Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования
«Московский технологический университет»
(МИРЭА, МГУПИ, МИТХТ)
ВОЕННАЯ КАФЕДРА
ДОКЛАД
по дисциплине «Основы авиационной техники»
на тему
«ТУ-160. Назначение, основные ТТХ, особенности конструкции планера, взлетно-посадочных устройств и силовой установки самолета ТУ-160 »
Выполнили
Студенты 4 курса:
Алиев Г. Р.
Емузов М. А.
Взвод: 24
Проверил
Подполковник
Коробейников Д.Н.
Москва
2017 г.
СОДЕРЖАНИЕ
1. ВВЕДЕНИЕ. 3
2. ОСОБЕНОСТИ ПЛАНЕРА.. 4
3. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЕ УСТРОЙСТВО.. 8
4. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.. 9
5. ВООРУЖЕНИЕ. 13
СПИСОК ИСПОЛЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ.. 14
ВВЕДЕНИЕ
Ту-160 — сверхзвуковой стратегический бомбардировщик-ракетоносец с крылом изменяемой стреловидности, разработанный в ОКБ Туполева в 1970-х годах.
Является самым крупным и самым мощным в истории военной авиации сверхзвуковым самолётом и самолётом с изменяемой геометрией крыла, а также самым тяжёлым боевым самолётом в мире, имеющим наибольшую среди бомбардировщиков максимальную взлётную массу. Это также самый скоростной бомбардировщик из находящихся на вооружении. Среди лётчиков получил прозвище «Белый лебедь».
ОСОБЕНОСТИ ПЛАНЕРА
Самолет Ту-160 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом изменяемой геометрии. Особенностью планера является интегральная схема аэродинамической компоновки, при которой корневая неподвижная часть крыла выполнена неразъемной с фюзеляжем и составляет с ним единую конструкцию. Это позволяет более полно использовать внутренние объемы для размещения грузов, топлива, оборудования, а также уменьшить число конструктивных стыков, что способствует снижению массы планера. Крыло Ту-160 имеет развитую корневую часть.
Планер изготовлен в основном из алюминиевых сплавов (В-95, термообработанных для повышения ресурса, а также АК-4). Доля титановых сплавов в массе планера - 20%, использованы КМ и стеклопластики.
Крыло на самолёте изменяемой стреловидности. Размах крыла при минимальной стреловидности составляет 55,7 м. Поворотный узел и система управления в общем аналогичны Ту-22М, но соответственно пересчитаны и усилены. Поворотная часть крыла переставляется по передней кромке с 20 до 65 градусов. Крыло кессонной конструкции, выполнено в основном из алюминиевых сплавов. По передней кромке установлены четырёхсекционные предкрылки, по задней — трёхсекционные двухщелевые закрылки. Корневая часть секции закрылка на поворотной части одновременно является гребнем, предназначенным для плавного сопряжения крыла с центропланом при минимальной стреловидности. Для управления по крену установлены шестисекционные интерцепторы и флапероны. Внутренние полости крыла служат топливными баками.
На земле перестановка крыла на большие углы запрещена (без специальных приспособлений), так как из-за смещения центровки самолёт падает «на хвост».
Конструктивно крыло разделяется на – следующие агрегаты:
– балку центроплана, представляющую собой цельносварный титановый агрегат длиной 12,4 м и шириной 2,1 м, с поперечным набором в виде стеночных нервюр из алюминиевого сплава и перестыковочных профилей для обеспечения связи с наружной обшивкой и фюзеляжем. Балка центроплана органически встроена в центральную часть планера и обеспечивает восприятие всего спектра нагрузок, приходящих от консолей крыла, замыкание и передачу их на фюзеляж. Кессон центроплана является также топливным баком;
– двухсрезные титановые узлы поворота (шарниры), обеспечивающие поворот консолей и передачу нагрузок с крыла на центроплан;
– консоли крыла, выполненные из высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов, пристыковывающиеся к шарнирам и поворачивающиеся в диапазоне углов стреловидности 20-65°.
