Расчёт руля высоты Ту-154

Размещено на http://www.allbest.ru/

Департамент по авиации

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА И КОММУНИКАЦИЙ РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ

УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ

Минский Государственный Высший Авиационный Колледж

Кафедра ТЭВС и Д

Пояснительная записка Курсового проекта

Выполнил

студент группы 43М

Жилевич В.А.

Проверил

кандидат тех. наук, доцент

Рипинский А.И.

Минск 2009г.

Введение

Данный курсовой проект является своеобразным итогом по изучению дисциплины «Конструкция и прочность летательных аппаратов». В нем отражены все знания, которые мы получили ,прослушав курс лекций.

Главная цель курсового проекта: систематизация теоретических и практических знаний по данной дисциплине в процессе самостоятельной работы. Курсовой проект является важным этапом в процессе подготовки будущих авиационных специалистов, т.к содержит ту необходимую информацию, владея которой можно обеспечить безотказность и бесперебойную работу систем и агрегатов летательного аппарата, и как следствие более безопасные и регулярные полеты.

Немаловажным надо назвать и тот факт, что в данном курсовом проекте мы применяем знания полученные на других дисциплинах, таких как «Детали машин»,

«Динамика полета», «Материаловедение», «Метрология, стандартизация и сертификация», «Сопротивление материалов», «Инженерная графика».Это позволяет нам попрактиковаться и применить знания полученные по данным дисциплинам к конкретному воздушному судну.

1. Основные тактико-технические требования к конструкции самолета

1.1 Общая характеристика самолета

Скоростной пассажирский реактивный самолет Ту-154М предназначен для эксплуатации на авиалиниях малой и средней протяженности от 500 до 3500 км с коммерческой загрузкой до 18 т на крейсерской скорости 850. . . 900 км/ч. Максимальное число M полета самолета 0,86.

Самолет Ту-154М представляет собой свободнонесущии моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, тремя турбовентиляторными двигателями, однокилевым Т-образным стреловидным оперением и трехопорным шасси. Силовая установка самолета состоит из трех двигателей Д-30КУ-154. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством силы тяги.

Большая энерговооруженность, эффективная механизация крыла, реверсирование силы тяги и надежные тормоза колес обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета.

Над средним двигателем размещена вспомогательная силовая установка (ВСУ), обеспечивающая запуск двигателей, кондиционирование воздуха кабин на земле, питание электросети самолета постоянным и переменным током, а также опробование на земле всех бортовых систем и управления самолетом.

Эксплуатация самолета в сложных метеоусловиях обеспечивается установкой автоматической бортовой системы управления, которая, помимо поддержания заданных характеристик устойчивости и управляемости на всех режимах полета от взлета до посадки, автоматизации управления самолетом на всех этапах полета по сигналам систем навигационно-пилотажного комплекса, осуществляет автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку и автоматический уход самолета на второй круг.

Система рулевого управления самолетом полностью механизирована и имеет по всем трем каналам управления необратимые гидравлические рулевые приводы и демпферные устройства, улучшающие характеристики устойчивости и управляемости. Надежность системы управления обеспечивается тройным резервированием. Все рулевые поверхности приводятся в действие трехкамерными рулевыми приводами, каждая камера которых получает питание от отдельной гидросистемы.

Основная система электроснабжения получает питание от трех генераторов переменного тока мощностью 40 кВ·А каждый, а также от ВСУ, имеющей источники постоянного и переменного тока.

Комплекс пилотажно-навигационного оборудования состоит из бортовой системы управления, аппаратуры ближней навигации и посадки, доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса, точной курсовой системы, навигационного вычислителя с картографическим планшетом, индуцирующим текущее место нахождения самолета, и другой аппаратуры. Этот комплекс обеспечивает автоматический полет, навигацию и автоматический заход на посадку по I и II категориям ИКАО.

Безопасность полета на самолете Ту-154М обеспечивается:

повышенной прочностью и живучестью конструкции герметической кабины фюзеляжа;

резервированием всех основных систем самолета (двух- и трехкратным);

возможностью продолжения взлета при отказе одного двигателя и продолжением полета даже при отказе двух двигателей;

наличием противообледенительных систем крыла, оперения, воздухозаборников, двигателей и стекол фонаря кабины пилотов;

возможностью быстрого покидания самолета пассажирами и экипажем в случае вынужденной посадки на сушу и воду.

Конструктивные и аэродинамические особенности самолета допускают его эксплуатацию (взлет--посадка) в условиях, которые ограничены минимальной температурой для арктических условий (t = -50^?C при H = 0) и требованиями ИКАО.

Высокая энерговооруженность самолета на взлетном режиме в стандартных условиях при максимальной взлетной массе 100 т (0,31) обеспечивает хорошие взлетные характеристики также при высоких температурах и низких давлениях. При максимальной взлетной массе 100 т в стандартных условиях фактическая длина разбега составляет 1500 м. Длина пробега при массе 80 т и стандартных условиях равна 1000 м.

1.2 Геометрические характеристики самолета

Общие характеристики

Длина самолета, м 48,0

Высота самолета, м 11,4

Размах крыла, м 37,55

Длина фюзеляжа, м 41,85

Максимальный диаметр, м 3,8

Площадь миделя фюзеляжа, м² 14,4

Удлинение фюзеляжа ? = l/d 11,0

Угол опрокидывания, град 16,5

Ширина колеи шасси, м 11,5

Продольная база шасси, м 18,92

Крыло

Площадь крыла с наплывом, м² 201 (180)

Средняя аэродинамическая хорда (b САХ), м 5,28

Поперечное ? крыла, град --1°10'

Угол установки крыла в корне, град …………..+3

Угол установки крыла на конце , град -1

Стреловидность крыла ? , град 35

Удлинение крыла ? 7,83

Сужение крыла ? 3,48

Угол отклонения закрылков, град 15; 28; 36;45

Угол отклонения интерцепторов , град 50; 35; 45

Угол отклонения предкрылков , град 22

Угол отклонения элеронов , град ±20

Относительная толщина в корне крыла %.........12

Относительная толщина на конце крыла % ... …10

Горизонтальное оперение

Площадь горизонтального оперения, м² 42

Площадь руля высоты, м² 9,8

Стреловидность , град 40

Угол отклонения стабилизатора от оси

фюзеляжа , град От 3 до 8,5

Угол отклонения стабилизатора по

УПС, град От 0 до 5,5

Отклонение руля высоты , град -25, +20

Вертикальное оперение

Площадь вертикального оперения, м² 31,72

Площадь руля направления, м² 7,53

Угол стреловидности , град 45

Высота вертикального оперения, м 5,65

Угол отклонения руля направления , град ±25

1.3 Общие летные ограничения

Ограничения по массе самолета

1. Максимальная рулежная масса ...............……….100,5т. (102,5т.)

