CAPÍTULO 3 DESCRIPCIÓN TÉCNICA
Configuración aerodinámica
Por su configuración aerodinámica el Su-25 cumple con un esquema aerodinámico convencional. Cuando la configuración aerodinámica era discutida se consideraron esquemas alternativos, cada uno de los cuales debía garantizar el cumplimiento de los requisitos tácticos y técnicos, algunos de los cuales, son difícilmente compatible.
Algunas demandas en conflicto son las siguientes:
- Una amplia gama de velocidades de vuelo, incluyendo una velocidad máxima de V = 1000 km / h a baja altura;
- Soportar valores altos de aceleraciones en maniobras a baja velocidad, en particular, aceleracion = 5,0 g a una velocidad de 500-550 km / h a baja altura;
- Operatividad en aeródromos de tierra con una resistencia del terreno igual a 6,7 kg / cm2 y ejecutar el despegue en no más de 600 m.
Con el fin de optimizar los parámetros del diseño aerodinámico de los aviones, en túneles de viento del TsAGI se llevo a cabo una extensa investigación. Esto fue precedido por una intensa fase de búsqueda y de numerosos cálculos.
Las principales áreas de investigación estaban relacionadas con las diversas opciones de superficies de sustentación en términos de sus perfiles, la mecanización de las alas, superficies de control y sus perfiles, los aerofrenos, los tipos de carga de combate y los dispositivos de suspensión, etc. La mayor parte de la investigación estaba relacionada con la optimización de los parámetros de las alas y el cálculo de las características aerodinámicas generales y las opciones de configuración.
Esto implica una gran variación de la envergadura (2,5 - 6,5), estrechamiento ( 2,5 - 4,0), ángulo de barrido del borde de ataque ( 15º-60º), delimitación de los perfiles de las secciones del ala, el espesor relativo, la curvatura , la torsión, etc.
La investigación en curso se ha centrado en la obtención de las siguientes características:
- Alta eficiencia aerodinámica para la obtención de un determinado rango con combustible mínimo (teniendo en cuenta las características de la planta motriz);
- La resistencia aerodinámica para alcanzar la velocidad máxima (en combinación con la planta motriz prevista);
- Los valores necesarios para un desarrollo favorable de la separación del flujo a altos ángulos de ataque, impedir la entrada en perdida a los ángulos de ataque supercríticos para obtener buenas características de aterrizaje (en conjunción con la mecanización de las alas)
Se realizaron cálculos de 144 variantes usando la computadora de las cuales se selecciono las 4 opciones más adecuadas.
En una fase temprana del desarrollo de los aviones de ataque, se propuso una superficie alar de 19 m2, se seleccionaron los principales parámetros con una envergadura de 5 m , un estrechamiento de 2,77, un barrido de la parte frontal de 20º50” y un espesor relativo del perfil de 0,11 a lo largo de su longitud.
Los parámetros aprobados se mantuvo prácticamente sin cambios asta antes del primer vuelo de los prototipos T8-1 y T8-2 (en los que se aumento hasta 28 m2 la superficie alar).
Los principales parámetros del ala del primer ejemplar de vuelo eran: envergadura 4,97 m; estrechamiento 2,64; ángulo de barrido frontal = 19º54" y espesor relativo del 0.105.
Los estudios de la imagen física del flujo alrededor del ala, el método de los hilos de seda sobre modelos y las pruebas de vuelo proporcionaron una imagen más precisa del flujo y permitió hacer los ajustes apropiados.
El área del ala fue seleccionada para permitir el vuelo cerca de tierra a la velocidad máxima en un ambiente turbulento. Una cantidad considerable de trabajos de investigación se llevó a cabo en la elección de la forma de la mecanización de las alas. Las limitadas longitudes de carrera y la necedad de volar con una carga específica relativamente alta en el ala dictaban los requerimientos que debieron soportar la mecanización.
En síntesis fue seleccionada la opción que incluía alerón enterizo y flap ranurado en toda la longitud de cuerda constante.
