4. Определение основных параметров проектируемого самолёта:

   1. Определение основных геометрических параметров:

      1. Определение параметров крыла:

Площадь крыла:

м²,

где – удельная нагрузка на крыло (п.п. 2.2) даН/м²;

– взлетный вес самолета кг.

Относительные размеры , – принимаем равными: ; .

Размах крыла: м;

Концевая хорда: м;

Корневая хорда:

Средняя аэродинамическая хорда:

Относительная толщина профиля крыла: ,

Стреловидность крыла по передней кромке:

Угол поперечного V крыла:

Угол заклинения крыла .

Площади и другие размеры механизации, элеронов и оперения принимаем как у самолёта-прототипа.

2. Определение параметров закрылка:

Хорда закрылка: м;

Длина закрылка: м;

Площадь закрылка:

Угол отклонения закрылков принимаем согласно рекомендациям [1, стр. 397] Принимаем .

3. Определение параметров элерона:

Хорда элерона: м, м;

Длина элерона: м – по потоку;

Площадь элерона: м².

_{Угол отклонения элеронов} принимаем согласно рекомендациям [1, стр. 401]. Принимаем .

4. Определение параметров оперения:

Площадь оперения:

м²;

м²;

Используя коэффициент статических моментов и , принятые в п.п. 2.1 определяем «плечи» ГО и ВО:

Относительные параметры принимаем из п.п. 2.1

1. Параметры горизонтального оперения:

Размах ГО: м;

Концевая хорда: м;

Корневая хорда: м;

Средняя аэродинамическая хорда: м;

Относительные толщины профиля ГО:

Стреловидность ГО по передней кромке:.

Угол поперечного V горизонтального оперения:.

_{Углы отклонения} стабилизатора принимаем

2. Параметры вертикального оперения:

Размах ВО: м;

Концевая хорда: м;

Корневая хорда: м;

Средняя аэродинамическая хорда:

м;

Относительные толщины профиля ВО:

Стреловидность ВО по передней кромке:

Углы отклонения руля направления принимаем .

3. Параметры руля направления:

Хорда руля направления:

Длина руля направления: м – по потоку

Площадь руля направления: м².

5. Определение параметров фюзеляжа:

Параметры фюзеляжа принимаем из п.п. 2.1

Длина фюзеляжа: м

Длина носовой части фюзеляжа: м;

Длина хвостовой части фюзеляжа: м;

Эквивалентный диаметр фюзеляжа: м

Площадь миделевого сечения: м²;

Площадь поверхности фюзеляжа: м²;

Объем фюзеляжа: м³;

6. Определение параметров шасси:

Все параметры шасси принимаем из п.п. 2.1

Принимается трёхопорная схема шасси с носовой управляемой стойкой.

База шасси: м;

Колея шасси: м;

Угол выноса главных опор:

Угол опрокидывания:

Стояночный угол самолета:

Высота главных стоек шасси: м;

Высота носовой стойки шасси: м;

Для шасси принимаем следующий тип колес:

Таблица 3.1 Выбор тормозных колес:

Характеристика	Главная стойка шасси	Носовая стойка шасси
Маркировка	КТ 37	К 329
	Тормозные колеса (пневматики высокого даления)	Нетормозные колеса (пневматики высокого даления)
Габаритные размеры, мм	880х230	600х155
Стояночная нагрузка, кН	51,0	14,9
Максимальная нагрузка, кН	160	51,5
Давление в шине, МПа	1,1	0,6
Масса колеса, кг	128,5	21,5
Работа шины, кДж	9,1	2,2

Выбор класса аэродрома зависит от взлетной массы самолета и эквивалентной нагрузки на колесо.

Взлетная масса самолета: кг;

Для опоры со спаренным колесом эквивалентная нагрузка: [1, стр.532]

,

Где – стояночная нагрузка на одно колесо: кН

– давление в шине: МПа

– конструктивный коэффициент, зависящий от типа опоры и диаметра колеса:

Н.