2. Максимальная взлетная масса ............…..………100 т. (102т.)

3. Максимальная посадочная масса ........….......……………… .80т.

4. Максимальная масса самолета без топлива ......……………. 74 т.

5. Максимальная коммерческая нагрузка ..…………………… .18 т.

Ограничения по прочности пола грузовых помещений и пассажирских салонов

1. Максимальная нагрузка на настил пола

пассажирских салонов……………………………………. .280 кгс/м²

2. Максимальная нагрузка на пол грузовых помещений… 400 кгс/м²

Допустимые центровки

1. Предельно допустимая передняя центровка на взлете

(шасси выпущено )..…………..…. …………………………..21% САХ

2. Предельно допустимая передняя центровка на посадке

(шасси выпущено )………….….…..… ………………………18% САХ

3. Предельно допустимая задняя .центровка (шасси убрано):

а) на взлете, в полете и на посадке ........................…………. 32% САХ

б) при mвзл. до 80 т, Hэш. пол. не более 10100 м., АБСУ

в штурв. режиме, в случаях, когда mком. отсутствует

или мала для получения центровки не более …………..32% САХ,

разрешается ………………………………………………. 40% САХ

Примечание: Центровка переваливания на хвост самолета

на земле………………………………………………………52,5% САХ

Максимальные скорости и числа М полета

1. Максимальная эксплуатационная скорость Vmах. э. ( Vмо ) и число Мmах. э. ( М мо ):

-- с центровкой 32% САХ и менее:

-- на высотах от земли до 7000 м ....………………………… . 600 км/ч

-- на высотах от 7000 м и выше .....………………………… …575 км/ч,

число М=0,86.

-- с центровкой более 32% САХ на всех высотах .......……… 525 км/ч.

Расчетная предельная скорость Vmах mах и число Мmах mах:

-- на высотах от земли до 7000 м .......………………………. 650 км/ч;

-- на высотах от 7000 м. и до 10300 м. …………………… .. 625 км/ч;

-- на высотах 10300 м. ……………………………………… М= 0,95.

2. Максимальная скорость при отказе демпфера крена или демпфера курса при всех массах самолета ........…………………… 525 км/ч, число М=0,85.

3. Максимальная скорость полета с закрылками, отклоненными на угол:

-- 15° .................………………………………………… …. 420 км/ч;

-- 28° ................…………………………………………..... ..360 км/ч;

-- 36° ............…………………………………………. . ……330 км/ч;

-- 45° .....................……………………………………… . …300 км/ч;

2. Требования к проектируемому ЛА

Поверхности управления

25.651. Испытание на прочность.

(а) Поверхности управления должны испытываться на выдерживание эксплуатационных нагрузок. При этом также испытываются кабанчики и фитинги, к которым крепятся элементы системы управления.

(b) Соответствие требованиям к специальным коэффициентам для узлов подвески поверхностей управления, изложенным в 25.619-25.625 и в 25.657, должно быть доказано путём расчёта или отдельными испытаниями под нагрузкой.

25.655. Установка.

(a) Установка управляемых поверхностей хвостового оперения должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалась интерференция между двумя любыми поверхностями, когда одна поверхность находится в крайнем положении, а другая отклоняется во всем допустимом диапазоне.

(b) В случае применения управляемого стабилизатора для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие максимальное отклонение стабилизатора, которое требуется для балансировки самолёта в соответствии с требованиями 25.161.

25.657. Узлы подвески.

(a) В узлах подвески поверхностей управления, включая узлы с шариковыми, роликовыми и самосмазывающимися подшипниками, утвержденные напряжения подшипников не должны превышаться. В нестандартных узлах напряжения должны устанавливаться на основе практики или испытаний, а в случае отсутствия надёжного анализа следует использовать коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, из которого изготовлен подшипник.

(b) Узлы подвески должны иметь достаточную прочность и жёсткость при нагрузках, действующих параллельно оси узла.

Системы управления

25.671. Общие положения.

(a) Все рычаги и системы управления должны работать легко, плавно и чётко, обеспечивая правильное выполнение заданных функций.

(b) Каждый элемент системы управления самолётом должен быть так сконструирован или иметь чёткую и постоянную маркировку, чтобы свести к минимуму вероятность неверной сборки, которая может привести к неправильному функционированию данной системы.

(c) Путем расчета, испытаний или того и другого должно быть показано, что самолет способен продолжать безопасный полет и выполнять посадку после любого из нижеследующих отказов или заклинивания в системе управления полетом и поверхностях управления (включая системы балансировки, механизацию, воздушные тормоза и механизмы загрузки рычагов управления) в нормальном диапазоне режимов полета, не требуя от пилота исключительного умения или значительных усилий. Вероятные неисправности не должны оказывать значительного влияния на работу системы управления, и должна быть обеспечена возможность их легкого парирования пилотом.

Любой одиночный отказ, исключая заклинивание (например, разъединение или отказ механических элементов или отказы конструкции элементов гидросистемы, таких, как силовые приводы, корпуса золотникового устройства и клапаны).

Любая комбинация отказов, если не показано, что она практически невероятна, исключая заклинивание (например, двойные отказы электрической и гидравлической систем или любой одиночный отказ в сочетании с вероятным отказом гидравлической или электрической системы).