Основой силовой части консолей крыла является кессон, образованный семью фрезерованными двадцатиметровыми панелями, пятью фрезерованными и сборными лонжеронами, а также шестью нервюрами. Кессон служит емкостью для топлива. Непосредственно к нему крепятся узлы, агрегаты и элементы взлетно-посадочной механизации, флапероны и аэродинамические законцовки.
Центральная часть планера включает в себя собственно фюзеляж, неподвижную («наплывную») часть крыла, встроенную балку центроплана и мотогондолы двигателей. Вместе с центральной частью крыла фюзеляж представляет собой единый агрегат, выполненный в основном из алюминиевых сплавов.
В носовой части фюзеляжа полумоноковой конструкции, начинающейся радиопрозрачным оживальным обтекателем бортовой РЛС, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки БРЭО и герметическая кабина экипажа, включающая технические отсеки оборудования.
Экипаж, состоящий из четырех человек, размещен в носовой части фюзеляжа в единой просторной гермокабине. В передней части установлены кресла первого и второго летчиков, за ними - штурмана и штурмана-оператора. Все члены экипажа располагаются в катапультньк креслах К-36ДМ, позволяющих покидать самолет во всем диапазоне высот полета, в том числе и на земле при рулении.
Непосредственно за кабиной последовательно расположены два унифицированных отсека вооружения длиной по 1,9 м, оснащенные встроенными узлами для подвески всей заданной номенклатуры авиационных средств поражения, системами подъема вооружения, а также креплениями и установками электрокоммутационной аппаратуры.
Между отсеками расположена балка центроплана. В наплывной и хвостовой частях самолета размещены топливные кессон-баки. В носовой негерметизированной части наплыва находятся агрегаты систем кондиционирования и жизнеобеспечения.
Хвостовая часть планера - наиболее сложно нагруженный участок самолета (из-за наличия больших деформаций в этой зоне) органически объединяет мотогондолы, ниши шасси с отсеком вооружения и заднюю часть фюзеляжа.
Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме с цельноповоротным стабилизатором, расположенным на 1/3 высоты вертикального оперения (для исключения воздействия струи двигателей). Его конструкция включает кессоны с узлами поворота и сотовые трехслойные панели из алюминиевых или композиционных материалов.
В хвостовом конусе фюзеляжа находятся контейнеры тормозных парашютов и бортовой комплекс обороны «Байкал», он позволяет обнаружить средство ПВО противника, заглушить их помехами или поставить за самолетом завесу из ложных целей. В крайней задней части фюзеляжа установлен теплопеленгатор «Огонёк». Его задача обнаружение ракет и самолётов противника в задней полусфере.
Киль, являющийся верхней частью вертикального оперения, цельноповоротный. Поворотная часть киля имеет трапециевидную форму. Большая площадь поворотной части обеспечивает хорошую управляемость самолетом на всех режимах полета.
Спаренные многорежимные воздухозаборники установлены под передним наплывом крыла. В отличие от других боевых самолетов четвертого поколения, на Ту-160 применены воздухозаборники внешнего сжатия с вертикальным, а не горизонтальным клином (это полностью исключает взаимовлияние воздухозаборников на работу двигателей).
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЕ УСТРОЙСТВО
Трехопорное шасси имеет носовую управляемую стойку и две основные стойки, расположенные за центром масс самолета. Колея шасси - 5400 мм, база шасси 17 880 мм. Размер основных колес - 1260 х 485 мм, носовых - 1080 х 400 мм. Носовая стойка шасси, расположенная под техническим отсеком в негерметизированной нише, снабжена двухколесной тележкой с аэродинамическим дефлектором, «прижимающим» струями воздуха к бетонке всякий мусор, препятствуя его засасыванию в воздухозаборник. Стойка убирается поворотом назад по полету.