Проектируемый истребитель–перехватчик может использоваться на следующих аэродромах: [1. стр.531]

Таблица 1.2 Классификация аэродромов:

Класс аэродрома	Длина ВПП, м	Ширина ВПП, м	, МН
A	Более 2550	45	0,45
B	2150…2550	45	0,35
C	1800…2150	45	0,27
D	1500…1800	45	0,2
E	1280…1500	45	0,13

2. Весовая сводка и массовая отдача самолёта:

В данном разделе определяем массу основных агрегатов и частей самолета на основании проведенных расчетов в л.р.№4 составляем перечень оборудования по группам с указанием их массы на основании справочника об авиационном оборудовании, а также уточняем массу целевой нагрузки. Результаты проведенных расчетов сводим в таблицу «ВЕСОВАЯ СВОДКА»

Таблица 3.3 Весовая сводка:

№ п.п	Наименование	, кг
1	Конструкция	5310	0,282
	Крыло	1620
	Фюзеляж	1660
	Оперение	1375
	Шасси	655
	Окраска
2	Силовая установка	2650	0,141
	Двигатели	1450
	Системы двигателей	500
	Топливная система	700
3	Оборудование и управление	2260	0,12

Продолжение таблицы 3.3 Весовая сводка:

3.1	А. Самолетное оборудование	110
	Гидросистема	340
	Пневмосистема	258
	Электрооборудование	227
	Радиооборудование	26
	Радиолокационное оборудование	200
	Аэронавигационное оборудование	9
	Противообледенительная система	80
	Система управления	270
	Вооружение, бронирование	300
4	Пустой самолет	10220	0,543
5	Снаряжение и служебная нагрузка	250	0,013
	Экипаж	80
	Снаряжение	20
	Спасательное оборудование	150
6	Пустой снаряженный самолет	12970	0,689
7	Целевая нагрузка	2000	0,39
	Боезапас пушек	700
	Ракеты, бомбы	1280
8	Топливо	4500	0,24
	Расходуемое топливо	4000
	Навигационный запас	500
9	Полная нагрузка	7300	0,388
10	Взлетная масса	18800	1

1. Определение весовой отдачи:

По полной нагрузке:

По целевой нагрузке:

3. Разработка конструктивно-силовой схемы самолёта:

При разработке конструктивно силовой схемы учитываются следующие требования:

• Взаимное уравновешивание сил кратчайшими путями;

• Максимальное использование строительной высоты для силовых элементов работающих на изгиб;

• Использование тонкостенного замкнутого контура максимальной площади для элементов, работающих на кручение;

• Использование одних и тех же силовых элементов для передачи нагрузок, действующих на разные части самолета в разное время.

Крыло истребителя-перехватчика состоит из 5 лонжеронов расположенных перпендикулярно потоку. Соединение с фюзеляжем производится через стыковые узлы типа «ухо-вилка». Ответные части «вилка» располагаются на силовых шпангоутах фюзеляжа. Передача сил от узлов навески крыла на фюзеляж осуществляется по силовым шпангоутам. Также на крыле располагаются узлы подвески вооружения. Усилия от подвесок передаются на силовые нервюры и лонжероны. В целом крыло выполняется из углепластика за исключением узлов навески, которые выполняются из стали.

Фюзеляж выполнен по схеме полумонокок. Восприятие всех нагрузок от агрегатов производится через силовые шпангоуты. Основной материал алюминиевые сплавы, титан используется в местах стыковки крыла с фюзеляжем, в местах навески двигателей и оперения.

Горизонтальное оперение (стабилизатор + руль высоты) устанавливается через балки стабилизатора, закрепленных между двумя силовыми шпангоутами фюзеляжа, через балки нагрузки со стабилизатора передаются на фюзеляж, где уравновешиваются. Стабилизатор выполнен по двухлонжеронной схеме. Аэродинамический контур образован нервюрами и передней и задней стенками. Все элементы конструкции изготавливаются из углепластика.

Вертикальное оперение выполнено по трехлонжеронной схеме. Крепление на фюзеляже производится на двух узлах, через которые сдаются нагрузки на фюзеляж с вертикального оперения.

Аэродинамический контур образуется нервюрами ( 4 из которых усиленные: бортовая и концевая, 2 нервюры с узлами навески руля направления) и обшивками. З

аконцовки киля выполняется из радиопрозрачного углепластика так как, там располагается антенна радиостанции.

Крепление двигателей осуществляется через узлы навески, выполненные на самих двигателях и ответные на силовых шпангоутах фюзеляжа. Передача нагрузок на фюзеляж также происходит через эти узлы. Двигатели имеют 6 точек подвески.