Para determinadas características de maniobrabilidad a bajas velocidades de vuelo, también se utiliza la mecanización ya que en ciertas configuraciones de vuelo las alas no cumplen con los requisitos.
Un tiempo elevado llevo buscar la ubicación y las características geométricas de los aerofreno del avión. Además de un buen rendimiento, desplegados no deben conducir a un desequilibrio y una reducción notable de las propiedades de carga de la aeronave.
Se estudiaron 8 variantes para la ubicación del aerofreno. La más exitosa en términos de cumplimiento de los requisitos anteriores fue la que ubico los aerofreno en los extremos de las góndolas situadas en los extremos del ala.
Su área total es de 1,2 m2 y esta compuesto por dos paneles simétricos que se despliegan arriba y abajo de la cola de la góndola y puede ser utilizado como una herramienta táctica en toda la gama de velocidades de vuelo, incluido el despegue y el aterrizaje.
Se mejoro este sistema mediante la introducción de paneles adicionales con una superficie de 0,6 m2 unidos a los anteriores con el sistema llamado "doble cocodrilo” que ha aumentado significativamente la eficacia de los aerofreno y dio la posibilidad del vuelo en picada con una velocidad controlable de menos de 700 kmh.
El estabilizador horizontal está en la huella del ala (ligeramente por encima del plano de la cuerda del ala), trabajaba con un ángulo negativo.
Esto condujo a la interrupción del flujo en la superficie inferior de la cola y la aparición de una dependencia no lineal ("cucharas") del momento longitudinal de la aeronave.
La introducción a causa de los resultados de las pruebas de vuelo de un ángulo transversal positivo (Dietro) con un perfil simétrico elimino este fenómeno (anteriormente era negativo el ángulo del estabilizador).
Se estudia ampliamente la variedad de cargas de combate y la geometría de los dispositivos de suspensión utilizando los resultados de la investigación en túneles de viento y las pruebas de vuelo.
Se presta mucha atención a simular la geometría de la tomas de aire, las toberas de salida, las góndolas de motor y se incluyo experimentos con la simulación del chorro de gas de los motores así como la influencia de los chorros de gases de escape en el estabilizador horizontal.
En las pruebas de los modelos se encontró altas tasas de recuperación de presión en la entrada de aire y pequeñas pérdidas de empuje en las toberas.
Una enorme cantidad de trabajo teórico y de investigación se llevó a cabo en el desarrollo de la geometría de las superficies de control en el avión originalmente sin asistencia.
En el curso de este trabajo fueron revisadas muchas opciones para desarrollar formas de compensación y de control acorde a la superficie de la aeronave, incluyendo la cinemática y más tarde los Servo-compensadores, lo que permitió alcanzar un nivel de esfuerzo en los tres canales de control aceptable y características favorables de vibración.
Primero los modelos eran “soplados” en túneles de viento y luego en las pruebas de vuelo se llevaron a cabo investigaciones utilizando el método de los hilos de seda.
Se busco un alto nivel de rendimiento aerodinámico y de carga para garantizar la oportunidad de regresar al avión al aeropuerto aunque sufra importantes daños en combate sobre sus superficies.
Diseño del fuselaje
El fuselaje se realiza bajo el esquema de semi monocasco. El diseño del fuselaje realizado con un esqueleto formado por largueros longitudinales además de vigas y largueros transversales con marcos normales y reforzados.
La parte delantera del fuselaje se puede dividir en los siguientes compartimentos:
- compartimiento delantero: ubicado delante de la cabina, forma un compartimento estanco para el equipo electrónico. Es de construcción remachada y de una sola pieza. Para garantizar el acceso a los equipos electrónicos se encuentra en el lado del compartimiento una escotilla de acceso rápido. Además la punta se inclina y se fija en la posición de cierre con la ayuda de pernos de guía y seguros;
- La cabina esta hecha de placas de titanio soldadas entre sí. En la parte delantera y trasera de la cabina tiene aberturas para las conexiones con el resto del aparato. En el suelo hay una viga transversal que recibe la carga del nodo sobre el que se monta el tren de aterrizaje delantero. En la parte trasera se instala los soportes de la estructura delantera y las guías del asiento eyectable. La cabina tiene los paneles de instrumentos y controles de la aeronave y los motores, el asiento eyectable. En el lado izquierdo de la cabina se instalo una escalera plegable. Para evitar el ingreso de polvo a la cabina y aumentar la resistencia a la humedad se presuriza la cabina con una sobre presión de 0,03-0,05 atmósferas. El blindaje de placas de titanio tiene un espesor de alrededor de 24 mm.
