferior. Trapa superioară este proiectată pentru umplerea cu ulei în cutia de viteze intermediară, iar trapa inferioară este pentru inspectarea conexiunii canelurilor. Trapele sunt închise cu capace, care au fante branhiale pentru admisia de aer pentru răcirea cutiei de viteze intermediare. În timpul funcționării, ambele trape sunt folosite pentru a instala un dispozitiv de fixare atunci când se măsoară unghiul de fractură dintre arborii de coadă și de capăt ai transmisiei.

Carenul formează conturul din spate al grinzii chilei și este o cârmă fixă care îmbunătățește stabilitatea direcțională a elicopterului. Carenul este alcătuit din două părți - cel de jos 7 este detașabil, iar cel de sus 3 este nedemontabil. Cadrul carenului este alcătuit din șase stringere ștanțate din duraluminiu D16AT, șase nervuri și benzi de andocare nituite de-a lungul conturului carenului.

Cadrul este acoperit cu o manta netedă din duraluminiu. În partea inferioară a carenului se află o trapă, în capacul 8 al căruia sunt realizate fante branhiale pentru ieșirea aerului de răcire a cutiei de viteze intermediare. În plus, antenele înclinate 6 sunt montate pe ambele părți, iar antenele bici sunt montate de-a lungul axei de simetrie a carenului. O lampă spate este instalată în spatele axei de simetrie a carenului. Partea detașabilă a carenului este atașată de curelele barei grinzii chilei cu șuruburi autoblocante, iar partea fixă este nituită cu benzi de fund.

Fig.2.16. Schema de andocare a fuzelajului cu un tipic

conectarea cadrelor de andocare (mai jos)

Andocarea pieselor fuzelajului este de același tip și se realizează de-a lungul cadrelor de andocare în conformitate cu schema (Fig. 2.16). Toate cadrele de andocare sunt realizate din profil D16AT duraluminiu extrudat, al cărui raft de capăt formează o flanșă cu găuri pentru șuruburile de andocare.

Pentru a reduce concentrația de stres în piele de-a lungul conturului cadrelor de andocare, sunt așezate benzi din duraluminiu, care sunt nituite împreună cu pielea pe flanșa exterioară a cadrului.

6. STABILIZATOR

Stabilizatorul este proiectat pentru a îmbunătăți caracteristicile stabilității longitudinale și controlabilitatea elicopterului. Stabilizatorul (Fig. 2.17) este instalat pe brațul de coadă între cadrele nr. 13 și 14, unghiul său de montare poate fi schimbat doar când elicopterul este la sol.

Stabilizatorul are un profil simetric NACA-0012 și este format din două jumătăți - dreapta și stânga, situate simetric față de brațul de coadă și interconectate în interiorul brațului.

Ambele jumătăți ale stabilizatorului sunt similare ca design. Fiecare jumătate a stabilizatorului nituit este alcătuită dintr-o bară 2, șapte nervuri 5, un șanț de coadă 12, o diafragmă, o înveliș frontal de duraluminiu 6, un caren de capăt detașabil 9 și o înveliș textil 11.

Nervurile și diafragmele sunt ștanțate din tablă duraluminiu. Coastele au părți ale nasului și ale cozii, care sunt nituite pe curelele de spate. Pe rafturile părților de coadă ale coastelor sunt realizate creste cu găuri pentru coaserea pe teaca de in.

Coziul de coadă, din tablă duraluminiu, acoperă cozile nervurilor de jos și de sus și formează o margine de fugă rigidă a stabilizatorului. Cozile coastelor cu un stringer de coadă sunt nituite cu nituri la nivel.

Orez. 2.17. stabilizator:

1 - axa de legătură stabilizatoare; 2 - spar; 3 - suport de reglare; 4 - flanșă de andocare; 5 - coastă; 6 - înveliș din duraluminiu; 7 - punct de atașare a antenei fasciculului; 8 - greutate de echilibrare; 9 - carena de capăt; 10 - orificiu de drenaj; 11 - înveliș de in; 12 - stringer de coadă.