Любое заклинивание при положении рычагов управления, обычно имеющем место в процессе взлета, набора высоты, крейсерского полета, нормальных разворотов, снижения н посадки, если не показано, что заклинивание практически невероятно или его можно ослабить. Самопроизвольное отклонение системы управления в худшее положение и заклинивание следует учитывать, если подобное самопроизвольное отклонение и последующее заклинивание не являются практически невероятными.

Самолет должен иметь такую конструкцию, чтобы он был управляем в случае отказа всех двигателей. Соответствие этому требованию можно показать расчетом, если будет показано, что принятая методика надежна.

25.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление

Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для показа соответствия требованиям к летным характеристикам настоящей части, то такие системы должны удовлетворять требованиям 25.671 и следующим:

(a) должна быть предусмотрена отчетливо различимая пилотом при ожидаемых условиях эксплуатации, но не требующая его внимания сигнализация любого отказа в системе улучшения устойчивости или в любой другой автоматической системе или в бустерной системе, который может повлечь за собой опасные условия, если пилот не может самобнаружить отказ. Системы сигнализации не должны приводить в действие системы управления.

(b) Конструкция системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы или бустерной системы должна обеспечивать возможность вмешательства пилота в управление в начальной стадии отказов типа указанных в 25.671(с),не требуя от него исключительного умения или значительных усилий, либо путем отключения системы или ее поврежденной части, либо путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении.

(c) Следует показать, что после любого одиночного отказа системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы или бустерной системы:

(1) самолет безопасно управляется, если отказ или неисправность происходят на любой скорости или высоте в пределах установленных эксплуатационных ограничений, которые являются критичными для рассматриваемого отказа;

(2) требования к управляемости и маневренности удовлетворяются в пределах эксплуатационных режимов (например, скорости, высоты, нормальных перегрузок и конфигураций самолета), которые оговорены в РЛЭ самолета.

(3) характеристики балансировки, устойчивости и сваливания не ухудшаются более тех пределов, которые гарантируют безопасное продолжение полета и посадку.

25.675. Упоры

Все системы управления должны быть снабжены упорами, которые надежно ограничивают диапазон отклонения всех подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данной системой.

Расположение упоров не должно допускать отрицательного влияния износа, слабины или регулировки натяжных устройств на характеристики управляемости самолета в случае изменения предела перемещения поверхностей управления.

(с) Упоры должны быть в состоянии выдерживать любые нагрузки, соответствующие расчетным условиям для системы управления.

25.677. Системы триммирования

Конструкция рычагов управления системы триммирования должна исключать возможность непреднамеренного или резкого срабатывания. Рычаги управления должны действовать в плоскости и в соответствии с направлением движения самолета.

Рядом с рычагами управления системы триммирования должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычагов управления относительно направления движения самолета. Кроме того, должны быть предусмотрены хорошо видимые указатели положения балансировочных устройств.

Конструкция систем триммирования не должна допускать самопроизвольного ухода из заданного положения.

Управление триммерами должно быть необратимым, если триммер не имеет соответствующей весовой балансировки и не исключается возможность возникновения флаттера.

(d) Если на самолете применяется необратимая система управления триммерами,
проводка от триммера до крепления устройства, обеспечивающего необратимость, к конструкции самолета должна быть жесткой.

25.679. Устройства, предотвращающие повреждение системы от действия ветра

(а) Должно быть предусмотрено устройство для предотвращения повреждения поверхностей управления (включая триммеры) и системы управления от воздействия порывов ветра при нахождении самолета на земле или на воде.

Если данное устройство, будучи включенным, не позволяет пилоту нормально отклонять поверхности управления, оно должно:

автоматически выключаться при нормальной работе пилота рычагами управления самолетом или

ограничивать управление самолетом таким образом, чтобы пилот получал безошибочное предупреждение перед взлетом о том, что поверхности управления застопорены.

(Ь) Должны быть приняты меры, предотвращающие возможность случайного включения стопора в полете.

25.681. Статические испытания на эксплуатационную нагрузку

(a) Соответствие требованиям настоящих Норм, изложенным в данной части, должно быть доказано испытаниями:

при которых направление приложения нагрузок должно воспроизводить наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления и

которым должны быть подвергнуты все узлы, ролики и кронштейны, используемые для крепления системы к основной конструкции.

(b) Соответствие специальным коэффициентам для соединений системы управления, имеющих угловое перемещение, должно быть доказано расчетами и отдельными статическими испытаниями.

25.683. Испытания на функционирование

Путем испытаний на функционирование должно быть показано, что, когда части системы управления, на которые действуют нагрузки от усилий пилота, нагружаются до 80% эксплуатационной нагрузки, предусмотренной для данной системы, а части с силовым приводом нагружаются до максимальной нагрузки, ожидаемой при нормальной эксплуатации, система должна быть свободной от:

заеданий;

чрезмерного трения и

отклонений органов управления свыше нормы.

(А) При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного Изготовителем и отраженного в программе испытаний самолета, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании. Кроме того, долота быть проведена проверка возможности открытия и закрытия, выпуска и уборки створок, шасси, люков, дверей и т. п. после снятия эксплуатационной нагрузки.

(В) Работоспособность механических частей систем управления в условиях эксплуатации, заявленных Изготовителем, должна быть показана в ходе испытаний на многократное функционирование, если погруженность этих частей является существенной и приводит к отказам, препятствующим их нормальному функционированию, а применяемые расчетные методы недостаточны для подтверждения соответствия требованиям 25.671 (с) (2) и (с) (3).

25.685. Элементы системы управления

(a) Все детали системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключилось заклинивание, трение и соприкосновение с грузами, пассажирами, незакрепленными предметами или замерзание влаги в местах, где это может вызвать отказ системы управления.

(b) В кабине экипажа должны быть предусмотрены меры, предотвращающие попадание посторонних предметов в такие места, где они могут вызвать заклинивание в системе управления.

Должны быть предусмотрены меры, предотвращающие удары тросов и. о другие части самолета.

Требования 25.689 и 25.693 относятся к тросовым системам и соединениям.

Должны предусматриваться меры по контролю глубины завинчивания тандеров тросов и регулируемых тяг при сборке.