Две основные стойки шасси с шестиколесными тележками крепятся непосредственно на центроплане и убираются назад по полету в специальные отсеки-ниши. При уборке стойки укорачиваются, что позволяет «вписать» шасси в отсеки минимальных размеров. При выпуске основные стойки, раздвигаясь, смещаются на 600 мм во внешнюю сторону, что увеличивает колею шасси. Конструкция шасси позволяет эксплуатировать бомбардировщик с существующих аэродромов без проведения дополнительньх работ по усилению ВПП.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Силовая установка самолета состоит из четырех двухконтурных турбореактивных форсированных двигателей (ТРДДФ) НК-32. Это одни из первых в мире серийных двигателей, при создании которых приняты меры по снижению радиолокационной и ИК сигнатуры. Двигатели установлены под крылом в симметрично расположенных спаренных гондолах. Каждый двигатель автономен по всем системам.
Компрессор ТРДДФ имеет трехступенчатый вентилятор, пять ступеней среднего давления и семь ступеней высокого давления. Для уменьшения заметности двигателя (а следовательно, и всего самолета) планируется придать первой ступени компрессора роль своеобразного экрана, обеспечивающего минимальное отражение достигающего двигатель радиолокационного излучения различного диапазона (механизм снижения радиолокационной заметности двигателя его разработчиками не раскрывается, однако можно предположить, что лопатки компрессора, соответствующим образом профилированные, отражают радиолокационное излучение на радиопоглощающее покрытие, нанесенное на стенки воздухозаборника). Лопатки компрессора изготовлены из титана, стали и (в контуре высокого давления) высокопрочного никелевого сплава. Масса компрессора 365 кг, степень двухконтурности 1,4, степень повышения давления (на взлетном режиме) 28,4.
Камера сгорания кольцевая, с испарительными форсунками, обеспечивающая бездымное горение и стабильный температурный режим.
Турбина имеет одну ступень высокого давления (диаметр 1000 мм, температура торможения газа 1357°С) с охлаждаемыми монокристаллическими лопатками, одну промежуточную ступень и две ступени низкого давления.
Форсажная камера спроектирована с учетом снижения ИК излучения и обеспечения минимального дымления.
Сопло - полностью регулируемое, автомодельное.
Система управления двигателем - электрическая, с гидромеханическим дублированием. Ведутся работы по созданию цифровой системы управления с полной ответственностью. ТТХ двигателей представлены в таблице 1.
| Длина ТРДДФ | 6000 мм | |
| Диаметр (по воздухозаборнику) | 1460 мм | |
| Сухая масса | 3400 кг | |
| Максимальная бесфорсажная тяга | 14 000 кгс (137,2 кН) | |
| Максимальная форсажная тяга | 25 000 кгс (245 кН) | |
| Удельный расход топлива | на дозвуковой скорости | 0,72-0,73 кг/кгс*час |
| на сверхзвуковой скорости | 1,7 кг/кгс*час |
Таблица 1
Запуск двигателя происходит от воздушного стартера, питающегося от вспомогательной силовой установки или от наземной установки.
На самолете имеется бортовая вспомогательная силовая установка с турбогенератором ТА-12, расположенная в негерметичном отсеке фюзеляжа, которая питает:
– сжатым воздухом – систему запуска двигателей и систему кондиционирования;
– электроэнергией постоянного и переменного тока (на земле и в аварийных режимах в полете) – бортовую электрическую сеть.
Короткие многорежимные воздухозаборники, установленные под передним наплывом крыла, обеспечивают работу двигателей во всем диапазоне высот и скоростей. Они предназначены для регулирования набегающего потока воздуха и подвода его к двигателям. Воздухозаборники имеют вертикально расположенный клин торможения. Каждая пара воздухозаборников обслуживает два двигателя и имеет раздельные каналы для подвода воздуха к ним.