Pe vârful nervurii nr. 1 a fiecărei jumătăți a stabilizatorului este nituit un suport 3 cu un cercel, cu care puteți schimba unghiul de instalare a stabilizatorului pe sol.

O greutate de echilibrare 8 cu o greutate de 0,2 kg este nituită pe partea din față a nervurii nr. 7, acoperită cu un caren de capăt detașabil 9 din fibră de sticlă. Pe vârful nervurii nr. 7 a jumătăților drepte și stângi ale stabilizatorului, nodul 7 este instalat pentru atașarea cablului antenei fasciculului.

Spațiul stabilizator de tip grindă a structurii nituite constă din coarde superioare și inferioare și o bandă cu găuri cu margele pentru rigiditate. Centurile superioare și inferioare ale baronului sunt realizate din profile de colț din duraluminiu. În partea de rădăcină, șanțul este întărit cu o suprapunere nituită pe curele și pe peretele din spate, iar în partea din față, între nervurile nr. 1 și 2, șanțul este întărit cu o suprapunere nituită pe curelele sale. O flanșă de andocare 4, ștanțată dintr-un aliaj de aluminiu, este nituită pe suprafață.

Fitingurile cu axele 1 sunt instalate pe lângă lângă nervura nr. 1 pentru agățarea jumătăților stabilizatorului pe brațul de coadă. Punctele de atașare a stabilizatorului sunt protejate de praf prin capace, care sunt fixate pe spatul și nervura nr. 1 cu un cordon și o clemă folosind un boșaj din plastic spumă.

Botul stabilizatorului este învelit cu foi de duraluminiu D16AT nituite de-a lungul rafturilor părților de arc ale nervurilor și curelelor de spate. Secțiunea de coadă este acoperită cu material AM-100-OP, cusăturile de-a lungul coastelor sunt sigilate cu benzi dințate.

Andocarea jumătăților drepte și stângi ale stabilizatorului se face prin șuruburi pe flanșele de andocare și plăcile de conectare.

Fuzelajul unui elicopter este corpul unei aeronave. Fuzelajul elicopterului este proiectat pentru a găzdui echipajul, echipamentul și sarcina utilă. Fuzelajul poate găzdui combustibil, tren de aterizare, motoare.

În procesul de dezvoltare a planului volumetric și de greutate al elicopterului, se determină configurația fuselajului și parametrii săi geometrici, coordonatele, mărimea și natura sarcinilor care trebuie percepute de elementele de putere. Alegerea fuselajului KSS este etapa inițială de proiectare. Se elaborează o astfel de schemă de alimentare, care îndeplinește cel mai pe deplin cerințele clientului.

Cerințe de bază pentru fuselajul KSS:

fiabilitatea designului în timpul funcționării elicopterului;

asigurarea unui anumit nivel de confort în cockpit-urile echipajului și pasagerilor;

eficiență operațională ridicată;

asigurarea unui volum sigur pentru echipaj și pasageri în interiorul fuzelajului și posibilitatea părăsirii acestuia în timpul unei aterizări de urgență a unui elicopter.

Cerințele operaționale, designul și scopul elicopterului afectează, de asemenea, în mod semnificativ alegerea fuselajului KSS. Aceste cerințe sunt:

- utilizarea maximă a volumelor interne ale fuselajului;
- asigurarea vizibilității necesare pentru echipajul elicopterului;
- asigurarea accesului pentru inspectie si intretinere a tuturor unitatilor situate in fuselaj;
- amplasarea comodă a echipamentelor și încărcăturii;
- comoditatea incarcarii, descarcarii, fixarii marfii in cabina;
- ușurință de reparare;
- izolarea fonică, ventilarea și încălzirea spațiilor pentru pasageri și echipaj;
- posibilitatea de înlocuire a ochelarilor unei cabine în condiții de funcționare;
- posibilitatea de reechipare a cabinelor de pasageri prin modificarea amenajării încăperii, a tipului de scaune și a pasului de instalare a acestora.