Передняя и главная стойка шасси крепятся на силовых шпангоутах фюзеляжа через специальные кронштейны, которые также передают нагрузки на усиленные шпангоуты

4. Компоновка и центровка самолета:

   1. Компоновка:

Кабина пилота размещается в носовой части фюзеляжа. Основные параметры по размещению пилота и органов управления. В кабине используется катапультируемое кресло ACES-II фирмы "McDonnell Douglas", обеспечивающим аварийное покидание самолета и при нулевой скорости и высоте. При проектировании кабины для обеспечения обзора выдерживаются следующие требования:

• обзор (влево-вправо) 30⁰;

• обзор вниз не менее 16⁰;

• обзор вверх 20⁰;

• обзор назад-влево должен обеспечивать видимость половины обтекателя крыла.

Размещение РЛС и другой авионики, также производится в носовой части фюзеляжа. Антенна радиостанции располагается на киле.

Весь внутренний объем топлива размещается в двух крыльевых баках-кессонах, и четырех фюзеляжных баках. Двигатели размещаются в хвостовой части фюзеляжа и занимают объем .

Различная боевая нагрузка может располагаться на 4 пилонах: 2 подкрыльевых и 4 на фюзеляже.

Типовые варианты вооружения:

• Шестиствольная 20-мм пушка Дженерал Электрик М-61А1 «Вулкан», 940 снарядов

• УР AIM-9L/AIM-9M Sidewinder: 4 ракеты

• УР AIM-7F/AIM-7M Sparrow: 4 ракеты

2. Центровка

   1. Определение допустимого диапазона центровок:

Допустимый диапазон центровок зависит от схемы самолета и, в первую очередь, от формы крыла в плане и расположения горизонтального оперения.

Разработка компоновки сопровождается определением положения центра масс самолета, который должен лежать в строго заданных пределах по отношению к фокусу самолета. Предельно переднее положение центра масс ограничивается достаточностью руля высоты или других органов продольного управления при взлете и посадке. Предельно заднее положение центра масс должно обеспечивать необходимый запас продольной устойчивости.

2. Расчет центровки самолета:

Для определения центровки разрабатывается центровочный чертеж и составляется центровочная ведомость.

На центровочном чертеже дается боковая проекция самолета, на которой показывается средняя аэродинамическая хорда, выпущенное и убранное положение опор шасси, положение земли при стоянке и при посадке, угол выноса колес основных опор, угол опрокидывания. Наносится координатная система с осью x , совпадающей с линией земли при стоянке.

В центровочную ведомость заносятся по порядку все массовые точки с перечислением грузов, входящих в каждую из них. Для каждой точки записывается суммарная масса m_i и координаты х_i, а также произведения m_i х_i.

Положение центра масс самолета определяется в принятой системе координат для всех возможных в эксплуатации вариантов загрузки самолета:

;

Центровка по оси y может определяться только для одного варианта - взлетной массы самолета.

Центровка по оси x пересчитывается в относительные значения:

,

где: x_a – координата по оси x носка средней аэродинамической хорды;

– средняя аэродинамическая хорда.

3. Обязательные варианты центровок.

При расчете центровки в данном курсовом проекте обязательными вариантами загрузки самолета являются:

1) крайняя передняя центровка;

2) крайняя задняя центровка.

Расчёты центровок приведены в таблицах 3.4 и 3.5

Таблица 3.4 Крайняя передняя центровка

Крайняя передняя центровка
Номера точек	Наименование	Mi,кг	Xi,м	Mi Xi,кг*м
1	Радионавигационное оборудование	240	2,081	499,44
2	Экипаж и снаряжение	250	3,345	836,25
3	Передняя стойка шасси	700	4,88	3416
4	Электрооборудование	270	4,55	1228,5
5	Система управления	230	4,13	949,9
6	Вооружение 1	227	6,924	1571,75
7	Фюзеляж и окраска	1670	7,169	11972,23
8	Топливо	4500	8,105	36472,5
9	Вооружение 2	1280	8,62	11033,6
10	Крыло	425	8,48	3604
11	Основные стойки	1620	9,21	14920,2
12	Двигатель	4520	12,08	54601,6
13	Вертикальное оперение	615	13,355	8213,33
14	Горизонтальное оперение	750	13,58	10185
	Сумма	17297	106,509	159504,3
	Хм,м			9,42
	Ха			8,625
	bа, м			4,565
	Хa отн.			0,174