Должны быть предусмотрены конструктивные меры, предотвращающие разъединение элементов в системе в процессе эксплуатации; в том числе не должны применяться осевые шпильки, которые подвергаются воздействию нагрузок или перемещаются, законтренные только шплинтами,

25.689. Тросовые системы

(a) Все тросы, узлы крепления тросов, тандеры, заплетки тросов и ролики должны быть утвержденного типа. Кроме того:

(1) тросы диаметром менее 3,175 мм (1/8 дюйма) не должны применяться в основных системах управления элеронами, рулями высоты и направления;

(2.) тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалась возможность опасного изменения в натяжении тросов во всем рабочем диапазоне их перемещений при эксплуатационных условиях и изменениях температуры.

Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики и звездочки должны быть снабжены установленными вблизи предохранительными устройствами, которые предотвращают смещение и соскакивание тросов и цепей. Каждый ролик должен находиться в плоскости троса, чтобы исключить трение троса о бортик ролика.

Направляющие тросов должны устанавливаться таким образом, чтобы они не изменяли направления троса более чем на 3°.

(Зарезервирован).

Тандеры должны устанавливаться на участках троса, не имеющих угловых перемещений во всем диапазоне хода троса.

Должна быть обеспечена возможность визуального осмотра направляющих тросов, роликов, наконечников и тендеров.

25.693. Соединения

Узлы соединения жестких тяг системы управления, имеющие угловые перемещения, за исключением соединений с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь специальный коэффициент безопасности не менее 3,33 по отношению к пределу прочности на смятие самого мягкого материала, из которого изготовляется подшипник. Этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0 для соединений тросовой системы управления. Для шариковых и роликовых подшипников не допускается превышение утвержденных номинальных характеристик.

Балансировочные грузы.

Если используются сосредоточенные балансировочные грузы, то должны быть доказаны их эффективность и прочность, включая конструкцию, к которой они крепятся*

Разрушения, отказы и ухудшение характеристик.

При доказательстве соответствия данному параграфу должны быть рассмотрены следующие повреждения, отказы и ухудшения работоспособности:

(1) любые критические заправки топливом, которые могут быть в результате неправильной заливки, если не показана их практическая невероятность;

(2) любые единичные разрушения в любой системе демпфирования флаттерных колебаний;

(3)максимально возможный слой льда, ожидаемый в результате непреднамеренного попадания в обледенение, если самолет не предназначен для эксплуатации в условиях обледенения;

(4) повреждение любого отдельного элемента конструкции подвески каждой двигательной установки, независимо установленного вала воздушного винта, большой вспомогательной силовой установки или большого закрепленного на самолете обтекаемого тела(такого, как внешний топливный бак);

для самолетов с двигательными установками, имеющими воздушные винты или большие вращающиеся массы, способные создавать существенные динамические силы, любое отдельное повреждение конструкции двигательной установки, которое могло бы уменьшить жесткость вращающегося вала (на опорах);

отсутствие аэродинамических или гироскопических сил в результате наихудшей комбинации флюгирования винтов или других вращающихся устройств, способных создавать значительные динамические силы. В дополнение к этому должен быть рассмотрен случай одного зафлюгированного винта или вращающегося устройства одновременно с повреждениями, заданными в пунктах (d) (4) и (d) (5) этого параграфа;

вращение с самым большим возможным превышением ограничений по числу оборотов любого одного винта или вращающегося устройства, способного создавать значительные динамические силы;

(8) любые случаи разрушений или повреждений, требуемые или выбранные для анализа в соответствии с 25.571. Единичные повреждения конструкции, заданные в пунктах (d) (4) и (d) (5), нет необходимости рассматривать при доказательстве соответствия с данным параграфом, если:

(i) элементы конструкции не могут быть разрушены при повреждении дискретным' источником при условиях, заданных в 25.571 (е), и

(ii) анализ безопасной повреждаемости в соответствии с 25.571 (b) показывает, что максимальный размер повреждения, принимаемый для оценки остаточной прочности, недостаточен для полного разрушения элемента конструкции;

(9) любое повреждение, разрушение или отказ, рассматриваемые в 25.631, 25.671, 25.672 и 25.1309;

(10) любое другое разрушение, повреждение, отказ или ухудшение характеристик, для которых не показана их практическая невероятность.

(е) Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс.

Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс на скоростях вплоть до V_DF,M_DF должны быть проведены для нового типа самолета, а также для модификаций типа, если для последних не показано, что изменения незначительно влияют на аэроупругую устойчивость. В этих испытаниях должно быть показано, что имелось необходимое для возбуждения критических форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие и что самолет имеет необходимые запасы демпфирования на всех скоростях вплоть до V_DF/M_DF и что нет большего и быстрого падения демпфирования при приближении к V_DF/M_DF . Если для доказательства соответствия пункту (d) этого парагрaфа используется моделирование разрушения, отказа или ухудшения характеристик в полете, то в тех случаях, когда показано путем сравнения результатов летных испытаний с расчетами и данными других испытаний, что у самолета нет аэроупругой неустойчивости на всех скоростях полета внутри границы, заданной в пункте (b) (2) этого параграфа, максимальная скорость при таких летных испытаниях может быть не выше V_FC/M_FC.

25.631. Повреждение от удара птицы

Самолет должен быть спроектирован так, чтобы была обеспечена возможность продолжения безопасного полета и посадки после столкновения с птицей весом 1,8 кгс, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна V_С на уровне моря или 0,85*V_С на высоте 2440 м, ,в зависимости от того, какая из них является более критической. Допускается показать это расчетом, если он основан на результатах испытаний аналогичных конструкций (см. МОС 25.631).