Pentru evacuarea de urgență a elicopterului a pasagerilor și a echipajului, pe elicopter sunt prevăzute ieșiri de urgență. Ușile pentru pasageri și echipaj, precum și trapele de întreținere sunt pornite

în numărul de ieșiri de urgență, dacă dimensiunea și amplasarea acestora îndeplinesc cerințele relevante. Ieșirile de urgență din cabina de pilotaj sunt situate câte una de fiecare parte a fuzelajului sau, în schimb, există o trapă superioară și o ieșire de urgență de fiecare parte. Dimensiunea și locația lor ar trebui să asigure că echipajul poate părăsi rapid elicopterul. Este posibil ca astfel de ieșiri să nu fie furnizate dacă echipajul elicopterului poate folosi ieșirile de urgență pentru pasagerii aflați în apropierea carlingului. Ieșirile de urgență pentru pasageri trebuie să aibă formă dreptunghiulară, cu o rază de colț de cel mult 0,1 m.

Dimensiunile ieșirilor de urgență pentru echipaj trebuie să fie de cel puțin:

480 x 510 mm - pentru iesiri laterale;

500 x 510 mm - pentru o trapă superioară dreptunghiulară sau G40 mm în diametru - pentru o trapă rotundă.

Fiecare ieșire principală și de urgență trebuie să îndeplinească următoarele cerințe:

Să aibă o ușă mobilă sau o trapă detașabilă care oferă ieșire liberă pentru pasageri și echipaj;

Usor de deschis atat din interior cat si din exterior cu cel mult doua manere;

Dispune de mijloace de blocare la exterior si interior, precum si un dispozitiv de siguranta care impiedica deschiderea usii sau a trapei in zbor ca urmare a unor actiuni accidentale. Dispozitivele de blocare sunt realizate cu autoblocare, fără mânere și chei detașabile. Pe exteriorul elicopterului sunt indicate locuri pentru tăierea pielii în cazul blocării ușilor și trapelor în timpul unei aterizări de urgență a elicopterului.

Volumele necesare pentru a găzdui pasagerii și mărfurile transportate sunt decisive în proiectarea cabinelor pentru pasageri și marfă ale fuzelajului.

Aspectul fuselajului și KOS-ul acestuia depind de scopul elicopterului și de aspectul acestuia:

Elicopterul amfibiu trebuie să aibă o formă specială a părții inferioare a fuzelajului care să îndeplinească cerințele hidrodinamicii (sarcini minime pe elicopter la aterizare pe apă; tracțiunea minimă necesară este de 11V în timpul decolării; fără stropire în câmpul vizual al pilotului și prize de aer motor; respectarea cerințelor de stabilitate și flotabilitate);

Fuzelajul elicopterului macara este un fascicul de putere de care este atașat cabina de pilotaj, iar marfa este transportată pe o sling externă sau în containere conectate la articulațiile cap la cap ale părții centrale inferioare a fuzelajului;

În cea mai comună schemă de elicopter cu un singur rotor, este necesar să existe un fascicul de putere cantilever pentru atașarea RV.

Alegerea unui CSS rațional al fuselajului se realizează în primul rând pe baza statisticilor de greutate, dependențelor parametrice și informații generalizate despre circuitele de putere ale proiectelor anterioare.

Pe baza rezultatelor deciziilor luate se formează propuneri, pe baza cărora se face alegerea finală a fuselajului KSS. În cele mai multe cazuri, pe baza cerințelor și condițiilor de funcționare, se știe deja dinainte ce tip de proiectare este aplicabil într-un caz sau altul, astfel încât sarcina poate fi redusă la găsirea celei mai bune opțiuni într-un anumit tip de proiectare.

În structurile de cadru, sunt utilizate KSS, care au fost deja dovedite prin practica de lungă durată - acestea sunt structuri precum cochilii armate (schema de grinzi), structuri de ferme și combinațiile acestora.