Las pérdidas del exceso de presión en la cabina se reducen al mínimo gracias a juntas selladas.
- La carlinga consta de un parabrisa fijo y la cubierta abisagrada. La parte abisagrada está fuertemente conectada al fuselaje por medio de seguros. Le apertura y cierre de la cabina se realiza a mano. La parte móvil de la cubierta se rebate a la derecha.
La parte delantera de la carlinga consiste de un marco y un parabrisa más dos cristales laterales curvos. El parabrisas esta constituido por varias capas de sílice endurecido y una capa de vidrio de base orgánica.
El parabrisa tiene calefacción eléctrica. El parabrisa frontal tiene un espesor de 65 mm y puede resistir la penetración de balas perforantes de calibre 12,7 mm. En el diseño de la carlinga también se incluye marcos de acero con un espesor de 6 mm.
La cabina proporciona una visión al piloto hacia adelante y abajo con un ángulo de 19 grados y a los lados y abajo en un ángulo de 40 grados. La visión del piloto hacia el hemisferio trasero es limitada
Para mejorar la visión se instalo un periscopio en la parte móvil de carlinga y dos espejos laterales;
- En un compartimiento no hermético situado entre el 4º y el 7º marcos, se instala el cañón integrado de 30 mm, el compartimento de munición, el sistema de alimentación del arma, el sistema de descarte de los cartuchos gastados y el cabrestante integrado para subir y bajar el cajón del arma. El cañón esta montado sobre una viga de fuerza fijada al suelo de la cabina.
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Configuración aerodinámica
Por su configuración aerodinámica el Su-25 cumple con un esquema aerodinámico convencional. Cuando la configuración aerodinámica era discutida se consideraron esquemas alternativos, cada uno de los cuales debía garantizar el cumplimiento de los requisitos tácticos y técnicos, algunos de los cuales, son difícilmente compatible.
Algunas demandas en conflicto son las siguientes:
- Una amplia gama de velocidades de vuelo, incluyendo una velocidad máxima de V = 1000 km / h a baja altura;
- Soportar valores altos de aceleraciones en maniobras a baja velocidad, en particular, aceleracion = 5,0 g a una velocidad de 500-550 km / h a baja altura;
- Operatividad en aeródromos de tierra con una resistencia del terreno igual a 6,7 kg / cm2 y ejecutar el despegue en no más de 600 m.
Con el fin de optimizar los parámetros del diseño aerodinámico de los aviones, en túneles de viento del TsAGI se llevo a cabo una extensa investigación. Esto fue precedido por una intensa fase de búsqueda y de numerosos cálculos.
Las principales áreas de investigación estaban relacionadas con las diversas opciones de superficies de sustentación en términos de sus perfiles, la mecanización de las alas, superficies de control y sus perfiles, los aerofrenos, los tipos de carga de combate y los dispositivos de suspensión, etc. La mayor parte de la investigación estaba relacionada con la optimización de los parámetros de las alas y el cálculo de las características aerodinámicas generales y las opciones de configuración.
Esto implica una gran variación de la envergadura (2,5 - 6,5), estrechamiento ( 2,5 - 4,0), ángulo de barrido del borde de ataque ( 15º-60º), delimitación de los perfiles de las secciones del ala, el espesor relativo, la curvatura , la torsión, etc.