2.8 Расчет центровки

Длина b_САХ= 3,73 м. Расстояние от носка самолета до b_САХ - 12,7м. Предельная передняя центровка - 21% САХ. Предельная задняя центровка в полете и на посадке - 32% САХ

Основные весовые данные сведены в табл.4

Таблица 4

№ п/п	Весовые характеристики	Вес G, Н	Расстояние до xi, м	G•X, Н•м
1	РЛС	1000	0,2	200
2	Вес экипажа	3000	1	3000
3	Вес оборудования (переднее)	2500	2	5000
4	Вес передней стойки шасси	1500	3,3	4950
5	Вес двигателей	50000	11	550000
6	Вес крыла	20000	12.4	248000
7	Вес фюзеляжа	62000	12.9	799800
8	Вес пассажиров	55000	13.3	731500
9	Вес основной стойки шасси	30000	13.4	402000
10	Вес топлива	218000	13.5	2943000
11	Вес оборудования (заднее)	7000	20.2	141400
12	Вес хвостового оперения	50000	23	1150000
		500000		6837450



G_рлсG_экG_об G_ш G_дв G_крG_п G_тс G_об G_хо

G_ф G_ш

X_ц.т.

==1000+3000+2500+1500+50000+20000+62000+55000+30000+218000++7000+50000=500000 Н

==g=500000 Н

=200+3000+5000+1950+550000+248000+799800+731500+402000+2943000+141400+1150000=6837450 Н*м

Расчет центровки производится по формуле

=*

Расстояние он носка САХ до центра масс выраженное в процентах длины САХ

Согласно расчетам = 28% находится в допустимых пределах 21% САХ - 32% САХ центровки.

3. КОМПОНОВКА, ЦЕНТРОВКА, РАЗРАБОТКА СИЛОВОЙ СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

3.1 Компоновка самолета

При проектировании самолета Ту-154М были поставлены три главные задачи: гарантия наиболее полной безопасности, максимальный комфорт для пассажиров и высокая экономическая эффективность. Всестороннее рассмотрение схем компоновки самолетов показало, что наиболее полно эти принципы реализуются при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа.

Перенос двигателей в хвостовую часть фюзеляжа позволяет получить аэродинамически чистое крыло с хорошим аэродинамическим качеством и создать наиболее эффективную механизацию крыла, обеспечивающую самолету хорошие взлетно-посадочные характеристики. Удаление двигателей от крыльевых топливных баков и вынос их за пределы герметичной кабины исключают возможность воспламенения топлива при возникновении пожара в гондолах двигателей, а также делают невозможным повреждение герметичной кабины и топливных баков-кессонов лопатками компрессора или турбины в случае разрушения двигателя. Высокое расположение двигателей на фюзеляже за крылом значительно снижает возможность попадания с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники двигателей грязи, камней и других посторонних предметов, способных повредить лопатки компрессоров при взлете и посадке самолетов, а также устраняет опасность удара о землю крайних гондол при внезапном крене во время взлета или посадки самолета с боковым ветром и в условиях атмосферной турбулентности.

При этом и вынужденная посадка самолета с убранным шасси более безопасна. Расположение двигателей на малом плече от оси симметрии самолета облегчает пилотам парирование разворачивающих моментов при внезапных отказах бокового двигателя на взлете. Удаление двигателей от пассажирской кабины существенно снижает шум и вибрации, что обеспечивает пассажирам и экипажу необходимый комфорт. Горизонтальное оперение вынесено из зоны скоса потока за крылом, что уменьшает вероятность “клевка”. Наряду с положительными качествами схема самолета с расположением двигателей в хвостовой части фюзеляжа имеет и недостатки. К их числу следует отнести увеличение массы пустого снаряженного самолета. Объясняется это тем, что перенос двигателей с крыла на фюзеляж уменьшает разгрузку крыла и дополнительно нагружает фюзеляж. Большая масса трех двигателей, несмотря на увеличение толщины обшивки фюзеляжа, вызывает деформацию хвостовой части фюзеляжа на посадке с большими перегрузками.

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа приводит к сдвигу центра масс пустого самолета далеко назад, в результате чего:

уменьшается расстояние от него до руля высоты; чтобы обеспечить продольную управляемость на взлете и посадке, надо использовать переставной стабилизатор;

крыло следует размещать ближе к оперению, чтобы обеспечить необходимое соотношение между углом выноса центра масс и углом опрокидывания; это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, которая при “козлении” самолета испытывает большие нагрузки.

При работе реверса тяги на посадке снижается эффективность вертикального оперения. При разрушении и пожаре центрального двигателя возможно повреждение систем управления самолетом.

Применение низкопланной схемы крыла дает ряд преимуществ самолету (см. рис. 1.1). Крыло самолета имеет относительно небольшое расстояние от поверхности земли, а это значит, что коэффициент подъемной силы C_y при взлете и посадке будет большим вследствие значительного уменьшения скоса потока, обтекающего крыло. Благодаря этому, улучшаются взлетно-посадочные характеристики самолета.

Высота шасси небольшая, а при вполне достаточной прочности оно имеет меньшую массу, а также требуется меньший размер гондол для их уборки.

Сочетание нижнего расположения крыла и верхнего расположения горизонтального оперения обеспечивает обтекание последнего с незначительным скосом потока, что способствует улучшению продольной устойчивости и управляемости самолета в большом диапазоне летных углов атаки.

Уменьшается опасность для экипажа и пассажиров при посадке самолета с неисправным шасси и на фюзеляж.

Основным достоинством стреловидного крыла является большая величина числа M_кр и более слабый волновой кризис, чем на прямом крыле.

К недостаткам стреловидного крыла относятся большие скорости при отрыве и посадке, а следовательно, большие длины разбега и пробега.

Аэродинамическое качество самолета со стреловидным крылом меньше, чем с прямым. Это приводит к большим часовым и километровым расходам топлива.

У самолета со стреловидным крылом срыв потока начинается гораздо раньше на больших скоростях с концов крыла (рис. 1.2, а). Стреловидное крыло имеет большие скорости сваливания, на него меньше влияет механизация, оно тяжелее, чем прямое крыло, более склонно к флаттеру.

Оно имеет большие критические углы атаки, но меньшие коэффициенты подъемной силы C_ymax (рис. 1.2, б).

Стреловидное крыло обладает повышенной поперечной устойчивостью, приводящей к раскачке (так называемый “голландский шаг”). При значениях числа M, превышающих M_кр, самолет со стреловидным крылом обладает обратной реакцией по крену на отклонение руля направления, он менее устойчив в поперечном отношении.