Cea mai comună schemă de fascicule a fuselajului. Motivul principal pentru dezvoltarea fuzelajelor de grinzi este dorința proiectantului de a crea o structură puternică și rigidă în care materialul, distribuit optim pe perimetrul unei secțiuni date, este aplicat rațional sub diferite sarcini. În structura fasciculului, volumul intern al fuzelajului este utilizat la maximum, sunt îndeplinite toate cerințele aerodinamicii și tehnologiei. Decupările din piele necesită forță locală, ceea ce crește masa fuselajului.

Fuzelajele cu fascicul sunt împărțite în două tipuri - spate și monobloc.

Schema fuselajului este modificată semnificativ în prezența decupărilor în design, în special la lungimea lor considerabilă. Pe măsură ce secțiunile se apropie de partea de capăt a decupajului, tensiunile din piele și stringers sunt reduse semnificativ, transmiterea cuplului devine mai complicată și apar tensiuni suplimentare în setul longitudinal. Pentru a menține rezistența panoului, stringersele de-a lungul limitei decupajului sunt întărite, transformându-se în lămpi. Învelișul și stringers sunt pe deplin incluse în lucrare numai în secțiunea situată de la capetele decupării la o distanță egală cu aproximativ lățimea decupajului. Într-un astfel de caz, este recomandabil să luați KSS-ul fuzelajului ca spate.

În structurile de spate, momentul încovoietor este perceput în principal de elementele longitudinale - spate, iar pielea percepe sarcini locale, forță tăietoare și cuplu.

Într-un design monobloc, pielea, împreună cu elementele cadrului, percepe și forțele normale din momentele de încovoiere.

O combinație a acestor circuite de alimentare sunt fuselaje cu stringer cu piele parțial funcțională, care este realizată sub forma unei carcase cu pereți subțiri, întărită cu stringers și rame. O varietate de monobloc KSS este.

Monococă din material omogen. Acesta prevede prezența a doar două elemente - piele și rame. Toate forțele și momentele sunt percepute de piele. Această schemă este folosită cel mai adesea pentru brațele de coadă cu diametre mici - D< 400 мм (обшивка, согнутая по цилиндру с малым радиусом, имеет высокую устойчивость при сжатии).

Monococul este multistratificat. Utilizarea panourilor cu trei straturi cu straturi subțiri de rulment face posibilă creșterea rigidității atât locale, cât și generale a pieselor fuzelajului cu o zonă obișnuită (fără decupaje). Designul panourilor cu trei straturi (stratificate) este foarte divers și depinde de materialele straturilor exterioare și interioare, tipul de umplutură, metoda de îmbinare a pielii cu materialul de umplutură etc.

Suprafața fuselajului, folosită pentru deplasarea personalului tehnic în timpul manipulării la sol a unităților respective, este alcătuită din panouri cu structură stratificată (rigiditate crescută) cu un strat portant exterior îngroșat cu un strat de frecare. Aceste panouri trebuie incluse și circuitul de alimentare al fuzelajului.

Este recomandabil să percepeți încărcătura din rezervoarele moi de combustibil cu panouri cu o structură stratificată. Aceste panouri, având o rigiditate ridicată la îndoire, îndeplinesc în același timp rolul unui container cisternă și apoi nu este necesar să se creeze o suprafață portantă suplimentară pe baza setului de stringer al fuzelajului inferior.

KM a fost introdus cu succes în designul corpului aeronavei elicopterului și a fost deja operat pe mai multe generații de elicoptere.

Materialele plastice moderne armate cu sticlă pot concura cu aliajele tradiționale de aluminiu în ceea ce privește rezistența specifică, dar sunt semnificativ, cu cel puțin 30% inferioare acestora în ceea ce privește rigiditatea specifică. Această împrejurare a fost o frână în calea extinderii utilizării fibrei de sticlă și a elementelor structurale.

