Бесплатный фрагмент - Анализ конструкции и лётной эксплуатации функциональных систем самолёта «Суперджет-100»

Общие данные и характеристика самолета

Самолёт Суперджет 100 имеет высокую степень унификации (до 95%): по планеру, крылу, силовой установке, кабине экипажа и основным функциональным системам самолета. Увеличение пассажировместимости самолета достигается за счёт удлинения пассажирского салона с помощью дополнительных вставок в цилиндрической части фюзеляжа. При этом используется крыло единой геометрии, а минимальные изменения топливной системы самолета увеличивают дальность полета. При эксплуатации нескольких типоразмеров в составе единого парка авиакомпании получают возможность варьировать размерность самолета в зависимости от загруженности рейса. Высокая степень унификации позволяет в значительной мере снизить расходы на техническое обслуживание и ремонт.

Топливная эффективность самолёта повышается за счёт оптимального пилотирования самолета в автоматическом режиме, экономии веса самолета и характеристик авиадвигателя SaM146.

За счет автоматического режима пилотирования самолёта достигается не только дополнительный выигрыш в топливной эффективности, но и высокая безопасность полета, т. к. в этом режиме полностью электродистанционная система управления (ЭДСУ) самолетом защищена от случайных ошибок. Отказобезопасная архитектура дистанционного управления позволила полностью отказаться от механического резервирования. Перестановка горизонтального стабилизатора также осуществляется электродистанционно. Это помогло оптимизировать его размеры для высокой степени управляемости. На Суперджете впервые применена алгоритмическая защита от касания хвостом ВПП при отрыве, что исключает необходимость использования механических амортизаторов, которыми оборудованы другие самолеты.

В основе ЭДСУ лежат три вычислителя верхнего уровня (PFCU — Primary Flight Computer Unit) и дополняющие вычислители нижнего уровня (ACE — Actuator Control Electronics). PFCU обрабатывают команды, поступающие из кабины пилотов на ACE, и оптимизируют пилотажные характеристики самолета на всех режимах полета. При этом, при первом серьезном отказе не возникает необходимости переходить на прямое управление, а пилотажные характеристики остаются на достаточном уровне управляемости.

Высокая эксплуатационная технологичность и весовое совершенство самолета также достигается реализацией полностью ЭДСУ уборкой/выпуском шасси и тормозной системой.

Благодаря улучшенной системе освещения кабины, основанной на ЖК-технологиях, самолет предоставляет своим пассажирам дополнительный комфорт, а авиакомпаниям — дополнительную экономию за счет более эффективного обслуживания.

Основные массовые и геометрические данные:

Максимальная взлетная масса — 45880 кг;

Максимальная посадочная масса — 41000 кг;

Максимально заправляемое количество топлива (для плотности топлива 0.78кг/л) — 12327 кг;

Длина самолета — 29,9 м;

Размах крыла — 27,8 м;

Угол стреловидности крыла (по ¼ хорды) — 25º;

Удлинение крыла — 9,82;

Угол поперечного V крыла — 7º;

Высота самолета — 10,45 м;

Эквивалентный диаметр фюзеляжа — 3,54 м;

Колея шасси — 5,74 м;

База шасси — 11,25 м.

Планер самолета

Фюзеляж

Фюзеляж представляет собой полумонокок, конструкция которого включает шпангоуты, стрингеры и «работающую» обшивку. Для повышения технологичности фюзеляж разделен на панели, включающие обшивку, шпангоуты и стрингеры, соединяемые между собой при сборке.

Примечание: Понятие «полумонокок» означает, что основным силовым элементом фюзеляжа является толстая обшивка, подкрепленная стрингерами и шпангоутами. При этом необходимо понимать, что обшивка для предотвращения потери устойчивости при работе на сжатие, должна иметь достаточно большую толщину.

Носовой, закабинный, средний и хвостовой отсеки фюзеляжа представляют собой единый гермоотсек, за исключением отсека носовой стойки шасси, отсеков основного шасси, подкессонной части и носового отсека антенн.

К среднему отсеку крепится центроплан, к подкилевому — киль и стабилизатор.

Кабина экипажа и пассажирский салон размещены над полом, а технические и багажно-грузовые отсеки — под полом.

Конструкция планера самолётов семейства отличаются друг от друга только длиной фюзеляжа.

