Мда, раньше считал, что хорошо если экономическими вопросами в авиационной фирме занимается экономист по образованию, а не самолетчик. Теперь начинаю считать, что авиационная подготовка слишком важна, чтобы отсутствовать...
О себе - учусь в МАИ (кафедра аэродинамики, фак-т "Авиационная техника", 4 курс), работаю в АООТ "ОКБ Сухого".

Подробней прокомментирую завтра, а сегодня для затравки:
================================================
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПЕРСПЕКТИВНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ США
Перспективный американский истребитель F-22 Raptor начал создаваться во времена продолжающейся «холодной войны» между СССР и США. Желание США иметь истребитель, по всем показателям превосходящий любой истребитель, могущий быть спроектированным в СССР, обусловило чрезвычайно жесткие требования к нему - малозаметность, сверхзвуковая крейсерская скорость, вооружение высокоточным и управляемым оружием сегодняшнего и нового поколения, максимально возможное облегчение летчика при выполнении боевого задания с возложением многих его функций на бортовое радиоэлектронное оборудование нового поколения. Возможность создания самолета обусловлена возможностями создания аэродинамически и конструктивно совершенного планера, силовой установки и бортового РЭО.
В данном случае мы остановимся (и достаточно коротко) на основных конструктивно-технологических характеристиках самолета. Вкратце попробует посмотреть, что нового вносит организация серийного производства такого самолета в конструктивно-технологическую «копилку» авиастроения.
Фюзеляж самолета включает в себя следующие секции: носовую часть фюзеляжа, кабину пилота, среднюю и хвостовую части фюзеляжа. Передняя (носовая) часть фюзеляжа имеет длину 5,2 м, ширину несколько больше 1,5 м в его самой широкой части, высоту 1,7 м и массу около 770 кг. Силовой каркас рассматриваемой конструкции включает в себя две балки и два лонжерона. Обе балки выполнены из композиционных материалов.
Фонарь кабины имеет длину 3,56 м, ширину 1,44 м и высоту 0,7 м. Его масса составляет около 160 кг. Фонарь «лежит» на лонжеронах, выполненные из алюминиевого сплава. Фонарь кабины пилота интересен применением самого пока большого по размерам элемента конструкции, выполненного из монолитного поликарбонатного материала, состоящего из двух листов толщиной по 9 мм каждый, изготовленных плавкой в нагретом состоянии с последующим формообразованием - штамповкой.
Средняя часть фюзеляжа длиной 5,2 м, высотой 2 м имеет массу около 3900 кг. В средней части фюзеляжа расположены монтажи электро-, гидро-, топливной и других систем. Топливная система средней части фюзеляжа включает 3 топливных бака. Кроме того, в средней части фюзеляжа имеется 4 отсека вооружения и устанавливается 20-мм пушка. Весьма интересным является соотношение между применяемыми материалами в конструктивных элементах средней части фюзеляжа. Он на 35 процентов изготовлен из алюминиевых сплавов, на 35 процентов - из титановых сплавов и на 23,5 процента - из композиционных материалов (КМ). Обращает на себя внимание достаточно большой удельный вес титановых сплавов и КМ, что является отражением борьбы за наименьшую массу конструкции при сохранении (по сравнению с алюминиевыми сплавами) ее жесткости и прочности. Известно, что один из силовых элементов является штамповкой из титанового сплава Ti-6-22-22 массой около 18 кг. Четыре шпангоута выполнены также из титанового сплава Ti-6-4, причем один из них, якобы, является самой большой титановой конструкцией когда-либо использованных в самолетостроении (последний тезис следует взять под сомнение - скорее всего имеет место просто неправильный перевод оригинала).
Основным конструкционным материалом хвостовой части фюзеляжа являются титановые сплавы, составляющие до 67 процентов по массе этой секции. Алюминиевые сплавы - 22 процента и композиционные материалы - 11 процентов. Хвостовая часть фюзеляжа имеет длину 5,8 м и максимальную ширину 3,6 м. Масса конструкции составляет 2270 кг. Основой силовых элементов хвостовой части фюзеляжа являются передние и задник лонжероны, которые по массе конструкции составляют 25 процентов от всей массы конструкции хвостовой части фюзеляжа. Лонжероны выполняются из титановых сплавов соединением электронно-лучевой сваркой. Самым большим лонжероном является передний лонжерон длиной свыше 3 м и массой около 300 кг. Отмечается, что применение электронно-лучевой сварки позволило сократить количество крепежных элементов на 75 процентов.
Крыло самолета представляет собой конструкцию из поперечного и продольного наборов, выполненную на 42 процента из титановых сплавов, 35 процентов элементов конструкции (по массе) изготовлены из композиционных материалов, а 23 процента - из алюминиевых сплавов, стали и других материалов. Масса крыла равна приблизительно около 1800 кг. Отмечается, что после проведения реального обстрела элементов конструкции самолета конструкция крыла усилена заменой каждой четвертой нервюры из композиционных материалов на титановую конструкцию.
Шасси самолета выполнено из стали Карпентер Технолоджис Армет 100. Применяемая сталь проходит специальную термическую обработку для обеспечения высокой защиты от коррозии.

