Вертолітні крісла. З чого складається офісне крісло До технологічних завдань відносяться

Завданням корисної моделі є розробка конструкції крісла енергопоглинаючого вертольота, яка дозволила б розширити його функціональні можливості, знизити масу, спростити конструкцію крісла в цілому.

Поставлене завдання досягається тим, що крісло вертольота містить чашку, каркас з напрямними, рухомо встановлений на рейках, вузли навішування, виконані у вигляді верхніх і нижніх повзунів, та енергопоглинаючий пристрій. При цьому каркас включає дві паралельні вертикальні стоїки, кожна з яких виконана у вигляді єдиного елемента форменої конструкції. Ферменна конструкція включає два вертикально розташовані, що сходяться до верху стрижня, що переходять у ребра основи. При цьому, стрижні та ребра виконані у поперечному перерізі у вигляді тавра, та з'єднані між собою розкосами. Каркас у нижній частині має розкоси, що з'єднують стійки, а підстави стійок пов'язані між собою стрижневим елементом, виконаним у вигляді труби.

Вирішення поставленої задачі дозволяє розширити функціональні можливості енергопоглинаючого крісла, забезпечити його працездатність та збільшити діапазон кутів можливих аварійних приземлень вертольота. Крім того, рішення поставленого завдання дозволяє спростити конструкцію крісла енергопоглинаючого і знизити його масу.

Формула 1 пункт, креслення – 7 фігур.

Область техніки

Корисна модель відноситься до галузі авіабудування, більш конкретно до конструкцій агрегатів, що комплектують кабіну, зокрема до крісел. Корисна модель може бути використана у будь-якому виді транспорту, переважно на гелікоптері.

Рівень техніки

Відомо енергопоглинаюче крісло літального апарату за патентом RU 2270138, 05.06.2004, клас B64D 25/04. Енергопоглинаюче крісло літального апарату (наприклад, вертольота) містить каркас, що включає сидіння і спинку, вертикальні стійки, верхній вузол підвіски, нижній вузол підвіски, і два амортизатори. Вертикальні стійки виконані з металу із трьома нішами, призначеними для полегшення конструкції. У нижній точці вертикальні стійки з'єднані із горизонтальними стійками. Між горизонтальними та вертикальними стійками для забезпечення необхідної жорсткості встановлено металевий розкіс.

Найбільш близьким за технічною сутністю і досягається ефект є «Енергогасіння сидіння члена екіпажу літального апарату», за патентом RU 2154595 від 14.10.1998, клас B64D 25/04. Згідно винаходу, енергогасне сидіння члена екіпажу літального апарату містить каркас з напрямними, на які, за допомогою вузлів навішування рухомо встановлено сидіння і енергопоглинаючий пристрій (механізм стопоріння) встановлений на напрямних каркаса. Вузли навішування, виконані у вигляді верхніх та нижніх повзунів. Каркас виконаний у вигляді двох стійок, що складаються з монолітної деталі, що включає вертикальні елементи та горизонтальні елементи. Каркас рухомо встановлений на рейках, жорстко закріплених у кабіні літального апарату.

Недоліками запропонованих рішень є висока металоємність і масивність конструкції. Велика кількість вузлів стикування, що знижує надійність роботи крісла літального апарату.

Сутність корисної моделі.

Завданням корисної моделі є розробка конструкції енергопоглинаючого крісла вертольота, яка дозволила б розширити його функціональні можливості, знизити масу, спростити конструкцію крісла в цілому.

Поставлена задача досягається тим, що крісло вертольота містить чашку крісла, каркас з напрямними, рухомо встановлений на рейках, вузли навішування, виконані у вигляді верхніх та нижніх повзунів, та енергопоглинаючий пристрій. У цьому каркас включає дві паралельні вертикальні стоїки, кожна з яких виконані як єдиного елемента ферменної конструкції. Ферменна конструкція включає два вертикально розташовані, що сходяться до верху стрижня, що переходять у ребра основи. При цьому, стрижні та ребра виконані у поперечному перерізі у вигляді тавра, та з'єднані між собою розкосами. Каркас у нижній частині має розкоси, що з'єднують стійки, а підстави стійок пов'язані між собою стрижневим елементом, виконаним у вигляді труби.

Вирішення поставленого завдання дозволяє розширити функціональні можливості крісла, що енергопоглинають, забезпечити його працездатність і збільшити діапазон кутів можливих аварійних приземлень вертольота. Крім того, рішення поставленого завдання дозволяє спростити конструкцію крісла енергопоглинаючого і знизити його масу.

Короткий опис креслень.

Корисна модель пояснюється кресленнями, на яких показано:

фіг.1. - крісло енергопоглинаюче вертольота із встановленою чашкою сидіння. Вигляд спереду;

фіг.2. - крісло енергопоглинаюче вертольота із встановленою чашкою сидіння. Вид збоку;

фіг.3. - каркас енергопоглинаючого крісла гелікоптера. Вид збоку;

фіг.4. - розріз П-П фіг 3;

фіг.5. - розріз З-З фіг 3;

фіг.6. - розріз Р-Р фіг 3;

фіг.7. - розріз Т-Т фіг 3.

Розкриття корисної моделі

Енергопоглинаюче крісло вертольота (фіг.1, 2) включає чашку крісла 1 з чохлом і м'якими елементами, каркас 2 виконаний з Т-подібними напрямними, вузли навішування, прив'язну систему 4 і механізмом поздовжнього регулювання крісла 5 і енергопоглинаючим пристроєм 3. 1 рухомо встановлена на Т-напрямних каркаса 2 за допомогою вузлів навішування. Прив'язна система 4 і механізмом поздовжнього регулювання крісла 5 встановлені на чашці крісла 1. Вузли навішування виконані у вигляді верхніх 17 і нижніх повзунів 18. Повзуни жорстко встановлені на чашці 1 крісла, і рухомо Т-подібних направляючих каркаса 2.

Каркас 2 енергопоглинаючого крісла вертольота (фіг.3-5) включає дві паралельні вертикальні стоїки 6, кожна з яких 7 виконана у вигляді єдиного елемента ферменної конструкції. Форменная конструкція включає два вертикально розташовані, що сходяться до верху стрижня 8, 9 (стійка 6) і 10, 11 (стійка 7). При цьому внизу стрижні переходять у верхні 12, 14 і нижні ребра основи 13, 15. Стрижні та ребра виконані в поперечному перерізі у вигляді тавра, і з'єднані між собою розкосами 16. Тавр виконаний з поличкою та ребром. Ребра двох стрижнів однієї стійки утворюють Т-подібну напрямну по всій висоті стійки (фіг.4). Т-подібна напрямна призначена для встановлення в ній вузлів навішування та влаштування енергопоглинання.

Каркас 2 в нижній частині забезпечений розкосами 20 з'єднують стійки 6, 7, а підстави стійок пов'язані між собою стрижневим елементом 23, виконаним у вигляді труби.

Стрижні нижніх ребер 13 і 15 утворюю паз 19 (фіг 1) для установки на рейки 21. Рейки 21 жорстко закріплені на підлозі вертольота. У верхній частині стійок встановлений упор 22 у вигляді осей, для запобігання випаданню верхніх повзунів 17.

Стійки можуть бути виконані як штампуванням, так і фрезеруванням із цільного листа металу.

Робота енергопоглинаючого крісла вертольота здійснюється в такий спосіб. При експлуатаційних навантаженнях чашка крісла разом з людиною, що сидить на ньому, утримується від переміщення по вертикальних стійках за допомогою енергопоглинаючого пристроїв 3 за рахунок жорсткості і тертя. Основні навантаження, що діють на чашку крісла 1 в поздовжньому напрямку, сприймаються стійками 6, 7. При аварійному приземленні вертольота, коли ударне навантаження, що діє на людину, що сидить у кріслі, перевищує за своїм значенням допустимі межі, то чашка крісла 1 переміщається вниз, через нижні вузли навішування, на енергопоглинаючий пристрій 4.

Застосування пропонованої конструкції стійок енергопоглинаючого крісла вертольота дозволяє знизити масу за рахунок стійок і спростити конструкцію крісла в цілому. Форменна конструкція стійок дозволяє забезпечити швидкий доступ до всіх вузлів крісла та покращити його експлуатаційні показники. Крім того, пропонована конструкція має мінімальну кількість елементів і стикувальних вузлів, що збільшує її надійність.

Крісло вертольота, що містить чашку крісла, каркас з напрямними, рухомо встановлений на рейках, вузли навішування, виконані у вигляді верхніх і нижніх повзунів, і енергопоглинаючий пристрій, що відрізняється тим, що каркас включає дві паралельні вертикальні стійки, кожна з яких виконана у вигляді єдиного елемента ферменної конструкції, що складається з двох вертикально розташованих, що сходяться вгорі стрижнів, що переходять у ребра основи, при цьому стрижні і ребра виконані в поперечному перерізі у вигляді тавра і з'єднані між собою розкосами, каркас у нижній частині забезпечений розкосами, що з'єднують стійки, а основи стійок пов'язані між собою стрижневим елементом, виконаним як труби.

ПЛАНЕР ВІРТОЛІТА ТА ОБЛАДНАННЯ КАБІНИ

1. ЗАГАЛЬНІ ВІДОМОСТІ

Фюзеляж є суцільнометалевим напівмоноко змінного перерізу, що складається з каркаса і обшивки. Фюзеляж є базою, до якої прикріплено всі агрегати вертольота, в ньому розміщено обладнання, екіпаж та корисне навантаження.

Конструкція фюзеляжу забезпечує експлуатаційне розчленування, що спрощує ремонт і транспортування вертольота. Він має два конструктивні роз'єми (див. рис. 2.16) і включає носову і центральну частину, хвостову балку і кінцеву балку з обтічником.

Основними матеріалами конструкції є: листовий плакований дюралюміній Д16АТ з листів товщиною 0,8 мм якого виконана зовнішня обшивка., зміцнений дюралюміній В95 та магнієві сплави.

У конструкції багатьох вузлів застосовуються штампування з алюмінієвих сплавів, лиття зі сталі та кольорових сплавів, а також пресовані профілі. Окремі вузли та деталі виготовлені з легованих сталей.

Для звукоізоляції та обробки кабін використовуються синтетичні матеріали.

2. НОСОВА ЧАСТИНА ФЮЗЕЛЯЖУ

Носова частина фюзеляжу (рис. 2.1), що є кабіною екіпажу, є відсіком довжиною 2,15 м, в якому розміщені сидіння пілотів, органи управління вертольотом і двигунами, приладове та інше обладнання. Передня частина її утворює ліхтар, що забезпечує огляд екіпажу. Кабіна екіпажу відокремлена від вантажної кабіни шпангоутом № 5Н із дверима.