Фюзеляж самолета меньшей пассажировместимости (75 чел.) по сравнению с самолетом максимальной пассажировместимости (95 чел.) имеет укороченную на 2 м цилиндрическую часть перед крылом и укороченную 1,5 м цилиндрическую часть за крылом.

На самолете имеются:

— 2 входные двери;

— аварийные выходы кабины экипажа (2 сдвижные форточки);

— 2 служебные двери;

— 2 грузовых люка;

— 4 герметичных люка технических отсеков в передней части самолета;

— негерметичные люки для доступа и обслуживания систем самолета.

Входные и служебные, размещённые по левому борту и правому борту соответственно, расположены в пассажирской кабине.

Двери одинаковы по конструкции, «пробкового» типа (начальное движение при открытии — внутрь фюзеляжа), открываются наружу вперед по полету.

Двери открываются вручную, как изнутри, так и снаружи, и имеют устройства, удерживающие их в открытом положении.

Все двери пассажирской кабины являются аварийными выходами, снабжены механизмами аварийного открытия (EPAS) и аварийными надувными трапами.

Аварийные надувные трапы уложены в жесткий контейнер в нижней части каждой двери под декоративной обшивкой.

Аварийными выходами из кабины экипажа служат боковые форточки.

Над крылом самолета по обоим бортам установлены аварийные люки.

Грузовые люки расположены с правого борта, открываются наружу вверх и фиксируются в открытом положении подкосами.

Двери и люки оборудованы сигнализацией незакрытого положения.

В кабине экипажа установлены два кресла пилотов, с откатом их по рельсам назад и вбок для удобства занятия и покидания рабочего места.

Кресла снабжены привязной системой с поясными и плечевыми ремнями с механизмами стопорения инерционного типа.

Подлокотник пилотского кресла со стороны боковой ручки управления регулируется:

• по высоте;

• по углу наклона.

На верхней поверхности подлокотника установлены индикаторы регулировок угла и высоты подлокотника, которые отображают выбранные значения.

Крыло

Моноблочное крыло с «работающей» обшивкой выполнено в виде неразборной силовой конструкции и проходит через фюзеляж.

Крыло моноблочного типа в основном сделано из алюминиевых сплавов. Конструкция крыла по размаху делится на центроплан и две отъёмные части крыла (ОЧК). Крыло имеет два лонжерона.

Силовой каркас центроплана включает передний и задний лонжероны, переднюю и заднюю стенки, верхние и нижние панели.

Все панели центроплана состоят из обшивки с приклепанными к ним стрингерами.

Каждая ОЧК состоит из основной силовой части — кессона, законцовки, носовой части и предкрылков, хвостовой части и элеронов, закрылков и спойлеров.

Примечание: Назначение предкрылков — не просто увеличение подъемной силы или улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета (как написано во многих учебниках и полностью дублирует определение назначения закрылков). Самая главная функция предкрылков — это увеличение критического угла атаки самолета. Дело в том, что при выпуске закрылков критический угол атаки уменьшается, и только наличие предкрылков спасает нас от «сваливания»

Закрылки состоит из двух секций. Каждый закрылок выполнен из полимерного композиционного материала.

Внутренний и внешний закрылки однощелевые однозвенные, каждый из них отклоняется во взлетное и посадочное положение с помощью двух винтовых механизмов.

Элерон состоит из верхней и нижней обшивок, обшивки носовой части, лонжеронов, нервюр. Верхняя и нижняя обшивки выполнены из композиционных материалов с применением сотового заполнителя; обшивка носовой части также из композиционного материала, но без заполнителя.

Спойлеры состоит из пяти секций. Каждая секция спойлеров представляет собой сотовую структуру, включающую в себя лонжерон, верхнюю и нижнюю обшивки. Все компоненты выполнены из полимерных композиционных материалов, пространство между верхними и нижними обшивками заполнено неметаллической сотовой структурой.

Хвостовое оперение

Хвостовое оперение самолета состоит из стандартного (классического) горизонтального и вертикального оперения.

Примечание: Классическая схема неизбежно приводит к затенению стабилизатора на определенных углах атаки, что может вызвать бафтинг и потерю эффективности руля высоты [1].

Горизонтальное оперение включает стабилизатор и руль высоты (РВ).

Вертикальное оперение включает и руль направления (РН).

Стабилизатор является переставным. Перестановка стабилизатора осуществляется механизмом привода стабилизатора, который крепится к стабилизатору через узел навески привода, расположенного на переднем лонжероне стабилизатора.