3.2 Силовая схема и основные конструкционные материалы самолета

Конструктивно-силовые элементы фюзеляжа

Основными силовыми элементами фюзеляжа являются: шпангоуты (поперечный силовой набор), стрингеры (продольный силовой набор) и обшивка. Шпангоуты разделяются на нормальные (их большинство) и усиленные. Усиленные шпангоуты устанавливаются в тех местах фюзеляжа, где имеются большие вырезы (под входные и запасные выходы, багажники и др.) и к которым крепятся другие агрегаты самолета: шасси, крыло, двигатели, киль. Силовыми являются также гермошпангоуты № 4, № 67а и шпангоуты разъемов фюзеляжа № 19, № 65. Нормальные (обычные) шпангоуты представляют из себя кольца из дюралевого листа, усиленные шпангоуты изготавливают из прессованных или механически обработанных дуг окружностей.

Продольный силовой набор - стрингеры разного сечения: Z-образного, уголкового и др. Расположены примерно с одинаковым шагом по окружности шпангоутов, к полкам которых они крепятся. В зоне больших нагрузок используются усиленные стрингеры - продольные силовые балки.

Обшивка толщиной 1,2…1,8 мм по всей поверхности фюзеляжа, наиболее толстая применяется в зоне центроплана (1,5…2,0 мм), крепления киля и пилонов двигателей к фюзеляжу. Большие вырезы в фюзеляже (под двери, люки) окаймлены обшивкой толщиной до 8,0 мм с плавным или ступенчатым ее уменьшением до 2,5…2,0 мм. Обшивка является важнейшим силовым элементом фюзеляжа, воспринимающим изгиб, кручение фюзеляжа (при рулении, полете со скольжением, отклонении РН) и внутреннее избыточное давление, поэтому ее повреждение в эксплуатации недопустимо.

Компоновка фюзеляжа

Спереди фюзеляжа установлен диэлектрический носовой обтекатель 2 , закрывающий антенну радиолокатора и антенну радиоаппаратуры.

Обтекатель подвешивается к шпангоуту № 3 фюзеляжа на двух расположенных сверху кронштейнах и крепится в закрытом положении четырьмя стяжными замками. Открывается обтекатель откидыванием вверх и поддерживается в верхнем положении двумя подкосами.

За шпангоутом № 4--5 начинается герметическая часть фюзеляжа, разделенная плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части.

В верхней части размещены пассажиры и экипаж, пространство под полом использовано в основном для багажных помещений и технических отсеков.

Над полом герметической части фюзеляжа находятся следующие помещения.

1. Кабина экипажа расположена между шпангоутом № 4--5 и перегородкой, установленной между шпангоутами № 10 и 11.

В кабине предусмотрены места для первого и второго пилотов и для бортинженера. В необходимых случаях здесь же монтируются рабочие места для штурмана и лоцмана.

Первый пилот находится слева по полету, второй пилот -- справа, бортовой инженер размещается сзади второго пилота лицом к правому борту. Рабочее место штурмана устанавливается сзади второго пилота, место лоцмана -- сзади первого пилота.

Впереди пилотов установлены приборные доски 4, 6, 10 (рис. 2.5), а между ними -- средний пульт пилотов 17. Над остеклением фонаря кабины размещен верхний электрощиток 8. У левого борта фюзеляжа находится боковой пульт первого пилота 19, а у правого борта -- боковой пульт второго пилота 15.

Сзади бокового пульта первого пилота установлена левая панель автоматов защиты сети (АЗС) 20, сзади бокового пульта второго пилота размещена правая панель АЗС 13, а за ней -- пульт бортового инженера 12 с пультом управления двигателями 14.

Впереди кресел первого и второго пилотов находятся штурвальные колонки 16 управления рулем высоты и элеронами и педали управления рулем направления 18.

На приборной доске смонтированы пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля за работой силовой установки и другие приборы и сигнальные устройства.

На пульте бортового инженера (рис. 2.6) находятся элементы управления и контроля за работой силовой установки, системы кондиционирования воздуха в гермокабине, автоматизированной бортовой системы управления самолетом АБСУ-154 и некоторые другие устройства. Передний вестибюль 4 (рис. 1) расположен между кабиной экипажа и шпангоутом № 14. В вестибюле у правого борта фюзеляжа находятся туалет и гардероб для пассажиров, на левом борту имеется входная дверь 5 для членов экипажа и пассажиров переднего салона. На задней стенке вестибюля у входной двери предусмотрены три складных сиденья бортпроводников. Первый пассажирский салон 6 находится при основном варианте компоновки фюзеляжа между шпангоутами № 14--29. В салоне установлено 54 пассажирских кресла: 9 рядов по 6 кресел в ряду. В салоне может быть установлен дополнительный -- десятый ряд кресел за счет уменьшения размеров буфета-кухни. По левому и правому бортам салона расположены окна 8, на правом борту имеется также запасная дверь 7. Вдоль салона по обоим бортам расположены багажные полки для размещения мелких личных вещей пассажиров. Снизу на полках установлены панели обслуживания с насадками индивидуальной вентиляции, светильниками, кнопками включения индивидуального освещения, кнопкой вызова бортпроводника и световой нумерацией рядов кресел. Шаг установки панелей обслуживания может быть изменен в зависимости от величины шага кресел. Кресла каждого ряда обозначены буквами А, Б, В, Г, Д, Е, которые выбиты на кнопках включения индивидуальных светильников.

Плафоны общего освещения салона размещены в центральной части потолка; кроме того, имеется подсвет бортов и нижней части багажных полок.

4. Буфет-кухня 9 размещается между шпангоутами № 29--34 при основном варианте компоновки салонов и между шпангоутами № 31--34 в случае установки в переднем салоне дополнительного ряда кресел.

Буфет-кухня оборудован комплектом нагревательных приборов, контейнерами и холодильником. На правом борту имеется служебная дверь 28, предусмотренная для наземного обслуживания буфета-кухни.