Праворуч і ліворуч розташовані зсувні блістери 2. У стелі кабіни є люк для виходу до силової установки, закритий кришкою, що відкривається вгору. На підлозі кабіни екіпажу розташовані важелі управління вертольотом та сидіння льотчиків, а в отворі вхідних дверей у кабіну встановлено сидіння борттехніка. За сидіннями між шпангоутами № 4Н і 5Н розташовані акумуляторні відсіки та етажерки для радіо- та електроапаратури.

Каркас носової частини складається з п'яти шпангоутів № 1Н - 5Н, поздовжніх балок, стрінгерів, штампованих жорсткостей та рами ліхтаря. Технологічно носова частина ділиться на підлогу, бортові панелі, стелю, ліхтар, зсувні блістери та шпангоут № 5Н.

Підлога кабіни екіпажу (мал. 2.2) клепаної конструкції складається з набору нижніх частин шпангоутів, поздовжніх балок та стрінгерів. Силовий каркас скріплений кутовими профілями та посилений профілями та діафрагмами у місцях вирізів та кріплення агрегатів.

До каркасу прикріплено настил підлоги та зовнішню обшивку з дюралюмінієвих листів. Зверху настила підлоги по осі симетрії, між стрінгери № 3 встановлені два листи з рифленого дюралюмінію.

У підлозі та зовнішній обшивці підлоги зроблені люки для монтажу агрегатів, підходу до вузлів та зчленувань тяг системи управління вертольотом, до вузлів кріплення передньої стійки шасі, стикувальних болтів шпангоуту № 5Н та патрубків системи опалення та вентиляції.

У зовнішній обшивці між шпангоутами № 2Н і ЗН зроблені люки 10 під установку посадково-кермових фар МПРФ-1А. На вертольотах Мі-8П під підлогою кабіни екіпажу між шпангоутами № 4Н та 5Н встановлюється другий проблисковий маяк МСЛ-3.

Рис. 2.2. Підлога кабіни носової частини фюзеляжу:

1, 5, 6, 11 – отвори для органів управління вертольотом; 2 – отвір для електропроводки приладової дошки; 3 – накладки; 4 – отвір під патрубок системи опалення; 7 – люк для підходу до амортизатора передньої стійки шасі; 8 – монтажно-оглядові лючки; 9 – люк під проблисковий маяк; 10 – люки під фари.

Для запобігання настилу підлоги від зношування під педалями колійного управління встановлені чотири накладки 3 з дельта-деревини. На підлозі змонтовані кронштейни для кріплення сидінь, агрегати керування вертольотом, дошки для приладів і пульт автопілота.

Бортові панелі виконані зі штампованих жорсткостей, профілів та дюралюмінієвої обшивки. Штамповані жорсткості разом з литими магнієвими профілями утворюють рами прорізів під правий та лівий зсувні блістери.

По передній та задній кромках прорізів встановлені гумові профілі для герметизації кабіни екіпажу. Зовні зверху над отворами та спереду їх прикріплені жолоби для стоку води. У верхній частині рамного закладення прорізів зсередини змонтовані механізми аварійного скидання блістерів.

На правому та лівому бортах між шпангоутами № 4Н та 5Н зроблено відсіки для розміщення акумуляторних батарей (по дві з кожного боку). Відсіки зовні закриваються кришками, які замикаються гвинтовими замками. Кришки кріпляться на петлях і для зручності експлуатації утримуються в горизонтальному положенні двома сталевими тягами. У відсіках встановлені напрямні, якими пересуваються контейнери з акумуляторами. Внутрішні поверхні акумуляторних відсіків обклеєні теплоізоляційним матеріалом. Під блістерами між шпангоутами № 1Н та 2Н встановлені аеронавігаційні вогні БАНО-45. На лівому борту попереду акумуляторних відсіків зроблено вирізи під штепсельні роз'єми аеродромного живлення 4 (див. рис. 2.1).

Стеля кабіни екіпажу виконана зі штампованих жорсткостей, поздовжнього та поперечного набору діафрагм, профілів та дюралюмінієвої обшивки. Обшивка приклепана до каркасу спеціальними заклепками з головками у вигляді шипів для запобігання ковзанню ніг при обслуговуванні силової установки.

У стелі є люк для виходу силової установки. У конструкції люка та кришки передбачено захист від попадання води в кабіну екіпажу.

Кришка люка клепаної конструкції кріпиться на двох петлях 1 (рис. 2.3). У першу петлю вмонтований пружинний фіксатор, який автоматично стопорить кришку у відкритому положенні. При відкритті кришки профільоване ребро 10 своїм скошеним ділянкою віджимає вісь фіксатора 13 доти, поки вісь під дією пружини 12 не перейде на пряму ділянку ребра, після чого кришка люка стопориться.

Рис. 2.3. Люк виходу до силової установки:

1 - петлі навішування люка; 2 - упори; 3 – кнопка фіксатора; 4 – вилка; 5 - регулювальна муфта; 6 - вал, 7 - клямка; 8 – гак; 9 – ручка; 10 – профільоване ребро; 11 – запірний штифт; 12 – пружина; 13 – фіксатор.

При закриванні кришки люка необхідно попередньо натиснути на кінець фіксатора, що виступає, і вивести вісь за профільоване ребро петлі навішування. У закритому положенні кришка люка фіксується замком. Механізм замку складається з ручки 9 з фіксуючим пристроєм, вилки 4, регулювальної муфти 5 і валу з двома лапками 6. При відкриванні кришки люка треба натиснути кнопку фіксатора 13, вивести останній з зачеплення з гаком 5, після чого ручку повернути вниз. При цьому вал повернеться за годинниковою стрілкою, а лапки звільнять кришку. Для візуального спостереження в польоті за станом вхідних тунелів повітрозабірників двигунів у кришці люка є два оглядові вікна. Герметизація люка в закритому положенні забезпечується гумовими прокладками, які підтискаються спеціальним профілем, прикріпленим по периметру до люка. При порушенні герметичності люка усунення проводиться регулювальною муфтою 5 тяги керування замком.

Шпангоут №5Н. Носова частина фюзеляжу закінчується стикувальним шпангоутом №5Н (рис. 2.4). Шпангоут є дюралюмінієвою стінкою, окантованою по периметру пресованим кутовим профілем, торцева балка якого утворює фланець для стикування з центральною частиною фюзеляжу. Стінка підкріплюється поздовжнім та поперечним набором із кутових профілів. По осі симетрії в стінці шпангоуту зроблено отвір під вхідні двері в кабіну екіпажу. Проріз окантований пресованим дюралюмінієвим куточком, до якого гвинтами укріплений гумовий профіль.

До передньої стінки шпангоуту з обох боків від дверного отвору кріпляться етажерки для встановлення обладнання. У лівій частині стінки вгорі та внизу є отвори для проходу тяг та тросів керування вертольотом. На праву та ліву сторони стінки шпангоуту № 5Н з боку вантажної кабіни встановлені спеціальні плити для забезпечення безпеки польотів. До задньої лівої частини стінки шпангоуту № 5Н прикріплений кожух зі знімними кришками, що захищає систему тяг та качалок керування вертольотом та джгути електрообладнання. До кожуха прикріплено відкидне сидіння. У транспортному варіанті з правого боку дверного отвору з боку вантажної кабіни до стінки приклепаний короб, в якому розміщуються контейнери з 3 акумуляторами (див. рис. 2.1). Короб забезпечений напрямними та закривається кришками з гвинтовими замками.

Двері кабіни екіпажу виконані у вигляді дюралюмінієвої плити. Вона підвішується на петлях і забезпечена замком із двома ручками, а з боку кабіни екіпажу встановлені два замки – засувки. У верху дверей встановлено оптичне мікрооко. У дверях між шпангоутами № 4Н і 5Н встановлено відкидне сидіння бортового техніка з прив'язними ременями.

Ліхтар кабіни екіпажу складається з каркасу та скління. Каркас ліхтаря зібраний з дюралюмінієвих профілів, жорсткостей та облицювальних рамок, скріплених між собою гвинтами та заклепками.

Рис. 2.4. Шпангоут №5Н

Ліхтар засклений орієнтованим органічним склом, за винятком двох передніх лобових стекол 1(див. рис. 2.1) (лівого та правого), виготовлених із силікатного скла, які мають електрообігрів та забезпечені склоочисниками. По периметру скла окантовані гумовими профілями, вставлені в магнієві литі рамки та притиснуті через дуралюмінієве облицювання гвинтами зі спеціальними гайками. Після монтажу для герметичності кромки рамок усередині та зовні промазуються герметикою ВІТЕФ-1.

Блістер (рис. 2.5) являє собою литу з магнієвого сплаву раму, в яку вставлено опукле органічне скло 14. ущільнювальне прокладання. Блістери забезпечені ручками 12 з штирями 7, що замикаються, з'єднаними з важелями 13 тросами 8. Лівий і правий блістери відкриваються тільки з кабіни екіпажу.

Блістер зсуваються назад по верхній і нижній напрямних, виготовлених зі спеціальних профілів.

Верхні внутрішні напрямні профілі 5 встановлені на кульках, які розташовані в сталевих сепараторах. Зовнішній П - подібний напрямний профіль 6 має кронштейни з вушками під замикаючі штирі механізму аварійного скидання блістера та свердління з кроком 100 мм під штир 7 замка для фіксації блістера в крайніх та проміжних положеннях. У нижній частині рами блістера є жолоби, в яких по повстяних прокладках ковзають нижні напрямні профілі 9укріплені гвинтами до рами отвору.

Кожен блістер можна скинути аварійно за допомогою ручки, розташованої над блістером усередині кабіни екіпажу. Для цього ручку необхідно висмикнути вниз, тоді під дією пружин 1 штирі 2, що замикають, 2 вийдуть з вушок кронштейнів 3, після чого блістер потрібно виштовхнути назовні. У нижніх профілях рам прорізів виконані щілини для підведення гарячого повітря до блістерів. На лівому блістері внизу встановлено візуальний датчик зледеніння.

Рис. 2.5. Зсувний блістер:

1 – пружина; 2 - замикаючий штир; 3 – кронштейн; 4 – ручка аварійного скидання блістерам; 5 – внутрішні напрямні профілі; 6 - зовнішній напрямний профіль; 7 – штир; 8 – трос; 9 - нижні напрямні профілі; 10 - повстяна прокладка; 11 - облицювання; 12 – ручка; 13 – важіль; 14 – скло; 15 – зовнішня ручка блістера.