НЕКОТОРЫЕ НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ТЕХНОЛОГИИ
Ряд деталей нового истребителя изготовлены из так называемых термореактивных композитов. Эти композиты приблизительно поровну представляют детали, изготовленные из эпоксидных полимеров и бисмалевидных (БМИ) деталей. Обшивка, как правило, выполнена из БМИ, которые дают высокую прочность, в том числе при высоких температурах. Термопластиковые материалы могут подвергаться формированию при нагреве, но, как показала практика из опытного производства, они очень дороги в изготовлении и их соединение технологически затруднено. В результате в конструкции самолета термореактивные композиты составляют около 24 процентов материалов конструкции, а термопластики только около 1 процента (например, створки шасси и отсека вооружения)
Самолет является первым объектом авиастроения, на котором применен новый технологический метод формовки полимерных переходов (ФПП) композиционных материалов. ФПП - метод изготовления композиционных элементов конструкции. Крупногабаритные элементы из композиционных материалов изготовлены прессованием сотен слоев материала, содержащего предварительно внедренные полимеры с последующим отверждением в автоклаве. В процессе ФПП волокнистые заготовки проходят первичную вакуумную обработку после которой заготовки помещаются в инструментальную оснастку по форме соответствующей форме и размерам детали. Инструмент подводится к заготовке с пластиком в прогретом состоянии под давлением. Как считают американские специалисты, выгода в подгонке металлической инструментальной оснастки к ФПП состоит в высокой воспроизводимости деталей одинаковых размеров. ФПП используется для изготовления более чем 400 элементов конструкции истребителя от кромок воздухозаборников до несущих элементов синусоидальных лонжеронов крыла. Специалисты отмечают, что на фирме Boeing применение ФПП снизило стоимость лонжеронов крыла на 20 процентов и наполовину уменьшило число армированных деталей, необходимых для проведения сборочных работ. Бисмалеймидные и эпоксидные детали также изготавливаются с применением ФПП.
Технология изготовления вала привода стабилизатора основана на технологии автоматического расположения волокна (АРВ) с использованием уникальной инструментальной оснастки. Сам вал представляет собой по форме цилиндр диаметром 254 мм на одном конце и прямоугольный лонжерон на другом конце шириной 100 мм со смещением в области перехода («как клюшка для хоккея»).
Технология АРВ делает возможным создание точного расположения волокон при достижении очень сложной геометрии детали. Сам вал состоит из 400 слоев композитной волокнистой ленты шириной 3-12 мм. Вал отверждается по ступенчатой технологии в целях предотвращения получения внешних трещин элиминированных складок. Допуск на размеры при изготовлении практически отсутствует. После изготовления производится неразрушающий контроль и испытания. Процесс изготовления вала поворота стабилизатора исключительно трудоемок и дорог - на производство вала требуется до 60 дней, но масса детали снижена на 40 кг (на 2 вала в самолете) за счет только замены титановых сплавов на новые композитные технологии. Для изготовления перспективных подобных валов планируется применять утолщенные композитные ленты.
Горячее изостатическое прессование (ГИП), при котором металлические литые заготовки подвергаются очень высокому температурному нагреву при статическом давлении более 70 Мпа. На F-22 ГИП применяется для устранения усадочных раковин и диффузионного соединения стенок раковин в литых заготовках. Процессу ГИП подвергнуты литые заготовки привода рулей, верх фонаря кабины летчика, элементы передней и задней части и крыла, задняя силовая часть элерона, наклонный шпангоут воздухозаборника, который первоначально изготавливался сборкой из 4 элементов, а с переходом на литье были снижены количество крепежа на сборке и объем механической обработки.
Электронно-лучевая сварка в вакуумной камере известна давно и она широко применяется в изготовлении хвостовой части фюзеляжа. Наиболее зримые преимуществами такой сварки проявляются при сварке деталей толщиной более 25 мм. Применение электронно-лучевой сварки позволило сократить количество крепежных элементов на 75 процентов, уменьшить массу свариваемой конструкции, сократить трудоемкость сборочных работ и их стоимость.