Organoplastice - materialele care sunt mai ușoare decât fibra de sticlă din punct de vedere al rigidității specifice nu sunt inferioare aliajelor de aluminiu, iar din punct de vedere al rezistenței specifice sunt de 3-4 ori superioare. Dezvoltarea largă a organelor plastice a făcut posibilă stabilirea unei sarcini fundamental noi - trecerea de la crearea de piese individuale din CM pentru structuri metalice la crearea structurii în sine din CM, la utilizarea lor extinsă și, în unele cazuri, la crearea a unei structuri cu folosirea predominantă a CM.

KM sunt utilizate atât în pielea panourilor cu trei straturi de coadă, aripă, fuselaj, cât și în părțile cadrului.

Folosirea fibrei organice în loc de fibră de sticlă permite reducerea greutății celulei avionului. În unitățile puternic încărcate, organoplasticele pot fi utilizate cel mai eficient în combinație cu alte materiale mai rigide, cum ar fi fibra de carbon.

Schema structurală și tehnologică a fuselajului unui elicopter Boeing-360 experimental, ale cărui elemente de putere sunt realizate din panouri cu un design stratificat folosind un material compozit.

Folosirea de piei subtiri, bine intarite cu umplutura de tip fagure (avand o densitate scazuta), face din structurile stratificate o rezerva pentru reducerea greutatii fuselajului. Rezistența specifică ridicată și rezistența la vibrații și sarcini acustice determină creșterea utilizării unor astfel de structuri ca elemente portante ale fuselajului.

Avantajele potențiale ale structurilor cu trei straturi pot fi realizate numai dacă producția este organizată la un nivel înalt. nivel tehnic. Problemele de proiectare, rezistență și tehnologie ale acestor structuri sunt atât de strâns legate între ele, încât proiectantul nu poate decât să acorde atenție mare atentie probleme tehnologice.

Rezistența pe termen lung a îmbinărilor lipite și etanșeitatea unităților de tip fagure (de la pătrunderea umezelii) sunt principalele lucruri care ar trebui asigurate de dezvoltarea structurală și tehnologică.

Problemele tehnologice includ:

- alegerea mărcii de adeziv care asigură rezistența necesară cu o creștere acceptabilă în greutate;
- capacitatea de a controla regimurile tehnologice în toate etapele unităților de producție;
- asigurarea unui grad dat de coincidență a contururilor părților de împerechere (în principal bloc de fagure și cadru);
- aplicarea unor metode fiabile de control cu măsurarea rezistenței de lipire;
- alegerea metodei suplimentare de etanșare;
- introducerea de faguri fără perforare.

Fuzelajul fermei. În fuzelajul schemei de sarcină, elementele de putere sunt lățișoare (centuri de fermă), suporturi și bretele în planurile vertical și orizontal. Pielea percepe încărcăturile aerodinamice externe și le transferă pe ferme. Ferma percepe toate tipurile de sarcini: momente de încovoiere și de torsiune și forțe tăietoare. Datorită faptului că pielea nu este inclusă în circuitul de alimentare al fuzelajului, decupările din acesta nu necesită întăriri semnificative. Prezența tijelor în structura fermei îngreunează utilizarea volumului intern al fuzelajului, amplasarea unităților și echipamentelor, instalarea și demontarea acestora.

Eliminarea vibrațiilor rezonante ale numeroaselor tije este o sarcină dificilă. Structura fermei face dificilă îndeplinirea cerințelor aerodinamice pentru forma fuselajului și rigiditatea pielii. În acest design, este dificil să se aplice tehnologia avansată pentru ansambluri de sudură cu o configurație complexă. sudură. Tratamentul termic al unei ferme mari după sudare este asociat cu anumite probleme. Principalele dezavantaje enumerate ale structurii fermei sunt motivul pentru limitarea acestora.