3. ЦЕНТРАЛЬНА ЧАСТИНА ФЮЗЕЛЯЖУ

Загальні відомості. Центральна частина фюзеляжу (рис. 2.6) є відсіком, розташованим між шпангоутами № 1 і 23. Вона складається з каркаса, що працює дюралюмінієвої обшивки і силових вузлів. Каркас складається з поперечного і поздовжнього набору: у поперечний набір входять 23 шпангоути, у тому числі шпангоути № 1 і 23 - стикувальні, шпангоути № 3а, 7, 10 і 13 - силові, а решта шпангоутів полегшеної конструкції (нормальні). У поздовжній набір входять стрінгери та балки.

Шпангоути забезпечують задану форму фюзеляжу в поперечному перерізі та сприймають навантаження від аеродинамічних сил, а силові шпангоути, крім зазначених вище навантажень, сприймають зосереджені навантаження від прикріплених до них агрегатів вертольота (шасі, силової установки головного редуктора).

Технологічно центральна частина збирається з окремих панелей: вантажної підлоги 15, бортових 3,5 та стельової панелі 4, заднього відсіку 7.

Рис. 2.6. Центральна частина фюзеляжу:

1 - вузол кріплення амортизатора передньої стійки шасі; 2 - зсувні двері; 3 – ліва бортова панель; 4 - стельова панель; 5 – права бортова панель; 6 – вузол кріплення амортизатора головної стійки шасі; 7 – задній відсік; 8 – стулки вантажного люка; 9 - вузол кріплення підкосу головної ноги шасі; 10 - вузол кріплення півосі головної ноги шасі; 11, 12, 13, 14 - вузли кріплення підвісного паливного бака; 15 – панель підлоги вантажної кабіни; 16 - вузол кріплення підкосу передньої ноги шасі.

а - отвір під патрубок забору повітря із вантажної кабіни; б – отвір для трубопроводу теплового повітря; в - отвір для короба системи опалення та вентиляції; г – запасні вузли; д - вузли кріплення стяжних стрічок підвісних паливних баків; е - вузол кріплення швартувального пристосування.

У центральній частині, між шпангоутами № 1 і 13, розташована вантажна кабіна, що закінчується ззаду вантажним люком, а між шпангоутами № 13 і 21 розташований задній відсік з вантажними стулками 5. За шпангоутом № 10 є надбудова, що плавно переходить у хв. У пасажирському варіанті відсік між шпангоутами № 1 та 16 займає пасажирський салон, за яким розташоване багажне приміщення. Над вантажною кабіною між шпангоутами № 1 і у розміщені двигуни, а між шпангоутами № 7 та 10 – головний редуктор. У надбудові між шпангоутами № 10 та 13 розміщується видатковий паливний бак, а між шпангоутами № 16 та 21 – радіовідсік.

Рис. 2.7. Шпангоути центральної частини фюзеляжу:

а – силовий шпангоут № 7; б – силовий шпангоут № 10; в – силовий шпангоут № 13; г – нормальний шпангоут; 1 – верхня балка; 2 – бічна частина; 3 – фітинг; 4 – нижня частина; 5 – аркова частина; 6 - кільце швартування.

Всі інші шпангоути, крім стикувальних, виконані складовими, що включають верхню частину, дві бічні і нижню частину. Ці частини шпангоутів, а також стрінгери входять в конструкцію панелей і при збиранні частини шпангоутів стикуються між собою, утворюючи каркас центральної частини фюзеляжу.

Найбільш навантаженими елементами центральної частини фюзеляжу є силові шпангоути № 7, 10 та 13, а також панель підлоги. Силові шпангоути № 7 і 10 (рис. 2.7) виконані з великих штампувань сплаву АК-6, пресованих і листових деталей, які утворюють замкнутий профіль, що включає верхню балку 1, дві боковини 2 і нижню частину 4.

Верхня балка складається із двох частин, з'єднаних сталевими болтами в площині симетрії. По кутах балок є отвори під болти кріплення рами головного редуктора.

Стикування верхньої балки шпангоуту № 7 з боковинами виконано за допомогою фрезерованих гребінок та двох горизонтально розташованих болтів, а стикування боковин шпангоуту № 10 з верхньою балкою – за допомогою фланця та вертикально розташованих болтів. Нижні частини шпангоутів № 7 і 10 складаються зі стінок та 4 приклепаних до неї куточків, що утворюють у перерізі двотавровий профіль. По кінцях балок встановлені штамповані зі сплаву АК-6 фітинги стикувальні 3, якими нижні балки шпангоутів стикуються з боковинами сталевими болтами.

На зовнішній частині шпангоуту № 7 на обох бортах встановлені сталеві вузли кріплення підвісних паливних баків. На шпангоуті № 10 встановлені комбіновані вузли для одночасного кріплення амортизаційних стійок головного шасі та пристосування швартування. Крім того, у нижній частині шпангоуту по обох бортах встановлені задні вузли кріплення підвісних паливних баків.

Шпангоут № 13 клепаної конструкції виготовлений з листового дюралюмінію та пресованих кутових профілів. Нижня частина шпангоуту виконана із трьох штампувань сплаву АК-6, скріплених між собою болтами. З боковинами шпангоуту нижня частина склепана за допомогою фітингів, в яких є отвори для установки швартувальних кілець 6. До нижньої частини шпангоуту № 13 кріпиться похилий шпангоут, що замикає вантажну кабіну і силовий окантовкою вантажного люка. На ньому встановлені по два вузли на кожному борту для навішування вантажних стулок.

У верхній частині шпангоуту №13 встановлена аркова частина 5, що входить у надбудову фюзеляжу, вона штампується з листового дюралюмінію і має просічки для проходу стрінгера.

Полегшені (нормальні) шпангоути (див. мал. 2.7) за конструкцією аналогічні, мають у перерізі Z-подібний профіль. Верхня та бічні частини шпангоутів штампуються з листового дюралюмінію та з'єднуються між собою встик накладками. По внутрішньому контуру шпангоути посилені кутовим профілем, а зовнішньому зроблені просічки під стрінгери.

Нижні частини нормальних шпангоутів мають верхній та нижній пояси з кутових та таврових профілів, до яких приклепана стінка з листового дюралюмінію. По кінцях нижніх частин шпангоутів приклепані штамповані зі сплаву АК-6 фітинги, за допомогою яких вони склепуються з боковинами шпангоутів.

Зовні на правому борту на шпангоуті № 8, на лівому борту між шпангоутами № 8 і 9, а також на шпангоуті № 11, а на обох бортах встановлені по дее вузла для кріплення стрічок підвісних паливних баків. Знизу нижніми частинами шпангоутів встановлені накладні вузли зі сталі ЗОХГСА для кріплення шасі. На шпангоуті № 1 по поздовжній осі вертольота встановлено вузол кріплення передньої амортизаційної стійки, а з боків шпангоуту та поздовжнім балкам підлоги вклепуються вузли зі сферичними гніздами під опори домкратів. На шпангоуті №2 встановлені вузли кріплення підкосів передньої стійки шасі. На шпангоуті № 11 встановлені вузли кріплення півосей, а на шпангоуті № 13 – вузли кріплення підкосів головних стійок шасі.

У стельовій панелі між шпангоутами № 7 і 13, а також у бортових панелях встановлені стрінгери зі спеціальних кутових профілів дюралюмінію Д16Т з фасками для покращення обклеювання з обшивкою. Інші стрінгери встановлені з кутових профілів.

Вантажна підлога (мал. 2.8) клепаної конструкції складається з нижніх частин шпангоутів, поздовжніх балок 11, стрінгерів, настилу з рифленого листа 338 АН-1 та зовнішньої дюралюмінієвої обшивки. Середня поздовжня частина підлоги, розташована між шпангоутами № 3 і 13, посилена поперечними жорсткими елементами і кріпиться гвинтами з анкерними гайками до спеціальних поздовжніх профілів. Поверх настилу по бортах підлоги приклепані кутові профілі з дюралюмінієвого листа Д16АТ та Л2,5, за допомогою яких здійснюється з'єднання бортових панелей із підлогою вантажної кабіни. Зони навантаження підлоги від колісної техніки, що перевозиться, посилені двома поздовжніми коритоподібними профілями. Для кріплення вантажу, що перевозиться, на підлозі вздовж бортів встановлено 27 швартувальних вузлів 5.

Шпангоути та балки у місцях установки швартувальних вузлів мають штамповані кронштейни та фітинги зі сплаву АК6. На шпангоуті № 1 осі симетрії вантажної підлоги є вузол 1 для кріплення роликів електролебідки ЛПГ-2 при затягуванні вантажів в кабіну. У місці встановлення електролебідки ЛПГ-2 на стінці поздовжньої балки

укріплений штампований фітинг зі сплаву АК6, в полиці якого є два різьбових отвори для болтів кріплення плити 2 під основу електролебідки ЛПГ-2. На підлозі між шпангоутами № 1 і 2 встановлений кожух для захисту роликів і тросів електролебідки ЛПГ-2, а в отворі зсувних дверей розташовані два отвори для фіксації вхідного трапу.

У стінках поздовжніх балок вантажної підлоги у шпангоуту № 5, а також у стінці шпангоуту № 1 у правого борту є отвори під трубопроводи 12 системи опалення та вентиляції кабін. Стінки навколо отворів посилені штампованими окантовками зі сплаву АК-6. На лівій та правій сторонах підлоги між шпангоутами № 5 та 10 встановлені ложементи під додаткові паливні баки.

Рис. 2.8. Панель підлоги вантажної кабіни:

1 - вузол кріплення роликів електролебідки; 2 - плита під основу електролебідки; 3 - швартувальні вузли; 4 – люк під антену АРК-9; 5, 8 – люки до перекривних кранів паливної системи; 6 – монтажний люк; 7 - люк до засувки троса прибирання зовнішньої підвіски; 9, 17, 23 – технологічні люки; 10 – люк під антену АРК-УД; 11 – балки каркаса підлоги; 12 - трубопровід системи опалення; 13 - вузли кріплення підкосів амортизатора передньої стійки шасі; 14 – ніша під рамку антени АРК-9; 15 – вирізи під трубопроводи додаткових паливних баків; 17 - вузли кріплення зовнішньої підвіски; 18 - опори для гідропідйомників; 19 - вузли кріплення підкосів основних стійок шасі; 20 - люк контролю з'єднань трубопроводів паливної системи; 21 - вузли кріплення півосей головних стійок шасі; 22 – вузол кріплення амортизатора передньої стійки шасі.