Задний вестибюль 10 расположен между шпангоутами № 34--36. На левом его борту имеется входная дверь 11, у правого борта находится гардероб. У входной двери на задней стенке вестибюля установлены три складные сиденья бортпроводников.

Второй пассажирский салон 13 находится между перегородками на шпангоутах № 36 и 64. В салоне установлено 98 кресел: 15 рядов по 6 кресел и два последние ряда имеют по 4 кресла.

Оборудование второго салона не отличается от оборудования первого салона. На левом и правом бортах салона имеются аварийные выходы 12, по два выхода с каждой стороны. В случае аварийной посадки пассажиры могут выйти через них на крыло самолета. На зимний период предусмотрена возможность установки дополнительных гардеробов в задней части второго салона за счет снятия двух последних рядов кресел.

7. Задние три туалетные комнаты 14 размещены между шпангоутами № 64 -- 67. Эти туалетные комнаты предназначены для пассажиров второго салона.

Под полом герметической части фюзеляжа находятся следующие помещения и отсеки.

Ниша передней ноги шасси 32 находится между шпангоутами №14--19. В полете в нишу убирается передняя нога шасси. Ниша негерметическая. От гермокабины она отделена спереди и сзади нижними герметическими стенками шпангоутов № 14 и 19, с боков -- герметическими продольными балками, сверху -- герметической зашивкой. Снизу ниша передней ноги закрывается двумя парами створок 31.

Переднее багажное помещение 27 находится между шпангоутами № 22 40. Для его загрузки предусмотрен люк 29 на правом борту.

8.Между шпангоутами № 41--49 встроен центроплан 25. Отсек центроплана негерметический; от гермокабины отсек отделен нижними перегородками, установленными на шпангоутах № 41 и 49, стенками переднего и заднего лонжеронов и верхней обшивкой центроплана.

Доступ в подцентропланную часть фюзеляжа осуществляется через две съемные панели фюзеляжа, расположенные под кессоном центроплана.

реактивный пассажирский самолет расчет руль



Рис1. Компоновка фюзеляжа:

1-- носовой обтекатель; 2-- фонарь кабины экипажа; 3-- кабина экипажа;4-- передний вестибюль; 5-- передняя входная дверь; 6-- первый пассажирский салон; 7-- запасная дверь; 8-- окна переднего пассажирского салона; 9-- буфет-кухня; 10-- задний вестибюль; 11-- задняя входная дверь; 12-- аварийные выходы; 13-- второй пассажирский салон; 14-- задние туалетные комнаты; 15-- отсек вспомогательной силовой установки; 16-- створки отсека среднего двигателя; 17-- отсек среднего двигателя: 18, 20, 24, 26, 30, 33-- технические отсеки; 19, 34-- люки технических отсеков;21-- люк заднего багажного помещения; 22-- заднее багажное помещение; 23-- окна заднего пассажирского салона; 25-- центроплан; 27-- переднебагажное помещение;28-- служебная дверь; 29-- люк переднего багажного помещения; 31-- створки ниши передней ноги шасси; 32-- ниша передней ноги шасси

Заднее багажное помещение 22 находится между шпангоутами № 50--65. Люк 21 для его загрузки расположен на правом борту.

Технические отсеки 33, 30, 26, 24, 20 размещаются между шпангоутами № 5 -- 14, 19 -- 22, 40 -- 41, 49 -- 50 и 65 -- 67. В отсеках смонтировано различного рода оборудование.

В хвостовой части фюзеляжа расположены следующие отсеки.

Технический отсек 18 находится между шпангоутами № 68--73. Загрузка отсека осуществляется через люк 19 на правом борту фюзеляжа. Изнутри отсек зашит дуралюминовыми листами.

Отсек среднего двигателя 17 расположен между шпангоутами № 73--83. Отсек отделен от гермокабины и технического отсека 18 титановыми противопожарными перегородками. Внизу отсека имеется люк для монтажа двигателя. Люк закрывается двумя парами створок 16.

Отсек вспомогательной силовой установки (ВСУ) 15 размещается в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 78--82.

Отсек ВСУ отделен от силовых элементов фюзеляжа титановыми противопожарными перегородками.

Крыло

Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем крыла используется для размещения топлива.

Крыло кессонной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам № 14 (рис2.). Крыло имеет механизацию: закрылки 12, 15, предкрылки 2, 4, 6, интерцепторы 10, 13, 14. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны 8 и аэродинамические перегородки 9.

Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым противообледенительным устройством. Теплый воз дух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета.

Силовой частью крыла является кессон 3, 5, воспринимающий основные нагрузки, действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла, на участках, не обтекаемых воздушным потоком, -- внутри фюзеляжа, внутри гондол шасси -- они не ставятся.

Рис. 2. Схема крыла:

1 -- носовая часть (носок) центроплана; 2 -- внутренний предкрылок; 3 -- кессон центроплана; 4 -- средний предкрылок; 5 -- кессон ОЧК; 6 -- внешний предкрылок; 7 -- концевой обтекатель; 8 -- элерон; 9 -- аэродинамическая перегородка; 10 -- элерон-интерцептор; 11 -- хвостовая часть ОЧК;12 -- внешний закрылок; 13 средний интерцептор; 14 -- внутренний интерцептор; 15 -- внутренний закрылок; 16 -- хвостовая часть центроплана

Стреловидность крыла увеличивает величину критического числа М; она составляет по линии 1/4 хорд 35°. На участках крыла, примыкающих к фюзеляжу, стреловидность составляет 41°. Увеличение стреловидности в корневой части крыла связано с необходимостью компенсировать увеличение относительной толщины профиля крыла на этом участке.

Крыло имеет геометрическую крутку -- его сечения постепенно поворачиваются, по мере удаления от оси самолета, в сторону отрицательных углов. Благодаря геометрической крутке повышается максимальный коэффициент качества крыла и достигаются большие углы атаки без срыва потока.

Относительная толщина профиля крыла меняется по размаху от максимальной у фюзеляжа до минимальной на концах. На конце крыла установлены тонкие, но более несущие профили это наряду с геометрической круткой позволяет предотвратить концевой срыв воздушного потока на значительных углах атаки.