CCC-ul podelei cabinei este determinat de scopul elicopterului. Într-un elicopter de transport pentru transportul vehiculelor pe roți, podeaua de marfă trebuie să fie întărită cu grinzi longitudinale așezate astfel încât sarcinile de pe roți să fie percepute direct de aceste elemente portante. Pentru a fixa vehiculele cu roți în podea, sunt instalate noduri pentru fixarea cablurilor de contravântuire la intersecția elementelor cadrului longitudinal (coarde) și transversal (cadru). Monoșiile montate pe tavanul cabinei sunt folosite pentru încărcarea și descărcarea containerelor. Sarcina de pe cabluri este atașată la cărucior, fixată pe monoșină și se deplasează de-a lungul acestuia într-un loc prestabilit în cabină. Este recomandabil să includeți monoșine în circuitul de alimentare al fuzelajului. În compartimentul de marfă, nodurile de ancorare sunt instalate și cu intervalul necesar pentru încărcăturile corespunzătoare.

Pentru comoditatea încărcării și descărcarii mărfurilor supradimensionate, scara de marfă (rampa) ar trebui să fie mecanizată astfel încât să se poată opri și bloca în orice poziție, precum și pentru a asigura posibilitatea transportului de mărfuri pe o scară spate deschisă.

Elementele de putere ale fuzelajului sunt realizate în principal din aliaje de aluminiu. In locurile expuse la caldura se foloseste titanul si oțel inoxidabil. Carenele centralei electrice și transmisia de coadă (situate deasupra brațului de coadă) sunt realizate rațional din fibră de sticlă întărită cu rigidizări întărite.

La formarea KSS al unității cadru, este necesar să se țină seama de următoarele prevederi principale:

Distanța dintre elementele transversale de putere și amplasarea acestora pe unitate este determinată de locul de aplicare a forțelor concentrate normal pe axa unității;

Toate forțele concentrate aplicate elementelor cadrului trebuie transferate și distribuite pe piele, prin care sunt de obicei echilibrate de alte forțe;

Forțele concentrate trebuie percepute de elementele de cadru dirijate paralel cu forța prin stringers și largi și forțele care acționează peste aceste unități, prin rame sau, respectiv, nervuri;

Forțele concentrate îndreptate în unghi față de axa unității trebuie transmise pielii prin elementele portante longitudinale și transversale. Vectorul forță trebuie să treacă prin punctul de intersecție al axelor de rigiditate ale acestor elemente;

Decupajele din ansamblul cadru trebuie să aibă rosturi de dilatare de-a lungul perimetrului lor sub formă de curele armate din elemente longitudinale și transversale.

Prezența decupărilor în structura de putere a fuselajului, tranzițiile bruște de la o configurație la alta și zonele de aplicare a forțelor mari concentrate (adică „zonele neregulate”) au un impact semnificativ asupra distribuției și naturii fluxului de forță al tensiuni, care este similară cu câmpul vitezei fluidului în regiunea rezistențelor locale.

Concentrația tensiunilor în elementele structurale ale fuselajului, amplitudinea și frecvența tensiunilor alternative sunt parametrii determinanți în rezolvarea foarte problema importanta crearea unui fuzelaj cu resurse mari.

Problema asociată cu proiectarea fuselajului poate fi rezolvată în următoarele moduri:

Dezvoltați CSS ținând cont de analiza naturii și a locului de aplicare a forțelor externe și a cerințelor operaționale care determină toate tipurile de decupaje (dimensiunea acestora, amplasarea pe fuselaj);

Utilizați învelișuri subțiri (fără moment), care își pot pierde stabilitatea la sarcini mari pe termen scurt, fără deformare permanentă;

Pe baza unei experiențe suficiente în producție și operare, introduceți pe scară largă elementele din CM în practica de proiectare a unităților de cadru.

Formarea finală a fuselajului CCC de masă minimă cu o resursă dată se realizează pe baza unei analize a rezultatelor studiilor experimentale ale unui cadru la scară completă pentru cazurile calculate de încărcare a elementelor de putere cu imitarea completă a forțelor și momente aplicate fuselajului.