У вантажній підлозі між шпангоутами № 5 та 6 встановлені вузли кріплення рамкової антени АРК-9, а між шпангоутами № 8 та 9 вузли кріплення антенного підсилювача та антенного блоку АРК-УД.

У настилі підлоги є монтажні та технологічні люки, що закриваються кришками на гвинтах із анкерними гайками. По осі симетрії в знімній частині настилу підлоги є люки 4 огляду та підходу до рамкової антени АРК-9, паливних кранів 5 і 8, антеного блоку та антеного підсилювача АРК-УД та рукоятці фіксації зовнішньої підвіски в прибраному положенні.

На вертольотах Мі-8Т останніх серій, у вантажній підлозі між шпангоутами №, 8 та 9 зроблено люк для проходу строп зовнішньої тросової підвіски вантажопідйомністю 3000 кг.

При роботі із зовнішньою підвіскою люк має огорожу. Вузли тросової зовнішньої підвіски розташовані всередині вантажної кабіни на верхніх балках шпангоутів № 10 10. ящик вантажних стулок. Огородження складається і за допомогою гумових амортизаторів кріпиться за спинкою десантного сидіння у лівій вантажній стулці. Люк у підлозі вантажної кабіни закривається спареними (внутрішньою та зовнішньою) кришками з вантажної кабіни.

Бортові панелі (див. рис. 2.6) склепані з бокових частин (нормальних) шпангоутів, стрінгерів з кутових профілів та дюралюмінієвої обшивки. Задні частини панелей закінчуються похилим шпангоутом. На правій та лівій панелях розташовано по п'ять круглих вікон з опуклими органічним склом, крім першого лівого вікна, заскленого плоским органічним склом. Скло закріплено до литих магнієвих рамок гвинтами зі спеціальними гайками та загерметизовано по контуру гумовими прокладками, а кромки рамок після монтажу скла всередині та зовні промазуються герметикою.

На лівому борту панелі між шпангоутами № 1 і 3 розташований отвір під зсувні двері 2, окантований рамою з дюралюмінієвих профілів. На верхній частині дверного отвору з боку вантажної кабіни встановлені вузли для мотузяних сходів, а зовні над дверним прорізом прикріплений жолоб для стоку води.

Двері (мал. 2.9) клепаної конструкції виконані з каркаса та приклепаних до нього зовнішньої та внутрішньої обшивок, встановлені на нижній та верхній напрямних, по яких зсувається назад на кульках та роликах. Верхня напрямна 11 являє собою П - подібний профіль, який встановлено полозок 14 і два ряди кульок 12. До полозка приклепані кронштейни 15, які замикають штирями 13, встановленими на двері, з'єднані з дверима. У відкритому положенні двері утримуються пружинним фіксатором, встановленим на борту фюзеляжу зовні.

Рис. 2.9. Зсувні двері:

1 – фіксатор; 2 – пружина штирів; 3, 4 – ручки для аварійного скидання дверей; 5 – трос; 6 – скло; 7 – внутрішня ручка дверей; 8 – пружини; 9 - клямка; 10 – зовнішня ручка дверей; 11 - верхня напрямна; 12 – кулькові підшипники; 13 - замикаючий штир; 14 – полозок; 15 – кронштейн; 16 – ролик.

Двері мають кругле вікно з плоским органічним склом і забезпечені двома замками. На передній кромці середньої частини дверей встановлений замок під ключ із двома ручками 10 та 7 (зовнішньої та внутрішньої).

У верхній частині дверей змонтований штирьовий замок, для аварійного скидання дверей, із внутрішньою та зовнішньою ручками 3 і 4. Верхній замок тросовою проводкою пов'язаний із середнім замком і при відкритті верхнього замку одночасно відкривається і середній замок. При аварійному скиданні дверей потрібно зовнішню або внутрішню ручку повернути назад у напрямку стрілки, при цьому замикаючі штирі 13 верхнього замка виходять з отворів кронштейнів, а клямка середнього 9 замку виводиться з зачеплення тросом 5, після чого двері слід виштовхнути назовні.

Для виключення мимовільного відчинення дверей у польоті на ній встановлено пристрій, що фіксує двері у закритому положенні.

Стельова панель (рис. 2.10) складається з верхніх частин шпангоутів, стрінгерів та обшивки, склепаних між собою. У полегшених (нормальних) шпангоутах зроблено просічки для проходу стрінгерів, а по шпангоутах № 3, 3а, 7, 10 стрінгери розрізані та зістиковані через зубчасті стрічки з дюралюмінієвого листа. Обшивка стельової панелі між шпангоутами № 1 і 10 зроблена з листового титану, а між шпангоутами № 10 і 13 - з дюралюмінієвого листа. В обшивці стельової панелі між шпангоутами № 9 і 10 зроблено отвори під косинці пожежних кранів паливної системи, а між шпангоутами № 11 та 12 – люк 6 під паливні насоси витратного бака. На обшивці встановлені жолоби із пресованих профілів та зроблені отвори під дренажні трубопроводи для стоку води.

Зверху на шпангоутах стельової панелі встановлені вузли: на шпангоуті № 3 - чотири вузли 1 кріплення двигунів, на шпангоутах № 5 і 6 - вузли 2 і 3 кріплення пристосування фіксації двигунів при знятому редукторі, на шпангоутах № 6 і 7 1 капота, вузол 4 кріплення підкосів капота та вентилятора.

Задній відсік 7 (див. рис. 2.6) є продовженням центральної частини фюзеляжу та разом з вантажними стулками утворює задні обводи фюзеляжу. Задній відсік клепаної конструкції складається з верхніх аркових частин шпангоутів, стрінгерів та зовнішньої обшивки.

Технологічно відсік збирається з окремих панелей і є надбудовою, розташованою зверху вантажної кабіни, плавно переходить у хвостову балку. Надбудова закінчується стикувальним шпангоутом №23.

Вгорі між шпангоутами № 10 та 13 розміщений контейнер під видатковий паливний бак. Між шпангоутами № 16 та 21 розміщується радіовідсік, у нижній його частині між шпангоутами № 16 та 18 зроблений люк для входу з вантажної кабіни у радіовідсік та у хвостову балку.

На шпангоутах № 12, 16 та 20 зверху встановлені фітинги під опори хвостового валу трансмісії. Стикування заднього відсіку зі стельовими та бортовими панелями проводиться кутовими профілями та зовнішніми накладками.

Обшивка центральної частини фюзеляжу (рис. 2.11) виконана з дюралюмінієвих листів Д16АТ товщиною 0,8 мм, 1,0 мм та 1,2 мм. Найбільш навантаженою є обшивка стельової панелі між шпангоутами № 7 та 13, де товщина обшивки 1,2 мм. Обшивка лівої панелі надбудови на ділянці між шпангоутами № 19 та 23 виконана з листа завтовшки 1 мм.

Вантажні стулки (рис. 2.12) розташовані між шпангоутами № 13 та 21 центральної частини фюзеляжу, підвішені на двох петлях кожна до похилого шпангоуту.

Вантажні стулки закривають задній отвір у вантажній кабіні та створюють додатковий обсяг кабіни. Стулки клепаної конструкції, кожна складається зі штампованої жорсткості та зовнішньої дюралюмінієвої обшивки. Для зручності навантаження колісної техніки стулки мають щитки 13, що відкидаються вгору, які на петлях підвішені до нижніх частин стулок. У відкинутому положенні щитки утримуються гумовими амортизаторами.

Відкриття та закриття вантажних стулок проводиться вручну, у відкритому положенні вони утримуються підкосами, а в закритому - фіксуються штирями біля шпангоуту № 13 і замикаються поздовжнім та поперечним замками 10 та 11. Замки дозволяють відкривати стулки зсередини вантажної кабіни.

Рис. 2.10. Стельова панель:

1 – вузли кріплення двигунів; 2,3 - вузли кріплення пристрою фіксації двигунів; 4 - вузол кріплення підкосів шпангоуту № 1, капота та вентилятора; 5 – вузли кріплення шпангоуту № 1 капота; 6 - люк до підкачувальних насосів витратного бака; а – отвори під болти кріплення рами головного редуктора.

На торцевих поверхнях стулок по всьому периметру укріплені гумові профілі, що забезпечують герметизацію стикувальних поверхонь стулок з фюзеляжем та між собою у закритому положенні. Для унеможливлення відкриття вантажних стулок при стоянці вертольота зовні встановлено фіксуючий пристрій внутрішньої ручки замка стулок; Перед вильотом необхідно ручку розфіксувати.

У нижній частині стулок встановлені інструментальні ящики 12. В обох стулок є люки для відведення вихлопних газів від працюючого двигуна техніки, що перевозиться, у вантажній кабіні. На лівій стулці розташовані переносний вогнегасник 16 та кронштейни кріплення ложементів під стійки 17 санітарних нош. У зовнішній обшивці вирізані люки під жалюзі з заслінкою 1 витяжної вентиляції і під ракетниці 2. На правій стулці є люк, що закривається кришкою для підведення рукава наземного підігрівача 6.

Права стулка обладнана люком для залишення гелікоптера в аварійній ситуації. Люк закривається кришкою 8, яка складається зі склепаних між собою зовнішньої обшивки та жорсткості. Внизу кришка люка утримується фіксаторами, а вгорі - замикаючими штирями механізму аварійного скидання, змонтованого на кришці.

Механізм аварійного скидання по конструкції аналогічний механізму зсувного блістера кабіни екіпажу. Для скидання кришки потрібно різко потягнути ручку 7 вниз, тоді замикаючі штирі вийдуть з вушок кронштейнів і звільнять кришку, а пружинні штовхачі, розташовані у верхніх кутах люка, виштовхнуть кришку назовні.

До вертольоту прикладаються трапи 15, призначені для навантаження та вивантаження колісної техніки та інших вантажів. У робочому положенні трапи сталевими вузлами фіксуються у сталевих гніздах на нижній балці шпангоуту № 13, у похідному положенні укладаються та закріплюються на підлозі по обох бортах вантажної кабіни. Залежно від завантаження вертольота при неможливості розміщення вантажних трапів на підлозі кабіни трапи розміщуються на лівій стулці вантажного люка, де передбачені вузли кріплення трапів у похідному положенні.