Консоли стабилизатора представляют собой трапецию с углом стреловидности 34° по передней кромке.

Углы установки стабилизатора меняются в диапазоне от +2° до -12°.

Односекционный РВ отклоняется двумя рулевыми приводами, расположенными между узлами навески. Углы отклонения РВ +22°/-27°.

Каркас РВ выполнен с применением композиционных материалов.

Киль состоит из одной консоли и представляет собой трапецию с углом стреловидности 40° по передней кромке.

Форкиль расположен в передней части киля и представляет собой обтекатель между килем и фюзеляжем.

Каркас РН выполнен с применением композиционных материалов. Углы отклонения РН +27/-27°.

Гидравлическая система

Общие сведения

Гидравлическая система (ГС) самолета обеспечивает гидропитанием:

— управление самолётом;

— уборку и основной выпуск шасси;

— управление поворотом колес носовой стойки шасси;

— основное торможение колес;

— стояночное торможение;

— реверс авиадвигателей.

Примечание: Не совсем логично организовано гидропитание реверса левого авиадвигателя от ГС1, и реверса правого авиадвигателя от ГС3. В итоге при отказе любой из этих ГС не будет работать реверс одного из авиадвигателей. А включать реверс только одного авиадвигателя пилот вряд ли пожелает из-за разворачивающего момента.

Гидравлическая система состоит из трёх автономных независимых ГС.

Механические и электрические компоненты системы спроектированы с учетом поддержания её максимальной работоспособности при отказе одного из авиадвигателей или одного из главных насосов. Подключение системы управления рулями к ГС выполнено таким образом, что отказ одной из ГС практически не влияет на лётные характеристики самолёта, а при отказе двух ГС количество работоспособных каналов систем управления рулями достаточно для управления самолетом по всем трем осям симметрии.

ГС состоит из трех независимых подсистем: ГС1, ГС2, ГСЗ.

Давление в ГС — 210 кгс/см².

В качестве рабочей жидкости в ГС применяется трудновоспламеняемая жидкость SKYDROL LD4.

Высокая эксплуатационная технологичность гидравлической системы обеспечивается за счёт следующих конструктивных особенностей:

— все узлы, требующие технического обслуживания, расположены в технических отсеках гидравлической системы;

— для механических насосов с приводом от авиадвигателя используются быстроразъемные клапана для соединения с ГС и быстроразъемные хомуты для крепления насоса к коробке силовых агрегатов авиадвигателя;

— обеспечивается легкосъемность стаканов фильтров с фильтроэлементом без применения ручного и специального инструмента;

— экологические бачки предназначены для сбора регламентированных утечек из агрегатов ГС и контроля их состояния;

— система дозаправки обеспечивает дозаправку всех трёх гидробаков с одного рабочего места без помощи специального инструмента.

Источники давления гидросистемы

ГС1 и ГС3 имеют практически одинаковое структурное построение и отличаются от второй гидросистемы только источниками давления:

— основным источником давления ГС1 и ГС3 являются насосы переменной производительности с приводом от авиадвигателей;

— резервным источником давления ГС1 и ГС3 служат электрические насосные станции (НС) переменного тока напряжением питания 115/200В частотой 400Гц.

Перед основными насосами установлены перекрывные противопожарные краны. Закрытие пожарных кранов производится экипажем с панели противопожарной системы или же они закрываются автоматически при достижении температуры жидкости в гидробаках до 135°.

НС первой гидросистемы может включаться в работу автоматически при отказе левого авиадвигателя в момент уборки шасси.

При отказе одного из электрогенераторов в полете питание НС осуществляется от электрогенератора ВСУ. На земле НС могут работать от электрогенераторов авиадвигателей, от электрогенератора ВСУ и от источника наземного электропитания.

В ГС1 резервным источником давления также является устройство передачи мощности (PTU), которое является своего рода гидротрансформатором, состоящим из мотора и гидронасоса, соединенных валом.

В случае отказа левого авиадвигателя, для обеспечения уборки и выпуска шасси происходит передача мощности от ГСЗ к ГС1 через PTU [2] без перетекания жидкости.

Примечание: Можно было бы использовать PTU для двухсторонней работы: не только для оказания помощи ГС1, но и в другую сторону. Тогда ГС1 могла бы помогать ГС3.

В качестве основного источника давления ГС2 служит электрическая НС. В качестве резервного источника давления ГС2 служит еще одна электрическая НС.