ДВИГАТЕЛЬ F-119
Создание двигателя является продуктом почти 40-летних исследований фирмы Pratt & Whitney. Интересно, что специалисты по техническому обслуживанию и ремонту авиадвигателей принимали участие в создании F-119 с самого его начала проектирования. В результате объем наземного оборудования, необходимого для обслуживания двигателя сокращено вдвое. Также вдвое сокращена трудоемкость технического обслуживания двигателя. Количество основных узлов F-119 сокращено на 40 процентов. Применения компьютеризированного контроля за основными параметрами работы двигателя, например, за расходом воздуха, позволил добиться большей его тяги при меньшем количестве ступеней турбины. Форсажная тяга двигателя составляет 15890 кг против 10440 кг и 13170 кг соответственно у двигателей, установленных на F-15 и F-16. При этом F-119 способен обеспечивать истребителю F-22 сверхзвуковую крейсерскую скорость, равную М=1,4.
Ниже перечислены основные конструктивно-технологические особенности двигателя F-119: применение технологической интеграции ротора и лопатки, при которой в большей части ступеней диски и лопатки изготовлены из одной заготовки; применены широкохордные небандажированные лопатки вентилятора, так как более широкие и небандажированные лопатки увеличивают эффективность работы двигателя; применены лопатки с малой степенью удлинения, т.е. более широкие лопатки (см. выше); изготовление статора компрессора из высоколегированного высокопрочного титанового сплава, стойкого к обгоранию. Применение нового сплава позволяет повысить температуру работы двигателя и увеличить частоту вращения валов; применение нового высоколегированного высокопрочного титанового сплава, стойкого к обгоранию, в форсажной камере и сопле двигателя. В камере сгорания панели термоизоляции изготовлены из высоколегированного кобальтового сплава, стойкого к окислению, что увеличивает ресурс камеры сгорания и уменьшает трудоемкость технического обслуживания.
Сопло с управлением вектора тяги и электронным им управлением повышает маневренные характеристики самолета. Сопло может отклоняться на 20 градусов вверх и вниз, что позволит увеличить скорость крена самолета на 50 процентов.

Распределение материалов самолета по массе (в процентах):

Материалы Масса
Титан TI-6Al-4V 36
Термореактивные композиты 24
Алюминиевые сплавы 16
Другие материалы 15
Стали 6
Титан 6-22-22
(Ti-6Al-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo-0,15Si) 3
Термопластичные композиты менее 1

Некоторые характеристики применяемых в конструкции самолета материалов и сплавов. Высокопрочный титановый сплав «С» (50Ti-35V-15Cr) составом имеет предел прочности при растяжении 860 Мпа. Титановый сплав Ti-6-22-22 имеет предел прочности при растяжении 1204 Мпа, предел текучести 1131 Мпа и относительное удлинение 12 процентов. Титановый сплав Ti-6-4 имеет предел прочности при растяжении 895 Мпа, предел текучести 825 Мпа и относительное удлинение 10 процентов. Сталь Аэрмет 100 (Fe-13.4Co-11.1Ni-3.1Cr-1.2Mo0.23) имеет предел прочности при растяжении 1965 Мпа, предел текучести 1724 Мпа и относительное удлинение 14 процентов.
Собкор. АКН Дмитрий Козлов, 01.02.01
=================================================

Круто для "старого биплана" или самолета, который будет порван Су-27ым как грелка Тузиком?