Таблица 3.5 Крайняя задняя центровка

Крайняя задняя центровка
Номера точек	Наименование	Mi,кг	Xi,м	Mi Xi,кг*м
1	Радионавигационное оборудование	240	2,081	499,44
2	Экипаж и снаряжение	250	3,345	836,25
3	Передняя стойка шасси	230	4,88	1122,4
4	Электрооборудование	227	4,55	1032,85
5	Система управления	270	6,47	1746,9
6	Вооружение 1	0	6,924	0
7	Фюзеляж и окраска	1670	7,169	11972,23
8	Топливо	500	8,105	4052,5
9	Вооружение 2	0	8,62	0
10	Крыло	1620	8,843	14325,66
11	Основные стойки	425	9,21	3914,25
12	Двигатель	4520	12,08	54601,6
13	Вертикальное оперение	615	13,355	8213,33
14	Горизонтальное оперение	750	13,58	10185
	Сумма	11317	109,212	112502,4
	Хм,м			9,841
	Ха			8,625
	bа, м			4,565
	Хa отн.			0,266

5. Проектировочный расчет головной части фюзеляжа:

Головная часть фюзеляжа (корпуса) самолета состоит из носовой части, представляющей собой отсек оборудования перед кабинами, герметических кабин от шпангоута и закабинного отсека оборудования. Конструкция этой части фюзеляжа – клепано-сварная. Здесь расположены узлы крепления специальной установки, воздухозаборников и передней опоры шасси.

1. Проектировочный расчёт:

В сечении фюзеляжа действует изгибающий момент M, поперечная сила Q и крутящий момент M_k. Последний определяется как произведение силы, действующей на вертикальное оперение, на расстояние d от точки приложения этой силы до центральной оси сечения.

Толщину обшивки находим из условия прочности по касательным напряжениям

где

Касательное усилие q здесь берется как наибольшее из двух величин, определенных при действии вертикальной поперечной силы Q и боковой силы P_во , действующей на вертикальное оперение.

В первом случае

где H – расстояние между лонжеронами по вертикали,

- угол между лонжеронами при взгляде на фюзеляж сбоку.

От боковой силы усилие в своде равно , а в боковинах равно .

Здесь – удвоенная площадь в свету сечения

B – ширина фюзеляжа,

– угол между лонжеронами при взгляде на фюзеляж сверху

– расстояние от силы P_во до рассматриваемого сечения

В сечениях по вырезу соответственно имеем

;

Из двух полученных величин q выбираем большую. Площади сечения растянутых лонжеронов F подбираем из условия прочности по нормальным напряжениям

где f₀, f_c – площади поперечного сечения обшивки и стрингеров сводов (боковины не учитываем),

H=(H₁+H₂)/2

H₁ – высота фюзеляжа,

H₂ – высота боковины;

– редукционные коэффициенты обшивки и стрингеров

Площади стрингеров задаются из конструктивных соображений

Для сжатых поясов в условии следует продолжить

, где - критические напряжения обшивки и стрингеров. и использовать метод последовательных приближений. Задавшись находим F. По найденному F определяем критическое напряжение лонжерона. Если оно кажется отличным от , то следует изменить F и снова проверить.

2. Проверочный расчет. Определение нормальных напряжений:

Нормальные напряжения определяются по формуле

здесь

M – изгибающий момент в сечении

y – расстояние от нейтральной оси до точки сечения, в которой определяется напряжение

I_z – приведенный момент инерции сечения

F_r – приведенная площадь сечения элементов ( стрингера и лонжерона)

F_з – площадь сечения элемента

y_r – расстояние от нейтральной оси до центра тяжести площади

F_r, I₀ – собственной момент инерции приведенной площади сечения элемента.

При определении приведенной площади сечения элементов в сжатых зонах потерявшая устойчивость обшивка присоединяется к элементам с площадью F_пр=40h². В растянутой зоне обшивка присоединяется к элементам с коэффициентом 0,85 из-за несколько позднего включения в работу вследствие ее обтяжки. Критическое напряжение в стрингерах берется по формулам для изолированных стрингеров с занижением на 10, 15, 20% соответственно при толщинах обшивки, равных 0,5..1; 1..1,5; 1,5..2 мм.