Рис. 2.12. Вантажні стулки:

1 - заслінка витяжної вентиляції; 2 – ракетниця; 3 – відкидне сидіння; 4 – двері кабани екіпажу; 5 - електролебідка; 6 – люк підведення рукава наземного підігрівача; 7 – ручка скидання кришка аварійного люка; 8 – кришки аварійного люка; 9 – ручка; 10 - штирьовий замок; 11 - стяжний замок; 12 – інструментальний ящик; 13 – щиток; 14 – сидіння; 15 - трапи; 16 - переносний вогнегасник; 17 – кронштейн кріплення стійок санітарних носило.

Каркас трапа складається з поздовжнього та поперечного силового набору. Поздовжній силовий набір складається з двох балок, склепаних з кутових профілів і дюралюмінієвої стінки Д16Т Л1, 2. Верхні пояси балок виконані з таврового профілю дюралюмінію Д16Т, полиця якого виступає над обшивкою трапа і запобігає скочуванні з трапів колісної. Поперечний набір складається з таврових профілів та приклепаних до них штампованих діафрагм із дюралюмінієвого листа.

Передні та задні кромки трапів мають сталеві окантовки. Для запобігання пробуксовування коліс самохідної техніки при завантаженні її своїм ходом на задніх кінцевих частинах трапів до окантування приклепані рифлені накладки.

Рис. 2.11. Обшивка центральної частини фюзеляжу

4. ХВОСТОВА БАЛКА

Хвостова балка забезпечує створення плеча, необхідного для тяги кермового гвинта для компенсації реактивного моменту несучого гвинта.

Хвостова балка (мал. 2.14) клепаної конструкції, балочно-стрінгерного типу, має форму усіченого конуса, складається з каркасу та гладкої дюралюмінієвої обшивки.

У каркас входять поздовжній та поперечний силові набори. Поперечний силовий набір складається із сімнадцяти шпангоутів Z-подібного перерізу. Шпангоути № 1 та 17 є стикувальними, вони виконані з пресованого профілю дюралюмінію Д16АТ та посилені зубчастими стрічками. Шпангоути № 2, 6, 10 та 14 посилені у верхній частині під опори 3 хвостового валу трансмісії. До них кріпляться кронштейни 2 для установки текстолітових напрямних колодок тросів управління кроком рульового гвинта.

Поздовжній набір складається з 26 стрингерів з № 1 по 14, починаючи зверху по обидва боки від вертикальної осі. Стрингери виготовлені із пресованих кутових профілів.

Обшивка хвостової балки виконана з листового плакованого дюралюмінію Д16АТ. Стики листів обшивки зроблені по стрінгерам і шпангоутам внахлестку з підсіканням. У обшивці між шпангоутами № 13 та 14 на обох бортах хвостової балки зроблено вирізи для проходу лонжерону стабілізатора.

Рис. 2.14. Хвостова балка:

1 - стикувальний фланець; 2 - кронштейн кріплення колодок тросів керування хвостовим гвинтом; 3 – опора хвостового валу трансмісії; 4 - вузол регулювальної скоби; 5 – накладка; 6 - кронштейн навішування стабілізатора; 7 – вузол кріплення амортизатора хвостової опори; 8 – вузли кріплення підкосу хвостової опори.

По контуру вирізів приклепані дюралюмінієві накладки, що підсилюють, 5. Зверху в обшивці є лючки з кришками для огляду і мастила шліцевих сполучних муфт хвостового валу трансмісії. Між шпангоутами № 3 та 4 зроблено виріз під проблисковий маяк МСЛ-3, між шпангоутами № 7 та 8, 15 та 16 – вирізи під стройові вогні, між шпангоутами № 11 та 12 – виріз під датчик курсової системи.

Знизу хвостової балки між шпангоутами № 1 і 6 встановлено обтічник антени приладу ДІВ-1. Верхня частина обтічника склепана з дюралюмінієвих профілів та обшивки, кріпиться до балки гвинтами. Нижня частина виготовлена з радіопрозорого матеріалу, укріплена до верхньої частини на шомпольному стрижні та замикається двома відкидними замками та трьома пластинами на гвинтах. На нижній частині балки встановлені дві антени (приймальна та передавальна) радіовисотоміра РВ-3. На шпангоуті № 13 обох сторін балки встановлені вузли 4 під болти регулювальних скоб стабілізатора, а на шпангоуті № 14 – кронштейни 6 для навішування стабілізатора. На шпангоуті № 15 по обидва боки хвостової балки приклепані вузли 8 кріплення підкосів хвостової опори, а на шпангоуті № 17 знизу - вузол 7 кріплення амортизатора хвостової опори.

5. КІНЦЕВА БАЛКА

Кінцева балка (рис. 2.15) призначена для винесення осі обертання рульового гвинта в площину обертання гвинта, що несе, з метою забезпечення рівноваги моментів сил щодо поздовжньої осі вертольота.

Рис. 2.15. Кінцева балка:

1 – шпангоут №3; 2 – шпангоут № 9; 3 - незнімна частина обтічника; 4 – стінка лонжерону; 5 – хвостовий вогонь; 6 – похила антена; 7 - знімна частина обтічника; 8 – кришка; 9 – кільова балка.

Кінцева балка клепаної конструкції складається з кільової балки 9 та обтічника. У шпангоуту № 2 вісь балки має злам на кут 43 10" по відношенню до осі хвостової балки.

Каркас кільової балки складається з поперечного та поздовжнього набору. У поперечний набір входять дев'ять шпангоутів. Шпангоути № 2, 3 та 9 є посиленими, а шпангоут № 1 – стикувальним.

Поздовжній набір складається з лонжерону 4 та стрінгерів, виготовлених із кутових профілів. Лонжерон клепаної конструкції – з кутових профілів дюралюмінію Д16Т, стінки – з дюралюмінієвого листа. У нижній частині стінки лонжерона є люк для підходу до проміжного редуктора. Каркас кільової балки обшитий гладкою працюючою обшивкою з дюралюмінію Д16АТ, з правого боку товщиною 1 мм, з лівого - 1,2 мм. Між шпангоутами № 1 і 3 встановлена посилена обшивка з дюралюмінію Д16АТ товщиною 3 мм, з внутрішньої сторони якої для полегшення зроблено поздовжні фрезерування, виконані хімічним способом. Аналогічна обшивка товщиною 2 мм приклепана між шпангоутами №8 та 9.

Стикувальний шпангоут № 1 штампований з алюмінієвого сплаву Д16Т, для підвищення надійності стику товщина стикуваних площин збільшена до 7,5 мм з подальшою механічною обробкою.

Посилений шпангоут № 3 (поз. 1) кронштейн, штампований з алюмінієвого сплаву АК6, до нього на чотирьох болтах кріпиться проміжний редуктор, а до фланця шпангоуту № 9 кріпиться хвостовий редуктор. Зверху у згині балки є два лючки - верхній та нижній. Верхній лючок призначений для заливання олії у проміжний редуктор, а нижній – для огляду шліцевого з'єднання. Лючки закриваються кришками, в яких є зяброві щілини забору повітря для охолодження проміжного редуктора. У процесі експлуатації обидва лючки використовуються для установки пристосування при вимірі кута зламу між хвостовим та кінцевим валами трансмісії.

Обтічник утворює заднє обведення кільової балки і є фіксованим кермом, що покращує шляхову стійкість вертольота. Обтічник виконаний з двох частин - нижня 7 знімна і верхня 3 незнімна. Каркас обтічника складається з шести штампованих стрінгерів з дюралюмінію Д16АТ, шести нервюр та стикувальних стрічок, приклепаних за контуром обтічника.

Каркас обшитий гладкою дюралюмінієвою обшивкою. У нижній частині обтічника є люк, кришці 8 якого зроблені зяброві щілини для виходу повітря, що охолоджує проміжний редуктор. Крім того, з обох боків змонтовані похилі антени 6, а по осі симетрії обтічника - антени штирьові. Ззаду по осі симетрії обтічника встановлено хвостовий вогонь. Знімна частина обтічника кріпиться до поясів лонжерону кільової балки гвинтами гайками, що самоконтрятся, а незнімна частина - заклепками за допомогою стикових стрічок.

Рис.2.16. Схема стикування фюзеляжу з типовим

з'єднанням стикувальних шпангоутів (внизу)

Стикування частин фюзеляжу однотипне і проводиться по стикувальних шпангоутах відповідно до схеми (рис. 2.16). Всі стикувальні шпангоути виконані з пресованого профілю дюралюмінію Д16АТ, торцева полиця якого утворює фланець з отворами під болти.

Для зменшення концентрації напруги в обшивці по контуру стикувальних шпангоутів прокладені дюралюмінієві зубчасті стрічки, які приклепані спільно з обшивкою до зовнішньої полиці шпангоуту.

6. СТАБІЛІЗАТОР

Стабілізатор призначений для покращення характеристик поздовжньої стійкості та керованості вертольота. Стабілізатор (рис. 2.17) встановлений на хвостовій балці між шпангоутами № 13 і 14, кут його установка може бути змінений тільки при стоянці вертольота на землі.

Стабілізатор має симетричний профіль NACA-0012 і складається з двох половин - правої та лівої, симетрично розташованих щодо хвостової балки та з'єднаних між собою усередині балки.

Обидві половини стабілізатора конструкції аналогічні. Кожна половина стабілізатора клепаної конструкції складається з лонжерону 2, семи нервюр 5, хвостового стрінгера 12, діафрагми, лобової дюралюмінієвої обшивки 6, знімного кінцевого обтічника 9 і полотняної обшивки 11.

Нервюри та діафрагми відштамповані з листового дюралюмінію. Нервюри мають носову та хвостову частини, які приклепані до поясів лонжерону. На полицях хвостових частин нервюр зроблені зиг з отворами для пришивки полотняної обшивки.

Хвостовий стрінгер, виготовлений з листового дюралюмінію, охоплює хвостики нервюр знизу та зверху та утворює жорстку задню кромку стабілізатора. Хвостики нервюр з хвостовим стрінгером склепуються заклепками таємно.

Рис. 2.17. Стабілізатор:

1 - вісь навішування стабілізатора; 2 – лонжерон; 3 - регулювальна скоба; 4 - стикувальний фланець; 5 – нервюра; 6 - дюралюмінієва обшивка; 7 - вузол кріплення променевої антени; 8 - балансувальний вантаж; 9 - кінцевий обтічник; 10 - дренажний отвір; 11 - полотняна обшивка; 12 - хвостовий стрінгер.