La investigación en curso se ha centrado en la obtención de las siguientes características:
- Alta eficiencia aerodinámica para la obtención de un determinado rango con combustible mínimo (teniendo en cuenta las características de la planta motriz);
- La resistencia aerodinámica para alcanzar la velocidad máxima (en combinación con la planta motriz prevista);
- Los valores necesarios para un desarrollo favorable de la separación del flujo a altos ángulos de ataque, impedir la entrada en perdida a los ángulos de ataque supercríticos para obtener buenas características de aterrizaje (en conjunción con la mecanización de las alas)
Se realizaron cálculos de 144 variantes usando la computadora de las cuales se selecciono las 4 opciones más adecuadas.
En una fase temprana del desarrollo de los aviones de ataque, se propuso una superficie alar de 19 m2, se seleccionaron los principales parámetros con una envergadura de 5 m , un estrechamiento de 2,77, un barrido de la parte frontal de 20º50” y un espesor relativo del perfil de 0,11 a lo largo de su longitud.
Los parámetros aprobados se mantuvo prácticamente sin cambios asta antes del primer vuelo de los prototipos T8-1 y T8-2 (en los que se aumento hasta 28 m2 la superficie alar).
Los principales parámetros del ala del primer ejemplar de vuelo eran: envergadura 4,97 m; estrechamiento 2,64; ángulo de barrido frontal = 19º54" y espesor relativo del 0.105.
Los estudios de la imagen física del flujo alrededor del ala, el método de los hilos de seda sobre modelos y las pruebas de vuelo proporcionaron una imagen más precisa del flujo y permitió hacer los ajustes apropiados.
El área del ala fue seleccionada para permitir el vuelo cerca de tierra a la velocidad máxima en un ambiente turbulento. Una cantidad considerable de trabajos de investigación se llevó a cabo en la elección de la forma de la mecanización de las alas. Las limitadas longitudes de carrera y la necedad de volar con una carga específica relativamente alta en el ala dictaban los requerimientos que debieron soportar la mecanización.
En síntesis fue seleccionada la opción que incluía alerón enterizo y flap ranurado en toda la longitud de cuerda constante.
Para determinadas características de maniobrabilidad a bajas velocidades de vuelo, también se utiliza la mecanización ya que en ciertas configuraciones de vuelo las alas no cumplen con los requisitos.
Un tiempo elevado llevo buscar la ubicación y las características geométricas de los aerofreno del avión. Además de un buen rendimiento, desplegados no deben conducir a un desequilibrio y una reducción notable de las propiedades de carga de la aeronave.
Se estudiaron 8 variantes para la ubicación del aerofreno. La más exitosa en términos de cumplimiento de los requisitos anteriores fue la que ubico los aerofreno en los extremos de las góndolas situadas en los extremos del ala.
Su área total es de 1,2 m2 y esta compuesto por dos paneles simétricos que se despliegan arriba y abajo de la cola de la góndola y puede ser utilizado como una herramienta táctica en toda la gama de velocidades de vuelo, incluido el despegue y el aterrizaje.
Se mejoro este sistema mediante la introducción de paneles adicionales con una superficie de 0,6 m2 unidos a los anteriores con el sistema llamado "doble cocodrilo” que ha aumentado significativamente la eficacia de los aerofreno y dio la posibilidad del vuelo en picada con una velocidad controlable de menos de 700 kmh.
El estabilizador horizontal está en la huella del ala (ligeramente por encima del plano de la cuerda del ala), trabajaba con un ángulo negativo.
Esto condujo a la interrupción del flujo en la superficie inferior de la cola y la aparición de una dependencia no lineal ("cucharas") del momento longitudinal de la aeronave.
La introducción a causa de los resultados de las pruebas de vuelo de un ángulo transversal positivo (Dietro) con un perfil simétrico elimino este fenómeno (anteriormente era negativo el ángulo del estabilizador).
Se estudia ampliamente la variedad de cargas de combate y la geometría de los dispositivos de suspensión utilizando los resultados de la investigación en túneles de viento y las pruebas de vuelo.
Se presta mucha atención a simular la geometría de la tomas de aire, las toberas de salida, las góndolas de motor y se incluyo experimentos con la simulación del chorro de gas de los motores así como la influencia de los chorros de gases de escape en el estabilizador horizontal.