Положение нейтральной оси определяется по формуле

Нормальные напряжения для круглого фюзеляжа определяются по формуле

Эту формулу можно использовать для прикидочных расчетов полумонококового фюзеляжа с обшивкой, не теряющей устойчивость.

Расчет на прочность агрегата, ведем без учета аэродинамической нагрузки, так как нет даже приближенных данных о ее распределении.

, где - коэффициент безопасности; - максимальная перегрузка, ; - масса соответствующего агрегата:

Если надо строить эпюры, то вместо и вводим распределенную массовую нагрузку, которую в первом приближении можно принять распределенной пропорционально высотам.

- нагрузка в данном сечении, где высота сечения.

,где - срезывающая сила от агрегатов; - срезывающая сила от распределенной нагрузки.

3. Расчет сечения.

Берем для расчета сечение №7

– крутящий момент в простом случае нагружение отсутствует, поэтому по расчет не ведем.

– потребная площадь сечения силового набора.

– потребная суммарная толщина обшивок.

- расстояние между основными элементами сечения.

Нейтральную ось в первом приближении примем расположенной по середине между силовыми элементами.

В качестве разрушающего напряжения примем критическое напряжение сжатия; которое в первом приближении можно принять:

(для В95)

Рисунок 3.2. Эпюры сил и изгибающих моментов.

Рисунок 3.3. Расчетное сечение №7.

6. Техническое описание самолета.

   1. Общие сведения

Истребитель-перехватчик предназначен для нанесения ударом по прибрежным целям и завоевания превосходства в воздухе:

- поражение воздушных целей

- поражение наземных и на водных целей

- манёвренный ближний бой

На самолете могут быть установлены четыре стандартных пилона, на которых размещается боевая нагрузка массой 7300 кг: УР AIM-9L/AIM-9M Sidewinder: 4 ракетым; УР AIM-7F/AIM-7M Sparrow: 4. На подфюзеляжных пилонах могут также устанавливаться контейнеры с разведывательным оборудованием или два внешних топливных бака.

Преимуществами его являются неприхотливость в обслуживании, надежность, возможность базироваться на грунтовых аэродромах.

2. Конструкция планера:

Истребитель-перехватчик нормальной аэродинамической схемы представляет собой двухдвигательный высокоплан с крылом среднего удлинения. В конструкции планера самолета используются титановые сплавы (26,7 %), алюминиевые сплавы (37 %), высокопрочные стали (5 %), композиционные материалы (не менее 5-7 %). Расчетная перегрузка составляет 9 единиц с 50 % запасом топлива, при этом напряжения в крыле достигают 85 % от расчетных значений. Выбор материалов и конструктивной схемы элементов осуществлялся с учетом вязкости разрушения материалов и склонности к распространению трещин. Хвостовая часть фюзеляжа выполнена из титанового сплава Ti — 6Al — 4V. Задние кромки крыла, элероны и закрылки выполнены с сотовым заполнителем из алюминиевого сплава.

Схема шасси – трёхопорная с носовой опорой.

1. Фюзеляж представляет собой цельнометалический полумонокок с продольным силовым набором из балок и поперечным набором из шпангоутов, при помощи цельнопрессованных панелей (обшивка+стрингер) соединяемых в единое целое. Основной материал – алюминиевые сплавы (90%), некоторые узлы из титана .

Конструктивно фюзеляж разделён на три части: носовая, центральная и хвостовая.

В носовой части размещены герметичная кабина пилота, ниша передней опоры шасси и основная часть БРЭО, в т.ч. РЛС.

В центральной части фюзеляжа расположены топливные баки, ниши основных опор шасси, воздушные каналы , боезапас пушки. Сверху – тормозной щиток, выполненный из углепластика, сотового алюминиевого заполнителя с силовыми элементами из титанового сплава.

В хвостовой части размещаются 2. Основными силовыми элементами являются две несущие хвостовые балки оперения, между которыми размещены двигатели и тормозной гак.