На носінні нервюри № 1 кожної половини стабілізатора приклепана скоба 3 із сережкою, за допомогою якої можна змінювати на землі настановний кут стабілізатора.

До передньої частини нервюри № 7 приклепано балансувальний вантаж 8 масою 0,2 кг, закритий знімним кінцевим обтічником 9 зі склотканини. На носінні нервюри № 7 правої та лівої половин стабілізатора встановлено вузол 7 для кріплення канатика променевої антени.

Лонжерон стабілізатора балочного типу клепаної конструкції складається з верхнього та нижнього поясів та стінки з відбортованими отворами для жорсткості. Верхній та нижній пояси лонжерону виконані з дюралюмінієвих кутових профілів. У кореневій частині лонжерон посилюється накладкою, приклепаної до поясів і стінки лонжерона з заднього боку, а передній частині між нервюрами № 1 і 2 лонжерон посилюється накладкою, приклепаної до його поясів. До накладки приклепується стикувальний фланець 4 штампований з алюмінієвого сплаву.

На лонжероні біля нервури № 1 встановлені фітинги з осями 1 для навішування половин стабілізатора на хвостову балку. Вузли навішування стабілізатора захищені від попадання пилу чохлами, які укріплені до лонжерону та нервюри № 1 шнуром та хомутом за допомогою пінопластової бобишки.

Носова частина стабілізатора обшита дюралюмінієвими листами з Д16АТ, приклепаними по полицях носових частин нервюр та поясам лонжерону. Хвостова частина обшита полотном AM-100-ОП, шви по нервюрах заклеєні зубчастими стрічками.

Стикування правої та лівої половин стабілізатора проводиться болтами по стикувальних фланців та сполучних накладок.

Казанський вертолітний завод – унікальне підприємство, це один із найбільших виробників вертолітної техніки у світі. Гелікоптери, побудовані на цьому підприємстві, літають більш ніж у 100 країнах світу. Минулого року заводу виповнилося 75 років, сьогодні на підприємстві здійснюється повний цикл створення гелікоптерів від розробки та серійного випуску до післяпродажного супроводу, навчання персоналу та проведення ремонту.
Я розповім і покажу вам, як роблять сучасні гелікоптери.

2. Зараз на Казанському вертолітному заводі випускають гелікоптери Мі-8 та його модернізовану версію Мі-17, гелікоптери «Ансат», освоюється серійне виробництво гелікоптера Мі-38.
Почнемо огляд зі складання Мі-8, одного з найпоширеніших вертольотів у світі.

3. Складання здійснюється на стапелях, що являють собою закріплені на каркасі пластини. Стапелі можуть відрізнятися не тільки залежно від типів, та й від модифікацій вертольотів.

4. З боку стапелі схожі на кістяки китів.

5. Цікаво, що історія Казанського вертолітного заводу розпочалася у Ленінграді, саме там було створено ленінградський авіаційний завод. Пізніше його евакуювали до Казані. Тут випускалися найпоширеніші біплани По-2. За роки війни їх було випущено близько 10,5 тисячі. До кінця війни щодня із заводу вилітало понад 10 нових літаків щодня. Після війни довелося терміново освоювати виробництво неавіаційної техніки, у 1947-1951 роках із заводу вийшло понад 9000 самохідних комбайнів.

6. У 1951 році на КВН почалося виробництво вертольотів Мі-1. Для СРСР це було перше серійне виробництво вертолітної техніки. Потім на заводі освоїли виробництво Мі-4, Мі-14 і вже згадані вище Мі-8, Мі-17 та «Ансат».

7. Культура виробництва дуже висока. Постійно розширюється та оновлюється виробнича база, ведеться технічне переозброєння та модернізація. Велика увага приділяється навчанню та підвищенню кваліфікації працівників. Нині на заводі працюють 7000 людей.

8. Соціальна політика на підприємстві спрямована на залучення нових кадрів та утримання діючих співробітників. Пільгові путівки та соціальна іпотека – частина соціальної політики.
Дбають і про хліб насущний, мені довелося пообідати в заводській їдальні. Ціни дуже здивували.

9. Сфотографував меню, на мою думку дуже хороші ціни та асортимент. Комплексний обід обійдеться дешевше за сто рублів.

10. Повернемось на виробництво.

11. З готових панелей збирають корпус вертольота. Паралельно збирають кілька бортів різних модифікацій.

12. Одна з ключових відмінностей – з круглими вікнами транспортні версії, з квадратними – пасажирські.

13. Зверніть увагу, що якщо судна збираються за допомогою зварювання, то тут, як і раніше, основні з'єднання виконуються на заклепках.

14. До корпусів пристиковується хвостова балка.

15. У міру просування по цеху гелікоптери набувають все більш закінчених рис.

16.

17. Основні модифікації М-8, що випускаються на Казанському вертолітному заводі в даний час:
Мі-8МТВ-1 (Мі-17-1В) - багатоцільова модифікація, на основі якої випускаються гелікоптери різного призначення, наприклад, літаючий госпіталь.
Мі-172 – пасажирська модифікація, призначена для перевезення пасажирів.
Мі-8МТВ-5 (Мі-17-В5) - транспортна модифікація, призначена для транспортування вантажів усередині кабіни та на зовнішній підвісці.

18. Транспортна версія.

19. Ще один транспортник.

20. Після складання вертоліт відправляється в мийку, а потім під фарбування.

21. Для фарбування використовуються спеціальні камери.

22. Щоб фарба не потрапила куди не потрібна, ці елементи закривають плівкою. Про те, як відбувається фарбування авіаційної техніки, я писав.

23. Крім фюзеляжів деякі деталі фарбують окремо.

24. Свіжопофарбований вертоліт.

25. Один із основних замовників вертолітної техніки – армія.

26.

27. Готовий вертоліт у зборі.

28.

29. Подивимося на готову продукцію. Тут уже знайомі нам Мі-8/17, а на передньому плані розробка Казанського вертолітного заводу – невеликий гелікоптер «Ансат».

30. "Ансат" по-татарськи означає "простий". Це легкий дворуховий газотурбінний багатоцільовий гелікоптер на 7-9 місць.

31. «Ансат» може використовуватись у різних варіантах: пасажирському, санітарно-рятувальному, медичному тощо. Перші замовлення на медичну версію вертольота надійшли від Міністерства охорони здоров'я Республіки Татарстан.

32. Мені сподобалися VIP-варіанти. Виглядає дуже по-європейському.

33. Мі-17-В5 у готовому варіанті.

34. І який виробничий репортаж без кішок? Шануємо традиції.

35. З цеху вирушаємо на заводський аеродром. Тут ведеться обліт вертольотів.

36. Мі-8 у дуже гарній лівреї.

37. Вартість вертольота Мі-8 починається від 15 мільйонів доларів і залежить від вимог замовника.

38. При покупці можна вибрати колір. Мені подобається такий, але на вимогу його пофарбують так, як завгодно замовнику.

39. Поки вертоліт на землі, можна подивитися на нього ближче.

40. Красень!

41. Нам пощастило, це VIP-модифікація.

42. Приладова дошка має аскетичний вигляд.

43. Найцікавіше у салоні.

44. Шкіряні крісла.

45. Невелика кухня.

46. Кухня повністю укомплектована. Заправляйся і лети!

47. Чашки – блюдця, все на місці.

48. Додаткові місця у салоні.

49. Санвузол.

50. Тим часом у небі кружляє «Ансат».

51. Вертоліт мені також сподобався. Виглядає сучасно. Коштує від 5 мільйонів доларів.

52.

53. Усередині виглядає приблизно так.

54. Насамкінець ми «політали» на тренажері у навчальному центрі заводу.

55. Поїздка на завод вийшла дуже насиченою та пізнавальною.

56. Хочу подякувати співробітникам Казанського вертолітного заводу за гарний прийомта докладний розповіді та побажати успішної роботи.

Також дякую спеціалістам міністерства промисловості та торгівлі Татарстану, а також організаторам Нефоруму, завдяки яким відбулася ця поїздка.

Генеральні спонсори НеФоруму 2016.

Для поліпшення льотно-тактичних показників бойових літаків і гелікоптерів у країнах агресивного блоку виконуються дорогі програми, що передбачають зниження ваги конструкції літальних апаратом за рахунок застосування нових, більш перспективних матеріалів, до яких належать так звані композиційні матеріали.

Чільне місце в капіталістичному світі з розробки композиційних матеріалів та їх використання в конструкціях літальних апаратів (особливо військового призначення) належить , де темпи робіт і в цій галузі безперервно зростають. Якщо 1958 року на НДДКР зі створення таких матеріалів Пентагону було виділено 400 тис. доларів, то 1967 року витрати з тієї ж статті поставили близько 11 млрд. доларів. Координацію проведених досліджень (стосовно авіаційних конструкцій) здійснює лабораторія матеріалів ВПС США та . Лабораторія матеріалів оцінює ефективність застосування композиційних матеріалів до конструкції військових літаків. В даний час за контрактами з ВПС та програмами, що фінансуються великими авіабудівельними фірмами, виробляється та випробовується велика кількість елементів конструкції літаків та гелікоптерів з композиційних матеріалів.

Композиційний матеріал (іноді його називають композит) складається з високоміцного наповнювача, орієнтованого у певному напрямку, та матриці. Як армуючі наповнювачі (силова основа композиції) застосовуються волокна берилію, скла, графіту, сталі, карбіду кремнію, бору або так звані ниткоподібні кристали окису алюмінію, карбіду бору, графіту, заліза і т. д. Матриці виготовляються з синтетичних смол ( поліефірних, кремнієво-органічних) або сплавів металів (алюмінію, титану та інших) З'єднання волокон або ниткоподібних кристалів з матрицею проводиться гарячим пресуванням, литтям, плазмовим напиленням та деякими іншими способами.

Найбільшого поширення авіа- і ракетобудуванні там отримали композиційні матеріали з урахуванням високоміцних волокон. Композиційний матеріал поводиться як єдине структурне ціле і має властивості, яких немає складові його компоненти. Особливістю композиційних матеріалів є анізотропність їх властивостей (тобто залежність, фізичних, у тому числі механічних, властивостей матеріалів від напрямку), що визначається орієнтацією армуючих волокон. Задану міцність матеріалу одержують, орієнтуючи волокна наповнювача у напрямі дії основних зусиль. Іноземні фахівці вважають, що це відкриває нові можливості при конструюванні силових елементів літаків та гелікоптерів.