Наддув гидробаков всех ГС обеспечивает минимально необходимое давление на входе в насосы для обеспечения бескавитационной работы насосов и для обеспечения непрерывной подачи гидрожидкости при возникновении в полете отрицательных перегрузок.

При аварийной ситуации, связанной с отказом двух авиадвигателей и не запуском ВСУ от электрогенератора ветродвигателя (ВД), осуществляется электропитание одной из НС, постоянно работающей на период отказа авиадвигателей.

Особенности эксплуатации гидросистемы

Желтые табло «LO-PR» (ГС1, ГС2, ГС3) загораются при уменьшении давления до 1800 psi.

Зеленое табло «LG» загорается при включении PTU.

Галетные переключатели ELEC 1, ELEC 2A, ELEC 2B, ELEC 3 могут устанавливаться в положения:

— OFF — НС выключена;

— AUTO — обеспечивается автоматическое управление НС;

— ON — НС включена вручную.

Кнопки «L (R) ENG FIRE» защищены от непреднамеренного нажатия откидной защитной рамкой. При нажатии кнопок закрывается соответствующий пожарный кран и выполняется останов авиадвигателя.

Контроль состояния ГС осуществляется по кадру ГС системного дисплея.

Управление самолетом

Общие сведения

Управления самолетом обеспечивается системой электродистанционного управления (ЭДСУ) самолетом без механического соединения органов управления, расположенных в кабине экипажа, с аэродинамическими управляющими поверхностями.

Электронный блок управления самолетом FBWCS обрабатывает сигналы, поступающие от датчиков и от взаимодействующих систем самолета. Вырабатывает команды управления, в соответствии с которыми исполнительные электрогидроприводы устанавливают аэродинамические управляющие поверхности в заданное пилотами положение с целью выполнения полета по расчетной траектории, обеспечивая при этом:

— оптимальные характеристики устойчивости и управляемости самолета во всей допустимой области полета;

— автоматическое ограничение предельных режимов полета по углу атаки, скорости и перегрузке;

— автоматическую стабилизацию крена и тангажа достигнутых к моменту снятия усилий с боковой ручки управления в процессе ручного пилотирования.

К основному управлению самолетом относятся: РВ, РН, элероны, стабилизатор и спойлеры, работающие в элеронном режиме.

Вспомогательное управление самолетом (механизация крыла) включает в себя закрылки, предкрылки и спойлеры.

Органы управления в кабине экипажа:

— две боковые ручки управления самолетом (РУС) предназначены для управления самолетом по крену и тангажу;

— два пульта ножного управления, предназначенные для управления самолетом по рысканию посредством РН;

— ручка управления закрылками и предкрылками «FLAPS», функцией, которой является управление закрылками и предкрылками;

— ручка управления спойлерами «SPEED BRAKE», функцией, которой является управление симметричным отклонением спойлерами в полетном режиме, а при обжатых основных опорах шасси и тормозном режиме;

— пульт триммирования, предназначен для управления пилотами триммированием самолета по крену и рысканию, а в минимальном режиме и по тангажу.

FBWCS имеет три режима работы, переход с одного режима на другой происходит автоматически.

Основной режим «NORMAL MODE» реализуется при условии наличия всех необходимых данных от взаимодействующих систем самолета и исправной работе, хотя бы одного из трех блоков управления PFCU. Система FBWCS имеет три двухканальных блока управления PFCU, которые независимо друг от друга формируют сигналы режима «NORMAL MODE». Эти сигналы поступают в блоки управления приводов АСЕ, где из трех сигналов формируется один управляющий сигнал, который поступает на соответствующий привод. Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режиме.

На земле в режиме «NORMAL MODE» отключен режим автобалансировки по крену и тангажу, стабилизатор управляется вручную.

Переход в упрощенный режим происходит вследствие отказов, связанных с отсутствием одного или нескольких входящих сигналов (например: отказ датчиков обжатия шасси, отказ сигнала положения стабилизатора, закрылков, спойлеров и т.д.).

Примечание: отдельная сигнализация о переходе в упрощённый режим отсутствует.

Система FBWCS переходит в минимальный режим «DIRECT MODE» при потере сигналов от системы воздушных сигналов ADC или инерциальной системы IRS или отказе всех трех блоков управления PFCU.