Для предотвращения попадания в воздухозаборник пограничного слоя воздуха с нижней поверхности планера они от нее отодвинуты. Для обеспечения нормального расхода воздуха на режимах взлета и посадки на боковой стенке каждого воздухозаборника имеется шесть створок подпитки, открывающиеся автоматически.
Топливо размещается в 13 кессон-баках, образованных конструкцией планера. Общая емкость топливной системы составляет 171000 кг горючего. Каждый двигатель имеет автономную систему питания топливом с расходным баком и систему перекрестного питания. В расходные баки топливо перекачивается из передних баков при помощи электрических центробежных насосов. Часть топлива используется также в качестве балансировочного груза для создания необходимой центровки самолета.
В самолете имеется система дозаправки топливом в полете типа «шланг-конус». Дозаправка производится от заправщика типа Ил-78. В нерабочем положении штанга топливоприемника убирается в носовую часть фюзеляжа.
Система аварийного слива топлива в полете позволяет слить горючее насосами до требуемого посадочного веса.
Для чего нужен форсаж современному самолету? Нужен он для резкого и ощутимого увеличения тяги двигателя и, соответственно, быстрого роста скорости летательного аппарата.
В турбореактивном двигателе газовый поток, проходящий турбину, еще обладает достаточным количеством кислорода. Этот кислород можно, как говорят, «дожечь». Для этого в пространство за турбиной подается дополнительное топливо, где оно поджигается и сгорает. Тем самым, повышается температура газового потока, то есть его энергия. Соответственно увеличивается скорость истечения газа из сопла и, как следствие, растет тяга двигателя.
Организуется «дожигание» в специальном узле двигателя, именуемом форсажная камера. Это своего рода труба (со средним диаметром двигателя), расположенная между турбиной и соплом.
Трехвальность подразумевает наличие газогенератора с тремя независимыми друг от друга механически осевыми агрегатами. Это дает определенную гибкость в конструировании и позволяет выбирать различные комбинации исходных установок, получая при этом различные выходные параметры для различных двигателей, несмотря на внешнюю схожесть конструктивного исполнения.
Кроме того, более короткие и потому более жесткие валы в трехвальном варианте позволяют точнее выдерживать оптимальные скорости обтекания лопаток, повышая тем самым эффективность работы газогенератора, запас его устойчивой, бессрывной работы. Соответственно снижается масса и размеры двигателя.
ВООРУЖЕНИЕ
Изначально ТУ-160 строился как ракетоносец — носитель крылатых ракет с ядерными БЧ большой дальности, предназначенными для нанесения массированных ударов по площадям. В дальнейшем предусматривалась расширение и модернизация номенклатуры возимых боеприпасов, о чем свидетельствуют трафареты на створках грузотсеков с вариантами подвески огромной номенклатуры грузов.
На вооружении ТУ-160 стоят стратегические крылатые ракеты Х-55СМ, которые применяются для поражения стационарных целей, имеющих заданные координаты, их ввод осуществляется перед вылетом бомбардировщика в память ракеты. Ракеты располагаются по шесть штук на двух пусковых барабанных установках МКУ-6-5У, в грузовых отсеках самолета. В состав вооружения для поражения на малой дальности могут быть включены гиперзвуковые аэробаллистические ракеты Х-15С (по 12 на каждую МКУ).
После соответствующего переоборудования бомбардировщик может оснащаться и свободнопадающими бомбами различного калибра (до 40 000 кг), включая разовые бомбовые кассеты, ядерные бомбы, морские мины и другое вооружение. В Сирии были использованы высокоточные крылатые ракеты новейшего поколения Х-555, которые имеют увеличенную дальность, а также предназначены для поражения как тактических морских и наземных, так и стратегических целей почти всех классов.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83-160
2. Основы авиационной техники. Ф.Г. Машошин, О.И. Пугачев, А.А. Фомской, С.К. Титов
3. https://militaryarms.ru/voennaya-texnika/aviaciya/bombardirovshhik-tu-160/