На думку зарубіжних фахівців, з точки зору характеристик питомої міцності та питомої жорсткості найбільш перспективні композиційні матеріали, в яких як зміцнюючу арматуру використовуються волокна бору, карбіду бору та вуглецю. До таких матеріалів відносяться бороепоксидні матеріали (боропластики, вуглепластики, бороалюміній).

Бороепоксидні композиційні матеріали

За кордоном найбільшого поширення набули матеріали (боропластики) з армуючим наповнювачем з волокон бору (бороволокон) та епоксидними матрицями. За даними іноземного друку, застосування боропластики дозволяє зменшити вагу конструкції на 20-40%, збільшити її жорсткість і підвищити експлуатаційну надійність виробу. Композиційні матеріали на основі бороволокна мають високі показники по міцності, жорсткості та опору втоми. Наприклад, в іноземній пресі зазначалося, що відношення питомої міцності боропластиків до питомої міцності алюмінієвого сплаву при розтягуванні становить 1,3-1,9, стиску - 1,5, зсуві - 1,2, зминанні - 2,2, а втомлювальна характеристика зростає у 3,8 рази. Крім того, боропластики зберігають свої якості в діапазоні температур від -60 до +177°С. Поєднання цих властивостей і зумовило перспективність широкого використання боропластиків в авіаційній та ракетно-космічній техніці.

Як випливає з повідомлення зарубіжного друку, масштаби застосування боропластиків у літакобудуванні США вже зараз дуже значні. Наприклад, один винищувач витрачається близько 750 кг боропластиків. Ці матеріали використовуються для посилення елементів силового набору накладками з боропластики, що забезпечує зниження ваги елементів конструкції та підвищення їхньої несучої здатності, а також для виготовлення обшивок.

Завдяки застосуванню боропластиків значно спрощується технологія виробництва, та, крім того, можливе скорочення загальної кількості вузлів та деталей у деяких елементах конструкції літака. Наприклад, за заявою фахівців фірми "Макдоннелл Дуглас", при виготовленні з боропластиків керма напрямку літака F-4 кількість деталей скоротилася з 240 до 84.

Композиційні матеріали із вуглецевими волокнами

Іноземні фахівці вважають, що в умовах високих температур, що виникають при надзвуковому польоті, найефективнішими є композиційні матеріали на основі матриць, армованих волокнами графіту (вуглецю). Використання цих матеріалів у конструкціях сучасних та перспективних надзвукових літаків вигідно з погляду економії ваги конструкції, особливо для вузлів, вага яких більшою мірою визначається вимогами жорсткості, ніж міцності. Найбільшого поширення за кордоном набули матеріали з вуглецевими волокнами на основі епоксидних матриць (вуглепластики) та матеріали на основі вуглецевих графітизованих матриць, армованих волокнами вуглецю («вуглець-вуглець»).

Вуглепластики

Іноземний друк зазначає, що вуглепластики мають малу питому вагу – 1,5 г/куб.см. (Алюмінієві сплави 2,8 г/куб.см., Титанові 4,5 г/куб.см); високі жорсткість, віброміцність та показники втомної міцності. Все це робить їх одними з найперспективніших матеріалів для виробництва авіаційної та космічної техніки. Повідомляється, при всіх основних видах діючих навантажень питома міцність вуглепластиків виявляється вищою за міцність алюмінієвого сплаву. Іноземні фахівці відзначають, що міцність та жорсткість вуглепластиків приблизно в шість разів вища, ніж у основних сортів сталі, що використовуються у конструкціях літаків.

1969 року лабораторія матеріалів ВПС США уклала з фірмою «Нортроп» контракт на розробку дослідних зразків конструкції з композиційних матеріалів на основі графіту. Спочатку використання вуглепластиків у конструкціях літаків було незначним через високу вартість вуглецевого волокна (700-900 доларів за 1 кг). Згодом, внаслідок організації широкого випуску волокна вартість знизилася до 120-150 доларів. Але за прогнозами американських фахівців, через три-п'ять років вона не перевищуватиме 50-80 доларів.

За даними зарубіжного друку, на даний час застосування вуглепластиків в авіабудуванні значно зросло. Різні елементи конструкцій цього матеріалу проходять випробування на літаках F-5E, A-4D і F-111. Фірма «Боїнг» за контрактом із ВПС США досліджує можливості використання цих матеріалів у конструкції крила перспективного висотного безпілотного розвідувального літака. Подібні роботи ведуться і в інших капіталістичних країнах. Наприклад, англійська Фірма «Бритіш еркрафт» за контрактом, укладеним із міністерством оборони Великобританії, створює із вуглепластиків елементи планерів деяких літаків.

Композиційні матеріали «вуглець-вуглець» мають малу питому вагу (1,4 г/куб.см.), високі теплозахисні властивості, здатність зберігати міцнісні характеристики при температурах понад 2500 градусів Цельсія. Завдяки цим та іншим якостям вони вважаються дуже перспективними для виготовлення тих деталей та вузлів літаків, які працюють в умовах високих температур, а також теплозахисних екранів літальних апаратів, насамперед космічних кораблів. За повідомленнями зарубіжного друку, в даний час з цього матеріалу для літаків розроблені деталі колісних гальм, їх вага становить близько 30% ваги сталевих гальм. На думку фахівців американської фірми «Данлоп», ресурс гальмівних пристроїв із цих матеріалів – 3000 посадок, що у п'ять-шість разів перевищує термін експлуатації звичайних гальм.

Бороалюмінієвий композиційний матеріал (бороалюміній)

Як армуючий наповнювач цього композиційного матеріалу використовуються волокна бору (іноді з покриттям з карбіду кремнію), а як матриця - алюмінієві сплави. Бороалюміній в 3,5 рази легший за алюміній і в 2 рази міцніший за нього, що дозволяє отримати значну вагову економію. Крім того, за високих температур (до 430°С) бороалюмінієвий композиційний матеріал має в 2 рази великі значенняпитомої міцності та жорсткості порівняно з титаном, що дає можливість його застосування для літаків зі швидкостями польоту М=3, у конструкціях яких нині використовується титан. Зарубіжні фахівці вважають бороалюміній також одним із перспективних композиційних матеріалів, застосування якого може дати до 50% економії ваги конструкції літальних апаратів.

За повідомленнями іноземного друку, роботи з вивчення показників бороалюмінію та впровадження їх у авіабудування виконуються кількома американськими фірмами. Наприклад, фірма "Дженерал дайнемікс" з цього матеріалу виготовляє елементи конструкції хвостової частини літака F-111, а фірма "Локхід" - експериментальний кесон центроплана літака С-130. Фахівці фірми «Боїнг» вивчають можливість застосування бороалюмінієвого матеріалу у стрінгерах надважких літаків.

В даний час бороалюмінієвий композиційний матеріал знаходить все більше застосування в конструкціях авіаційних двигунів. За даними зарубіжного друку, фірма «Пратт-Уітні» використовує його при виробництві лопаток вентилятора першого та третього ступенів ТРДД JT8-D, TF-30, F-100, а Фірма «Дженерал електрик» - лопаток вентилятора двигуна J-79, що, на думку фахівців фірми, дозволить одержати близько 40% економії ваги цих елементів.

У США існує 79 програм, у рамках яких ведуться роботи з дослідження та практичного використання композиційних матеріалів в авіабудуванні.

Аналізуючи отримані під час виконання експериментальних робіт результати, іноземні фахівці вважають, що композити можуть бути використані при конструюванні більшості вузлів та деталей бойового літака. На рис. 1 показана схема планера бойового літака із зазначенням тих елементів, у конструкціях яких, на погляд іноземних фахівців, можливе застосування композиційних матеріалів.

Рис. 1. Схема планера бойового літака, виготовленого з використанням композиційних матеріалів: 1 – каркас скління кабіни; 2 – обшивка кабіни; 3 – головні лонжерони; 4 - силовий набір крила та хвостового оперення; 5 – пілон; 6 – обшивка фюзеляжу; 7 - передкрилки; 8 - закрилки, спойлери, елерони: 9 - кермо напряму та висоти; 10 - місця кріплення двигуна та люки; 11 та 12 - конструкція підлоги кабіни; 13 - передня та задня стінки кабіни; 14 – основні елементи поперечного силового набору; 15 - бімси; 16 - паливний бак.

На створюваному фірмою «Рокуелл інтернешнл» стратегічному бомбардувальнику В-1 внутрішні та зовнішні лонжерони, розташовані у хвостовій частині фюзеляжу, робляться із застосуванням накладок із бороепоксидного композиційного матеріалу. Ці лонжерони складаються із суцільних боропластикових накладок, з'єднаних із деталями з металів. Металеві елементи (сталь, титан) забезпечують міцність, а накладки із боропластики збільшують жорсткість лонжеронів. Зазначається, що лонжерони такої конструкції не тільки мають покращені механічні властивості, але й на 28-44% легше суцільнометалевих.

Передбачаючи подальше впровадження композиційних матеріалів у конструкцію бомбардувальника В-1, лабораторія матеріалів ВПС США уклала контракти з фірмою «Рокуелл інтернешнл» на розробку кіля з графітоепоксидного та бороепоксидного матеріалів, а з фірмою «Грумман» - на створення стабілізатора літака.

Відповідно до програми, що здійснюється фірмою «Дженерал дайнамікс» (за контрактом з ВПС США), на виготовленій з високоміцної сталі нижньої поверхні шарнірної опори крила винищувача-бомбардувальника встановлюються підсилювальні накладки з епоксидного боропластика. Американські фахівці вважають, що застосування цих накладок більш ніж удвічі збільшує міцність втоми шарнірного з'єднання вузла повороту крила. На двох літаках F-111A випробовуються експериментальні стабілізатори з бороепоксидного композиційного матеріалу, які, за даними іноземного друку, на 27% легші за звичайні.

У літаку F-l4 застосування композиційних матеріалів силової конструкції було передбачено на початку його проектування. З композиційного матеріалу на основі бороволокна виготовляються чотири панелі обшивки стабілізатора.

За даними іноземного друку, результати проведених випробуваннях показали, що втомні характеристики стабілізатора з обшивкою з боропластики в 2,5 рази вище заданих технічними вимогами, але вартості він в даний час еквівалентний суцільнометалевому. Загальна вага стабілізатора із обшивкою з боропластики 350 кг; економія у вазі порівняно зі стабілізатором із титановою обшивкою 82 кг (або 10%). Порівняно зі стабілізатором аналогічної конструкції з алюмінієвих сплавів, виграш у вазі виходить ще більше - 117 кг (27%).