En las pruebas de los modelos se encontró altas tasas de recuperación de presión en la entrada de aire y pequeñas pérdidas de empuje en las toberas.
Una enorme cantidad de trabajo teórico y de investigación se llevó a cabo en el desarrollo de la geometría de las superficies de control en el avión originalmente sin asistencia.
En el curso de este trabajo fueron revisadas muchas opciones para desarrollar formas de compensación y de control acorde a la superficie de la aeronave, incluyendo la cinemática y más tarde los Servo-compensadores, lo que permitió alcanzar un nivel de esfuerzo en los tres canales de control aceptable y características favorables de vibración.
Primero los modelos eran “soplados” en túneles de viento y luego en las pruebas de vuelo se llevaron a cabo investigaciones utilizando el método de los hilos de seda.
Se busco un alto nivel de rendimiento aerodinámico y de carga para garantizar la oportunidad de regresar al avión al aeropuerto aunque sufra importantes daños en combate sobre sus superficies.
Diseño del fuselaje
El fuselaje se realiza bajo el esquema de semi monocasco. El diseño del fuselaje realizado con un esqueleto formado por largueros longitudinales además de vigas y largueros transversales con marcos normales y reforzados.
La parte delantera del fuselaje se puede dividir en los siguientes compartimentos:
- compartimiento delantero: ubicado delante de la cabina, forma un compartimento estanco para el equipo electrónico. Es de construcción remachada y de una sola pieza. Para garantizar el acceso a los equipos electrónicos se encuentra en el lado del compartimiento una escotilla de acceso rápido. Además la punta se inclina y se fija en la posición de cierre con la ayuda de pernos de guía y seguros;
- La cabina esta hecha de placas de titanio soldadas entre sí. En la parte delantera y trasera de la cabina tiene aberturas para las conexiones con el resto del aparato. En el suelo hay una viga transversal que recibe la carga del nodo sobre el que se monta el tren de aterrizaje delantero. En la parte trasera se instala los soportes de la estructura delantera y las guías del asiento eyectable. La cabina tiene los paneles de instrumentos y controles de la aeronave y los motores, el asiento eyectable. En el lado izquierdo de la cabina se instalo una escalera plegable. Para evitar el ingreso de polvo a la cabina y aumentar la resistencia a la humedad se presuriza la cabina con una sobre presión de 0,03-0,05 atmósferas. El blindaje de placas de titanio tiene un espesor de alrededor de 24 mm.
Las pérdidas del exceso de presión en la cabina se reducen al mínimo gracias a juntas selladas.
- La carlinga consta de un parabrisa fijo y la cubierta abisagrada. La parte abisagrada está fuertemente conectada al fuselaje por medio de seguros. Le apertura y cierre de la cabina se realiza a mano. La parte móvil de la cubierta se rebate a la derecha.
La parte delantera de la carlinga consiste de un marco y un parabrisa más dos cristales laterales curvos. El parabrisas esta constituido por varias capas de sílice endurecido y una capa de vidrio de base orgánica.
El parabrisa tiene calefacción eléctrica. El parabrisa frontal tiene un espesor de 65 mm y puede resistir la penetración de balas perforantes de calibre 12,7 mm. En el diseño de la carlinga también se incluye marcos de acero con un espesor de 6 mm.
La cabina proporciona una visión al piloto hacia adelante y abajo con un ángulo de 19 grados y a los lados y abajo en un ángulo de 40 grados. La visión del piloto hacia el hemisferio trasero es limitada
Para mejorar la visión se instalo un periscopio en la parte móvil de carlinga y dos espejos laterales;
- En un compartimiento no hermético situado entre el 4º y el 7º marcos, se instala el cañón integrado de 30 mm, el compartimento de munición, el sistema de alimentación del arma, el sistema de descarte de los cartuchos gastados y el cabrestante integrado para subir y bajar el cajón del arma. El cañón esta montado sobre una viga de fuerza fijada al suelo de la cabina.
continuara.....