Профиль крыла у корня имеет отрицательную кривизну, тем самым обеспечивается благоприятная интерференция между крылом и фюзеляжем.

В целях обслуживания агрегатов и узлов, расположенных внутри крыла, а также из технологических соображений крыло имеет большое количество люков.

Центроплан

Центроплан состоит из кессона, носовой и хвостовой частей (рис.3). На центроплане установлены внутренние закрылки, внутренние предкрылки, внутренние интерцепторы и шторки; на нем крепятся главные ноги шасси и их гондолы. Носок центроплана от борта фюзеляжа до предкрылка оборудован воздушно-тепловым противообледенителем.



Рис.3 Центроплан крыла: 1 -- передний лонжерон; 2 --нервюры; 3 -- съемный носок (первый); 4 -- съемный носок (второй); 5 -- средний лонжерон; 6 -- внутренний предкрылок; 7 -- стрингеры; 8 -- съемная панель; 9 -- профили разъема; 10 -- внутренний закрылок; 11 -- внутренний интерцептор; 12 -- хвостовая часть; 13 -- нервюра № 3; 14 -- профиль; 15 -- задний лонжерон; 16 -- балка механизма закрылка; 17 -- стыковая стойка; 18 нервюра № 14; 19 -- узлы крепления центроплана к фюзеляжу

Закрылки

Закрылки служат для улучшения взлетных и посадочных характеристик самолета.

Закрылки выполнены выдвижными, трехщелевыми, с переменной хордой.

Выдвижные закрылки характерны тем, что при выпуске они сдвигаются назад и, следовательно, увеличивается не только кривизна профиля, но и площадь крыла.

Трехщелевыми закрылки сделаны, чтобы предотвратить срыв потока с верхней поверхности крыла при отклонении закрылка на значительные углы. Одна щель образуется между закрылком и крылом, две другие -- в самом закрылке: между дефлектором и средней частью, а также между средней частью закрылка и его хвостиком.

При взлете самолета закрылки отклоняются на угол 28°, при этом открыты только две щели в закрылке; при посадке закрылки отклоняются на угол 45°, в этом случае открыты все три щели.

Закрылки переменной хорды обеспечивают оптимальные аэродинамические характеристики крыла как при взлете самолета, так и при посадке.

Рис. 4 Общий вид закрылка отъемной части крыла: 1 -- дефлектор; 2 средняя часть; 3 -- обтекатель винта подъемника; 4 -- обтекатели механизмов закрылка; 5 -- хвостик

Закрылок с малой хордой обладает лучшим аэродинамическим качеством, что особенно важно при взлете в условиях жаркой погоды или с высокогорного аэродрома, когда двигатели самолета имеют пониженную тягу. У закрылка, отклоненного на взлетный угол, дефлектор прижат к крылу и в потоке находятся только среднее звено и хвостик, образуя двущелевой закрылок уменьшенной хорды. Поскольку передняя щель закрыта, не возникает дополнительного увеличения сопротивления крыла и, следовательно, уменьшения его качества. Однако при посадке выгоден закрылок большой хорды, обеспечивающий высокий коэффициент подъемной силы.

Увеличение хорды закрылка при его отклонении в посадочное положение достигается путем раздвижения закрылка -- удаления дефлектора и хвостика от средней части. В посадочном положении закрылка открыты все три щели, обеспечивая бессрывное плавное обтекание закрылка воздушным потоком

Закрылок состоит из четырех частей: двух внутренних и двух внешних. Внутренние части закрылка расположены на центроплане между бортами фюзеляжа и гондолами главных ног шасси; внешние части закрылка подвешены на отъемных частях крыла на участке от разъемов крыла до элеронов. Конструкция внутренних и внешних частей в основном одинаковая.

Каждая часть закрылка состоит из средней части 2 (рис.4), к которой крепятся дефлектор 1 и хвостик 5.

Предкрылки выпускаются на взлете и при посадке. В убранном положении они вписываются в профиль крыла.

Предкрылки расположены вдоль передней кромки крыла от нервюры № 7 центроплана до конца ОЧК.

Предкрылки делятся на внутренние, средние и внешние. Внутренние предкрылки расположены на центроплане, средние и внешние -- на ОЧК.

Все предкрылки имеют электротепловые противообледенительные устройства.

Предкрылки

Предкрылок (рис. 5) состоит из нервюр 1, 2, стрингера 7, наружной 3 и внутренней 6 обшивок, законцовочных профилей 9, изготовленных из дуралюминовых сплавов. К обшивке носовой части приклеен электронагревательный элемент противообледенительного устройства. В местах опор предкрылка поставлены силовые нервюры 1, имеющие штампованные узлы для крепления рельса.

Средние и внешние предкрылки, имеющие большую длину, разрезаны на две секции, для того чтобы при деформации крыла предкрылок не заклинивало в опорах. По месту разреза секции соединены между собой шарнирно горизонтальным болтом 10, проходящим через две пары кронштейнов 11 соединяемых секций.

Внутренний предкрылок и каждая секция среднего и внешнего подвешены к крылу на двух опорах. Опора состоит из рельса 4 и каретки. Передний конец рельса крепится на двух узлах к предкрылку, задний конец опирается на ролики каретки, установленной на переднем лонжероне крыла 3

Каретки предкрылка аналогичны по конструкции кареткам дефлектора закрылка.

Рис.5. Предкрылок:

А -- внутренний предкрылок; б -- схема соединения секций среднего и внешнего предкрылков; 1 силовая нервюра; 2 -- типовые нервюры; 3 -- наружная обшивка; 4 -- рельс; 5-кронштейн крепления подъемника: 6 -- внутренняя обшивка; 7 -- стрингер; 8 -- роликовый замок; 9 -- профили; 10 болт; 11 -- кронштейны секций предкрылка

Выпуск и уборка предкрылка осуществляются винтовыми подъемниками, шарнирно закрепленными на переднем лонжероне крыла и связанными с предкрылком карданами.

Каждый предкрылок имеет два винтовых подъемника, причем на среднем и внешнем предкрылках каждая секция имеет свой подъемник.