У конструкції літака F-15 (фірма "Макдоннелл Дуглас"), виходячи з міркувань забезпечення необхідної центрування з метою економії ваги хвостової частини літака, обшивка горизонтальних керованих стабілізаторів та вертикального хвостового оперення виконана з боропластики. За повідомленнями зарубіжного друку, завершені випробування втоми планера літака F-15 з панелями обшивки з композиційних матеріалів. Тривалість випробувань 10 тис. год., що вчетверо перевищує його нормальний ресурс. Потім були проведені статичні випробування горизонтального керованого стабілізатора при навантаженні вдвічі більше за розрахункову руйнівну; стабілізатор витримав ці випробування. Порівняно з конструкцією горизонтального стабілізатора, виконаною з титану, економія ваги при використанні боропластикових обшивок становила 22%.

Як зазначається у закордонному друку, літак F-15 є першим військовим літаком ВПС США, на якому встановлено гальмівну систему фірми «Гудьїр», деталі якої виготовлені з використанням композиційного матеріалу на основі вуглецевих волокон. Це забезпечило, на думку американських фахівців, економію ваги (близько 32 кг на кожне гальмо) і плавніше і водночас ефективніше гальмування, а також збільшило надійність дії гальмівної системи.

Фірма «Макдоннелл Дуглас» вже третій рік проводить дослідження за спеціальною програмою, що передбачає застосування композиційних матеріалів для різних елементів крила літака F-15, що, за розрахунками фахівців фірми, дозволить зменшити вагу крила на 130-180 кг. У ході випробувань міцності крило літака з композиційних матеріалів зруйнувалося при навантаженні, що становить 110% розрахункової руйнівної. Льотні випробування цього крила планується розпочати 1976 року (у разі успішного завершення статичних випробувань).

Іноземний друк повідомляє, що висока вартість технічного оснащення, необхідної для виготовлення деталей з таких матеріалів, не дозволила в належному обсязі використовувати перспективні композиційні матеріали. Проте застосування композиційних матеріалів у конструкціях нових бойових літаків США дедалі зростає. Досвід застосування графітоепоксидних композитних матеріалів, отриманий Фірмою «Дженерал дайнемікс» при розробці літака F-111, врахований при створенні літака F-16 . Завдяки виготовленню обшивки кіля, стабілізатора та керма напряму з вуглепластику фірмі вдалося знизити вагу хвостової частини фюзеляжу літака F-16 приблизно на 30%. В даний час фірма за контрактом з ВПС розробляє передню частину фюзеляжу цього літака з графітоепоксидних матеріалів.

Під час модернізації важкого військово-транспортного літака С-5А під час створення деяких вузлів та деталей планера літака (наприклад, секції передкрилків) застосовували композиційні матеріали. На рис. 2 показана секція передкрилка, виготовлена з використанням бороепоксидного матеріалу, і звичайна металева. Нова секція має підвищену міцність і жорсткість, вона значно легша за металеву.

Рис. 2. Секція передкрилка важкого військово-транспортного літака С-5А: вгорі – виготовлена з використанням композиційних матеріалів; знизу - з алюмінієвих сплавів

Робляться спроби використовувати композиційні матеріали у гелікоптеробудуванні. Зокрема, з метою дослідження можливості виготовлення деяких основних елементів конструкції гелікоптерів з таких матеріалів американські та західнонімецькі фірми проводять низку дослідно-конструкторських робіт. За даними іноземного друку, американська Фірма «Сікорський» бере участь у програмі, що передбачає підвищення втомної довговічності та покращення динамічних характеристик вертольота СН-54В за рахунок зміцнення композиційними матеріалами його хвостової балки. Повідомляється, що внаслідок зміцнення стрінгерів бороепоксидним матеріалом ресурс планера вертольота підвищився у кілька разів, а вага знизилася на 30% (рис. 3).

Рис. 3. Використання боропластики для посилення стрингерів хвостової балки на важкому гелікоптері CH-54B.

У закордонному пресі повідомлялося, що міністерство оборони США уклало з фірмою «Хьюз» контракт вартістю 1,2 млн доларів на розробку з композиційних матеріалів лопаті несучого гвинта для вертольота. За заявою фахівців фірми, застосування композиційних матеріалів у конструкції лопаті дозволить зменшити її вагу, зберегти характеристики міцності, домогтися відносної невразливості лопаті від куль. Крім того, такі лопаті матимуть великий ресурс та малу стійкість, а їх виробництво можна налагодити на автоматизованій лінії.

Широке застосування композиційних матеріалів у конструкції несучого гвинта заплановано також у рамках перспективної програми HLH, що передбачає створення важкого транспортно-десантного вертольота максимальною вантажопідйомністю близько 30 т. За даними іноземного друку, на сьогодні фірма «Боїнг», з якою міністерство оборони США уклало контракт виконання робіт за програмою HLH, виготовила ротори з гвинтами, що несуть, в їх конструкції використані композиційні матеріали.

На основі досліджень, що проводилися найбільшою американською гелікоптеробудівною фірмою «Сікорський» стосовно гелікоптера CH-53D, зроблено висновок про те, що широке впровадження композиційних матеріалів у конструкціях гелікоптерів стане доцільним у 80-х роках. Фахівці фірми вважають, що максимальна ефективність досягається при включенні композиційних матеріалів конструкцію фюзеляжу вертольота; при цьому найбільш навантажених елементах фюзеляжу слід застосовувати матеріал на основі вуглецю. Проведений аналіз показав, що за рахунок використання композиційних матеріалів вага конструкції гелікоптера CH-53D може бути знижена на 18,5%.

Вивчаючи досвід застосування композиційних матеріалів у конструкціях літаків, американські фахівці вважають ці матеріали з погляду ваги та механічних характеристик досить перспективними для ракетно-космічної техніки. За повідомленнями іноземного друку, у США при виготовленні головних частин ракет передбачається використовувати композиційні матеріали з вуглеволокнистою матрицею, що мають високу радіопрозорість. Повідомляється також про проведення теплових випробувань сопла ракетного двигуна, виконаного повністю з композиційних матеріалів.

З вуглепластиків у поєднанні з алюмінієвою стільниковою конструкцією вже виготовляється ряд деталей штучних супутників Землі, наприклад, каркаси антен. Це забезпечило не тільки економію ваги в порівнянні з алюмінієвою конструкцією, але й стабільність розмірів панелей, тому що у вуглепластиків надзвичайно низький коефіцієнт теплового розширення (у 50 разів менший, ніж у металів).

Композиційні матеріали планується широко використовуватиме виготовлення деяких елементів орбітальної щаблі, що розробляється у США транспортно-космічної системи «Шатл». Зокрема, для теплозахисту носка фюзеляжу, нижньої поверхні носової частини фюзеляжу, передньої кромки крила буде застосовано композиційний матеріал «вуглець-вуглець». Фірмою «Боїнг» розроблена рама рідинного реактивного двигуна основної рухової установки орбітального ступеня, що знаходиться в хвостовій частині фюзеляжу. Вона зроблена з бороепоксидного композиційного матеріалу у поєднанні з елементами титанового сплаву. Ця конструкція, за даними фірми, дозволить порівняно із звичайною титановою досягти економії у вазі близько 30%.

Дослідження, виконані поруч американських літакобудівних фірм під керівництвом лабораторії матеріалів ВПС США, показали, що застосування композиційних матеріалів у конструкції військових літаків та вертольотів 80-х років дозволить не лише значно знизити їхню вагу та вартість, а й підвищити живучість.

За прогнозами зарубіжних фахівців, на початок 80-х років частка композиційних матеріалів у планері літака зросте до 50%. Це має забезпечити 20-30% економію ваги як для дозвукових, так і надзвукових літаків. Досягнуте у своїй зниження ваги конструкції дозволить збільшити запас палива чи бойове навантаження чи зменшити розміри літака. Більш того, вважається, що високі характеристики міцності цих матеріалів можуть привести до поліпшення аеродинамічних характеристик (шляхом зменшення відносної товщини профілю і подовження крила), а в кінцевому підсумку - до поліпшення льотних характеристик літака.

Крісла призначені для розміщення в них та виконання функціональних обов'язківпілота, розміщення пасажирів, забезпечення комфортного польоту, а також перенесення перевантажень пілотом та пасажирами вертольота у разі аварійної посадки.

Наші крісла настільки компактні, що підходять практично у всі кабіни.

Крісла не тільки задовольняють вимогам безпеки, але й мають покращені ергономічні характеристики.

При створенні крісла було досягнуто наступних цілей:

зменшення ваги
зниження вартості
компактність
максимальна ергономіка та комфорт
оригінальний дизайн

Крісло вирізняється ексклюзивним, сучасним дизайном. Під час розробки впроваджено нові оригінальні інженерні рішення. У процесі виробництва закладено використання передових, інноваційних матеріалів.

Крісло є серійним виробом, має взаємозамінні вузли та деталі. Крісельне обладнання легко встановлюється на борту вертольота і розташовується як польоту, так і проти польоту. Кожне крісло надійне в експлуатації та при нормальному робочому режимі вимагає мінімальних експлуатаційних витрат.

Конструкція крісла витримує великі ударні навантаження, при меншій вазі порівняно з кріслами конкурентів.

Легкі крісла забезпечують економію енергоресурсів, а поряд з безпекою – економічну експлуатацію та високі ергономічні характеристики.

Багатоступінчаста система безпеки нашого вертолітного крісла знижує можливість травмування пасажиром і сприяє збереженню його життя. Технологія енергопоглинання має високий рівень надійності, ефективно справляється з поглинанням енергії удару за важкої аварії або аварійної посадки.

Енергопоглинаюче вертолітне крісло, розраховане на навантаження до 30g.

Елемент енергопоглинання одноразової дії.

В одній із модифікацій крісла передбачена можливість встановлення, регулювання ступеня поглинання енергії удару, залежно від вагових характеристик пасажира (опція).

Система утримування та фіксації складається з: двох поясних ременів, двох плечових ременів з інерційними котушками, замка фіксації ременів, системи регулювання ременів по довжині та вузлів кріплення прив'язних ременів.

Подушки крісла спроектовані з мінімальним зміщенням (утопленням) та динамічною віддачею сидячого. Подушки виготовляються із самозагасного матеріалу відповідно до АП27.853.

Конструкція крісла передбачає встановлення підлокітників (опція).

Використання високого ступеня безпеки крісла не вплинуло на основні параметри, такі як мала маса, комфорт, доступність та ремонтопридатність.

СПЕЦИФІКАЦІЯ

Крісло складається з: