Самолет Ту-154.Книга 1 - копия. Учебное пособие. (Компьютерный вариант) Ответственный за подготовку пособия Сошин В. М. Компьютерная обработка студент Медведев В. И
 Скачать 11.15 Mb.
|
|
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева. Кафедра: «Эксплуатация летательных аппаратов» Самолет Ту-154. Книга 1. Учебное пособие. (Компьютерный вариант) Ответственный за подготовку пособия: Сошин В.М. Компьютерная обработка студент: Медведев В.И. Пособие предназначено для студентов 3-го курса специальности 160901, изучающих конструкцию самолета Ту-154 по дисциплине «Авиационная техника». Пособие также может быть полезным при подготовке к проведению практических работ на самолете Ту-154 и при выполнении курсового проекта по дисциплине «Техническая эксплуатация ЛА и АД». Пособие является электронной копией учебника: Самолет Ту-154. Конструкция и техническое обслуживание. М., «Машиностроение», 1975г. Авторы: Волошин Ф.А., Кузнецов А.Н. Покровский В.Я., Соловьев А.Я. Дата составления: 26 сентября 2005 г. Дата внесения изменений: 30 ноября 2006 г. Допущено для использования в учебном процессе. Протокол заседания кафедры «ЭЛА» № ______ от «___» ___________ 2005г. Самара 2005г. 2 Глава 1 Общие сведения о самолете Ту-154 Глава 2. Планер самолета Ту-154 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ Ту-154 Самолет Ту-154 предназначен для перевозки пассажиров, багажа и грузов на авиалиниях малой и средней протяженности. Самолет рассчитан на перевозку до 18,0 т коммерческой нагрузки. Наибольшее количество пассажирских мест — 152. Рис. 1.1. Общий вид самолета Ту-154 Экипаж самолета состоит из двух пилотов, бортинженера и четырех-шести бортпроводников. Предусмотрена возможность размещения в случае необходимости дополнительных членов экипажа — штурмана и лоцмана. Самолет (рис. 1.1) представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя турбовентиляторными двигателями НК-8-2 (НК-8-2У) и трехопорным шасси с передней ногой. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам, третий внутри фюзеляжа. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги. Заборник воздуха среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа. Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа. Фюзеляж имеет герметическую кабину, в которой поддерживается нормальная температура и давление до высоты полета 12000м. Самолет оборудован современным пилотажно-навигационным, радиосвязным и радиолокационным оборудованием, а также аппаратурой автоматического захода на посадку. 3 Самолет в процессе его производства претерпел ряд конструктивных изменений, в результате которых начал выпускаться модифицированный самолет Ту-154А. Основными отличиями самолета Ту-154А от самолетов первых выпусков (Ту-154) являются: — наличие дополнительного кессон-бака в подфюзеляжной части центроплана; — совмещенная система управления закрылками, предкрылками и стабилизатором; — установка двухскоростных стеклоочистителей на лобовых стеклах кабины экипажа; — установка вторых комплектов радиокомпаса, радиовысотомера, радиодальномера; — доработана автоматическая бортовая система управления захода на посадку; — предусмотрена система подачи специальной жидкости к фильтрам топливной системы для растворения кристаллов льда. На самолетах Ту-154А установлены двигатели НК-8-2У с увеличенной взлетной тягой. ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Геометрические данные Длина, м ………………………………………………………….47,9 Высота, м…………………………………………………………..11,4 Размах крыла, м…………………………………………………37,55 Площадь крыла, м 2 : без наплыва…………………………………………………180,01 с наплывом ………………………………………………...201,45 Поперечное V крыла, град……………………………………—1°10 ′ Средняя аэродинамическая хорда крыла, м ………………….5,285 Угол установки крыла, град……………………………………+3 Стреловидность крыла по 1/4 хорды, град ……………………..35 Площадь горизонтального оперения, м 2 ………………………...40,55 Размах горизонтального оперения, м……………………………..13,4 Стреловидность горизонтального оперения, град …………………40 Угол установки стабилизатора, град……….……………….от—1,5 до—7 Площадь вертикального оперения, м 2 …………………………….31,725 Размах вертикального оперения, м…………………………………5,65 Стреловидность вертикального оперения, град…………………….45 Ширина колеи шасси, м…………………………………………….11,5 Продольная база шасси, м………………………………………...18,92 Диаметр фюзеляжа, м……………………………………………..3,8 Объем багажных помещений, м 3 : переднего………………………………………………………21,5 заднего………………………………………………………..16,5 Размеры люков багажных помещений (ширина, высота), м: переднего……………………………………………………1,35 х 1,20 заднего……………………………………………….……1,35 х 1,20 Высота багажных помещений, м: переднего……………………………………………………………..1,046 заднего…………………………………………………………………0,951 Длина багажных помещений, м: переднего……………………………………………………………….9,0 заднего…………………………………………………………………7,35 Размеры дверей и выходов (ширина, высота), м: 4 передней входной двери………………………………………..08 х 1,725 задней входной двери………………………………………….0,8 х 1,725 запасной двери………………………………………………….0,61 х 1,28 служебной двери……………………………………………….0,61 х 1,28 передних аварийных выходов…………………………………0,48 х 0,90 задних аварийных выходов ……………………………………...0,48 х 1,07 Массовые данные самолета Максимальная взлетная масса (вес), т: самолета Ту-154……………………………………….……………90,0 самолета Ту-154А………………………………………………….94,0 Максимальная посадочная масса, т …………………………………...75,0 Масса пустого самолета (средняя), т ………………….……………….47,0 Масса снаряжения, т ……………………………………….…………..2,5 Масса снаряженного самолета, т……………………………………..49,5 Полная коммерческая нагрузка, т…………………….………..…….18,0 Коммерческая нагрузка при полной заправке самолета топливом, т…………………………………………….…….7,5 Максимальный запас топлива при централизованной заправке ( ρ=0,8 г/см 3 ), т……………………………………….….…..33,15 Допускаемая удельная нагрузка на пол багажных помещений, кгс/м 2 ………………………………….………………..…..600 Примечания. 1. Максимальная масса самолета может превышать указанную выше на 450 кг при условии, что эти 450 кг топлива будут выработаны на земле в процессе опробования двигателей и руления самолета на исполнительный старт. При определении взлетной массы самолета в расчет принимается не средняя масса пустого самолета, а масса, указанная в паспорте данного самолета. Масса снаряжения самолета включает в себя массу членов экипажа — по 80 кг на человека, масла в маслобаках—105 кг, воды и химической жидкости в туалетных комнатах —170 кг, контейнеров с посудой и оборудованием буфета — 340 кг, детских люлек—16 кг, бортовой лестницы — 9 кг. В варианте полета над водным пространством в состав снаряжения входят также плоты и спасательные жилеты. 4. В состав коммерческой нагрузки входят масса пассажиров — по 75 кг на человека, багажа, почты, продуктов в буфете. 5. Отдельные посадки самолета в необходимых случаях допускаются с массой, превышающей 4 максимальную посадочную массу, вплоть до максимальной взлетной массы. После каждой такой посадки самолет должен быть осмотрен представителями завода- изготовителя и эксплуатационного предприятия. По результатам осмотра составляется акт и принимается решение о дальнейшей эксплуатации самолета. Центровка самолета Предельно допустимая передняя центровка на взлете, шасси выпущено………………………………………………………….21% САХ Предельно допустимая передняя центровка на посадке, шасси выпушено…18% САХ Предельно допустимая задняя центровка на взлете……………………32% САХ 5 При уборке шасси на самолете с максимальной взлетной массой центр тяжести самолета перемещается назад на 0,7—0,8% САХ; при выпуске центр тяжести самолета смещается вперед примерно на 1% САХ. Выработка первоначальных 12, 0 т топлива вызывает перемещение центра тяжести самолета назад на 5,0% САХ. Для обеспечения центровок в допустимом диапазоне загрузка самолета должна производиться в полном соответствии с требованиями «Руководства по загрузке и центровке самолета Ту-154». Летные данные Максимальная скорость горизонтального полета (средняя полетная масса 77,5 т, номинальный режим работы двигателей, высота 11000 м), км/ч.…….. 945 Крейсерская скорость полета, км/ч………………………………………….. 850—920 Практический потолок (взлетная масса 90,0 т, номинальный режим работы двигателей),м……………………………………………………………………. 11800 Практическая дальность полета (взлетная масса 90,0 т, высота 11000 м, крейсерская скорость 900 км/ч, аэронавигационный запас топлива на час полета, встречный ветер 50 км/ч, полный запас топлива), км…………………………4000 Дальность полета при полной коммерческой нагрузке, км……………………2560 Взлетные и посадочные данные Взлетные данные для взлетного режима работы двигателей взлетной массы самолета 90,0 т, закрылков, отклоненных на 28°, предкрылков, отклоненных на 18,5° при стандартных атмосферных условиях, составляют: Скорость отрыва самолета, км/ч………………………………………………….270 Длина разбега, м……………………………………………………………….1215. Взлетная дистанция, м…………………………………………………………..2080 Посадочные данные для посадочной массы 69,0 т, закрылков, отклоненных на 45°, предкрылков, отклоненных на 18,5° внутренних интерцепторов, отклоненных на пробеге на 50°, сред них интерцепторов, отклоненных на 45°, при стандартных атмосферных условиях составляют: Посадочная скорость, км/ч……………………………………………………... 230 Длина пробега, м…………………………………………………………………710 Посадочная дистанция, м…………………………………………………………2300 2. ПЛАНЕР САМОЛЕТА Планер самолета имеет ряд разъемов, по которым делится на отдельные части (рис. 2.1). Разъемы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройке самолета и позволяют широко применять более совершенные технологические процессы. Для получения минимальной массы конструкции планера многие его конструктивные элементы имеют переменное сечение, полученное методом программного и химического фрезерования, используются также сотовые конструкции. Химическое фрезерование наиболее широко применяется для обработки листов обшивки планера. При этом методе часть металла удаляется с листа химическим путем до получения расчетной толщины. 6 Широко применены в конструкции планера элементы, изготовленные путем штамповки и прессования. Эти высокопроизводительные технологические процессы обеспечивают высокое качество изделий. 2.1. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ПЛАНЕРА Силовые элементы конструкции планера изготовлены в основном из алюминиевых сплавов Д16, В95, АК6, АЛ 19; магниевых сплавов МЛ5, МА8; сталей ЗОХГСА, ЗОХГСНА. Рис. 2.1. Схема разъемов планера: 1— носовой обтекатель; 2— передняя и средняя части фюзеляжа; 3— предкрылки; 4— носок ОЧК; 5—концевой обтекатель крыла: 6— кессон ОЧК; 7— элерон; 8— интерцепторы; 9— внешний закрылок; 10—обтекатель воздухозаборника среднего двигателя; 11— гондола внешнего двигателя; 12— крышки люков; 13— канал воздухозаборника среднего двигателя; 14— откидные крышки; 15— перекрывная лента; 16, 17— носок киля; 18— концевой обтекатель киля; 19— кессон киля; 20— носок стабилизатора; 21— концевой обтекатель стабилизатора; 22— руль высоты; 23— кессон стабилизатора: 24— обтекатель стабилизатора; 25— руль направления; 26— задний стекатель; 27— створки нижнего люка отсека среднего двигателя; 28— главная нога шасси; 29— гондола шасси; 30— створки гондолы шасси; 31— щиток подкоса главной ноги шасси; 32— хвостовая часть фюзеляжа; 33— крышка люка технического отсека; 34— крышка люка заднего багажного помещения; 35— внутренний интерцептор; 36— внутренний закрылок; 37— внутренний предкрылок; 38— носок центроплана; 39—центроплан крыла; 40—подкессонная секция; 41— крышка люка переднего багажного помещения; 42— створки ниши передней ноги шасси: 43— передняя нога шасси 7 Дуралюмин Д16 используется для изготовления обшивки, стрингеров, поясов и стенок лонжеронов, шпангоутов, нервюр и других силовых элементов. Этот материал при небольшой плотности, равной 2,8 г/см 3 , имеет значительный предел прочности, достигающий 46 кгс/мм 2 . Сплав Д16 хорошо обрабатывается механическим путем, в свежезакаленном и отожженном состоянии достаточно пластичен для изготовления листовых деталей холодной штамповкой. Сплав Д16 является надежным конструктивным материалом, проверенным длительной эксплуатацией на самолетах различных типов. Алюминиевый сплав В95 применяется так же, как и дуралюмин Д16, для изготовления обшивки, стрингеров и некоторых других силовых деталей. Этот сплав при такой же примерно плотности, как и у сплава Д16, имеет более высокий предел прочности, достигающий 52 кгс/мм 2 , поэтому более выгоден в отношении массы. Технологические свойства сплава В95 близки к технологическим свойствам дуралюмина Д16. Существенным недостатком сплава В95 является его повышенная чувствительность к концентрации напряжений, что может вызвать появление усталостных трещин у отверстий, в местах резкого перехода сечений детали, царапин, забоин и пр. В процессе эксплуатации детали из сплава В95 требуют более тщательного осмотра. Марки алюминиевых сплавов Д16 и В95 могут содержать буквы «А», «Т», «Н» и «В», например, Д16А, Д16А-Т, В95А-Т1НВ. Буква «А» указывает на пониженное количество в сплаве вредных примесей (высококачественный сплав), «Т» — сплав в закаленном состоянии (твердый); «Н» — нагартованный; «В» — лист высокого качества проката (выкатки). Алюминиевый сплав АК6 используется для изготовления деталей методом горячей штамповки (ковки). Он применяется прежде всего для изготовления кронштейнов, фитингов и других деталей стыковых соединений планера. Сплав АК6 имеет в своем составе меньше легирующих элементов, чем дуралюмин Д16, поэтому более пластичен, но и менее прочен — его предел прочности составляет 36—38 кгс/мм 2 Алюминиевый сплав АЛ19 применяется для литых деталей стыковых соединений, имеющих сложную конфигурацию и несущих относительно небольшие нагрузки. Магниевый сплав МЛ5 применяется для изготовления деталей литьем. Основным преимуществом магниевых сплавов (электронов) является их низкая плотность, составляющая 1,85 г/см 3 . Предел прочности сплава МЛ5 21—22 кгс/мм 2 Недостатком магниевых сплавов является низкая коррозионная стойкость, поэтому в процессе эксплуатации за деталями из магниевых сплавов требуется систематическое наблюдение для обнаружения и устранения коррозии. Стали ЗОХГСА (хромансиль) и ЗОХГСНА (никелевый хромансиль) используются для изготовления высоконагруженных деталей и узлов, выполненных механической обработкой, сваркой или горячей штамповкой. Никелевый хромансиль при одинаковой со сталью ЗОХГСА вязкостью может быть закален до более высокой прочности, поэтому его применение более выгодно в массовом отношении. Недостатком стали ЗОХГСНА по сравнению со сталью ЗОХГСА является повышенная чувствительность к концентрации напряжений; возникающих у царапин, забоин, отверстий и резких переходов сечений деталей. Концентрация напряжений в этих местах может вызвать появление усталостных трещин. 2.2. ЗАЩИТА ПЛАНЕРА ОТ КОРРОЗИИ Листы алюминиевых сплавов, используемые для изготовления обшивки и других элементов конструкции планера, имеют с обеих сторон тонкие слои чистого алюминия. Такие листы называются плакированными; они получаются в процессе изготовления листа горячей прокаткой. Толщина слоев чистого алюминия в плакированном листе составляет около 4% общей толщины листа. Тонкие листы имеют слой чистого алюминия до 8% толщины листа. 