В режиме «DIRECT MODE» обеспечивается приемлемый уровень характеристик устойчивости и управляемости самолета, достаточный для безопасного завершения полета. Ограничительные функции системы FBWCS и функции стабилизации текущего крена и тангажа не работают. Триммирование производится вручную. Управление самолетом осуществляется только в ручном режиме. При этом электрические сигналы, пропорциональные углам отклонения боковой РУС и педалей, поступают в соответствующие приводы рулевых поверхностей, минуя блоки управления PFCU.

Примечание: если система FBWCS перешла с режима «NORMAL MODE» в упрощенный режим или режим «DIRECT MODE», то обратный переход в режим «NORMAL MODE» работы в полете невозможен.

Левая и правая боковые РУС механически не связаны между собой, и в нейтральном положении удерживаются пружинным загружателем.

При включении автопилота обе РУС дополнительно загружаются соленоидами в нейтральном положении. При приложении усилий превышающих дополнительную загрузку к любой из ручек управления дополнительная загрузка снимается, а автопилот отключается.

На РУС размещены:

— кнопка управления приоритетом РУС и отключения автопилота;

— кнопочный переключатель для ведения радиосвязи.

При отклонении одной РУС, управляющий сигнал от этой РУС поступает в блоки управления приводами ACE.

При одновременном отклонении двух ручек управления, когда ни один из пилотов не взял приоритет РУС, управляющий сигнал, поступающий в блоки равен алгебраической сумме сигналов от обеих ручек управления. При этом суммарный сигнал ограничен максимальным значением сигнала от одной РУС.

Управление самолетом должно выполняться только одной РУС. При этом возможность управления от другой РУС сохраняется.

В режиме «NORMAL MODE», пилот может блокировать РУС другого пилота нажатием и удержанием кнопки «SS PRIOR/AP OFF»:

— Если кнопка «SS PRIOR/AP OFF» удерживается нажатой менее 40 секунд, то после освобождения кнопки, управление от другого пилота восстанавливается, а индикация приоритета снимается.

— Если кнопка «SS PRIOR/AP OFF» удерживается нажатой более 40 секунд, то РУС другого пилота блокируется, и при освобождении кнопки управление от нее автоматически не восстанавливается.

— Если нажатие и удержание кнопки «SS PRIOR/AP OFF» выполнено одновременно обоими пилотами, то определяющим является последнее нажатие.

Управление заблокированной РУС восстанавливается после кратковременного нажатия на кнопку «SS PRIOR/AP OFF», при этом на панелях индикации приоритета управления, размещенных на козырьке приборной доски, выдается индикация приоритета соответствующей РУС.

В режиме «DIRECT MODE», логика приоритета РУС упрощена. Приоритет сохраняется у той РУС, кнопка «SS PRIOR/AP OFF» которой была нажата последней, и до тех пор, пока эта кнопка остается нажатой

Примечание: Первое нажатие на кнопку «SS PRIOR/AP OFF» приводит к отключению автопилота, если автопилот был включен. Второе нажатие на кнопку приводит к отключению звуковой сигнализации об отключении автопилота. Третье нажатие на кнопку включает функцию приоритета ручного управления.

У пилота, РУС которого заблокирована, на панели индикации приоритета светится стрелка красного цвета. У пилота, РУС которого используется для управления самолетом, в случае, если РУС другого пилота находится не в нейтральном положении, на панели индикации приоритета светится надпись «CAPT» или «F/O» зеленого цвета.

Управление по углу тангажа

РВ и переставной стабилизатор обеспечивают управление самолета по тангажу и рысканию соответственно.

Максимальное отклонение РВ от +22° до –27°. Знак «+» соответствует отклонению РВ вниз.

Приводы РВ управляются сигналами, поступающими от блоков управления приводами АСЕ. Каждый привод РВ управляется своим блоком АСЕ.

На каждой секции РВ установлено по два электрогидравлических привода.

Один из приводов работает в активном режиме, другой привод — в резервном режиме. Приводы в активном режиме работают поочередно, по принципу — «через полет». При отказе активного привода РВ, резервный привод, если он исправен, автоматически переключается в активный режим.

Отказавшие приводы РВ переходят в режим демпфирования.

На земле и в полете на радиовысоте менее 15 м управление стабилизатором выполняется вручную, сдвоенным нажимным переключателем «STAB».

В полете, на радиовысоте более 15 м, система электродистанционного управления полетом FBWCS переходит в режим стабилизации текущего тангажа при нейтральном положении боковой РУС.