8 Чистый алюминий значительно более стоек к коррозии в атмосферных условиях, чем дуралюминовые сплавы, поэтому является достаточно надежной защитой от коррозии. Обшивка и все другие детали планера, изготовленные из алюминиевых сплавов, анодируются. В процессе анодирования на поверхности детали образуется плотная пленка окиси алюминия, не пропускающая атмосферный кислород к металлу. Меняя состав и температуру электролита, в котором проводится анодирование детали, плотность пропускаемого через электролит тока, а также время выдержки детали в ванне, получают пленку различной толщины и цвета. В качестве третьего защитного от коррозии слоя применяются лакокрасочные покрытия. Вся наружная поверхность самолета покрывается бесцветным лаком. Внутренняя поверхность обшивки и каркаса в нижней части фюзеляжа покрыты антикоррозийными эмалями, а места, особо подверженные действию коррозии, дополнительно покрыты герметиком. Все три защитных слоя — слой чистого алюминия, пленка окиси алюминия и лакокрасочное покрытие — создают надежную защиту планера от коррозии в атмосферных условиях, но имеют недостаточную механическую прочность и легко могут быть пов- реждены. В местах повреждений покрытий возникает коррозия, которая особенно интенсивно развивается в зонах скопления воды и грязи, а также в местах, подверженных воздействию паров кислоты, выхлопных газов и других агрессивных сред. 2.3. ФЮЗЕЛЯЖ Фюзеляж самолета служит для размещения экипажа, пассажиров, багажа, грузов и оборудования; к нему крепятся крыло, киль, двигатели и передняя нога шасси. Фюзеляж цельнометаллический, стрингерной конструкции (типа полумонокок). Такой тип конструкции характерен наличием относительно толстой обшивки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами. Фюзеляж собирается из трех основных частей: передней (рис. 2.2), средней (рис. 2.3) и хвостовой (рис. 2.4), стыкующихся по шпангоутам № 19 и 66. Рис. 2.2. Передняя часть фюзеляжа: 1— фонарь кабины экипажа; 2— носовой обтекатель; 3— шпангоут № 3; 4— сферическое днище шпангоута № 4—5; 5— шпангоут № 7; 6— шпангоут № 12; 7— герметическая стенка шпангоута № 14; 8—вырез под переднюю входную дверь; 9— 9 левая продольная балка ниши передней ноги; 10— шпангоут № 19; 11— пол; 12— обшивка Передняя и средняя части, а также хвостовая часть до шпангоута № 67а образуют герметическую кабину, в которой размещаются экипаж, пассажиры и грузы. Хвостовая часть фюзеляжа за шпангоутом ,№ 67а — негерметичная. Средняя часть фюзеляжа имеет цилиндрическую форму с наибольшим диаметром 3,8 м, переходящую к хвосту и носу в коническую форму. Рис. 2.3. Средняя часть фюзеляжа: 1— шпангоуты; 2— рельсы для крепления блоков пассажирских кресел; 5— стрингеры; 4— балки шпангоутов; 5—нижняя передняя секция; 6— задняя входная дверь; 7— носовая часть зализа фюзеляжа с крылом; 8— каркас пассажирского пола; 9— средняя часть зализа фюзеляжа с крылом; 10— оконная секция;11/— хвостовая часть зализа фюзеляжа с крылом; 12— нижняя задняя секция, 13— окно пассажирского салона; 14— носовая часть пилона крепления гондолы двигателя; 15— настил пола; 16— верхняя секция Рис. 2. 4. Хвостовая часть фюзеляжа: 1— носок воздухозаборника среднего двигателя; 2— шпангоуты воздухозаборника; 3— воздухозаборник для обдува гидрохолодильников гидросистем; 4— воздухозаборник для обдува воздухо-воздушного радиатора; 5— обшивка воздухозаборника; 5— нижняя стенка кессон-бака; 7—люк для подхода к трубе отбора воздуха; 8—люки для подхода к термопарам Т-93;9— надстройка под рулем направления; 10— балка для крепления заднего узла среднего двигателя к ВСУ; 11— шпангоут отсека ВСУ; 12— плато отсека ВСУ; 13— шпангоут № 83; 14— люки для подхода к заднему узлу 10 крепления среднего двигателя и датчику вибрации; 15— обшивка хвостовой части фюзеляжа; 16— шпангоут № 78; 17—пилон; 18— шпангоут № 75;19— бимс; 20— задняя стенка технического отсека по шпангоуту № 74; 21— узел крепления двигателя на шпангоуте № 71; 22— потолок технического отсека; 23— шпангоут № 71; 24— пол технического отсека; 25—узел крепления двигателя на шпангоуте № 67; 26— профили; 27—стрингеры; 28— стенка шпангоута № 67а;29— шпангоут № 67; 30— шпангоут № 66 |