2. Крыло истребителя оптимизировано для маневрирования с большими перегрузками при числе М=0,9. Оно имеет коническую крутку и корневые наплывы для повышения подъемной силы на больших углах атаки. Удлинение крыла 3,0. Угол отрицательного поперечного V=1⁰, угол стреловидности по линии ¼ хорд 38⁰ 42`, профиль NACA 64A с относительной толщиной, изменяющейся от 6,6% у корня до 3% на законцовках. Конструктивно состоит из центроплана и двух отъемных частей. Тип конструкции – безопасно повреждаемая кессонная многолонжеронная с дополнительным подкосом. Законцовки трехслойные с сотовым алюминиевым заполнителем. Крыло оснащено простыми закрылками и элеронами. Механизация передней кромки отсутствует

3. Горизонтальное оперение имеет трапециевидную форму в плане и включает в себя дифференциально отклоняемый стабилизатор, состоящий из двух взаимозаменяемых цельноповоротных консолей.

4. Вертикальное оперение стреловидной формы в плане состоит из киля и руля направления.

Киль содержит кессон, носовую часть и хвостовую часть.

На руль направления включает лонжерон, нервюры, обшивку, носки, два кронштейна навески. В корневой части установлен триммер.

5. Шасси самолета – трехопорное с одноколесными стойками, убираемыми вперед. Передняя стойка управляемая; основные стойки при уборке поворачиваются относительно осей на 90⁰ . Армотизаторы масляно-пневматические. Применены углеродные дисковые тормоза и автомат торможения. Имеется тормозной гак, используемыми при аварийной посадке.

6. Оборудование и системы самолета:

1. Система управления самолетом,

2. Система управления двигателем,

3. Система кондиционирования воздуха,

4. Гидравлическая система,

5. Топливная система,

6. Противопожарная система,

7. Пневматическая система,

8. Масляная система,

9. Противообледенительная система,

10) Система воздушного запуска

11) Система катапультирования.

7. Вооружение.

На самолете установлено шестистворную пушку Дженерал Электрик М61А1 «Вулкан» калибром 20 мм в правом крыльевом наплыве (боекомплект 940 снарядов) и подвесное вооружение, размещаемое на внешних узлах. Последнее включает 4 УР ближнего боя AIM-7L/M «Сайдуиндер» (по две на подкрыльевых пилонах) и 4 УР средней дальности AIM-7F/M «Спэрроу» (на тангенциальных фюзеляжных узлах по две тандемом) или до восьми УР средней дальности AIM-120 AMRAAM. При необходимости возможна подвеска бомбардировочного вооружения.

8. Силовая установка.

Самолёт оснащен двумя двухконтурными турбореактивными с форсажной камерой двигателями Pratt & Whitney F100-PW-220 (111,2 кН). Система управления двигателем цифровая двухканальная с полной ответственностью и резервным упрощенным гидромеханическим каналом. Воздухозаборники двигателей – боковые многоскачковые с внешним сжатием прямоугольного сечения. Регулирование положения системы скачков и расхода воздуха обеспечивается автоматически в зависимости от числа М и температуры воздуха с помощью трех шарнирно подвешенных горизонтальных рамп и створок перепуска воздуха. Окна перепуска расположены на верхней поверхности воздухозаборников. Передняя часть воздухозаборника подвешена шарнирно и может отклоняться в зависимости от угла атаки вверх на 4⁰ и вниз на 1⁰ для улучшения условий входа воздуха при маневрировании. Между двигателями расположена вспомогательная силовая установка, обеспечивающая возможность автоматического запуска на земле. Внутренний запас топлива размещается в 6 фюзеляжных баках и 4 баках в крыле общей емкостью 7900л. Возможна установки 3 подвесных баков, а также 2 конформных топливных контейнеров, размещаемых по бокам воздухозаборников. Самолет оборудован системой дозаправки в полете, топливоприемник которыё расположен на верхней поверхности левого наплыва крыла.

7. Оценка спроектированного самолета.

   1. Производственная эффективность С_с(р) оценивается стоимостью самолета без двигателей:

;

где – коэффициент серийности самолета,

– коэффициент скорости,

– крейсерская скорость (км/ч),

– число самолетов в серии;

– масса пустого самолета

2. Оценка транспортной эффективности:

   1. по затратам топливной энергии:

;

где – масса топлива на самолете ;

п – масса коммерческой нагрузки ;

– дальность полета

2. по общей транспортной эффективности:

;

где ;

В целом самолёт полностью удовлетворяет ТТТ, в тоже время есть варианты усовершенствования конструкции. Например в проектируемой конструкции применяется всего 5-7% неметаллов, это вызвано тем, что проектируемый самолёт ориентирован для изготовление на ОАО «НАЗ «Сокол», где на данный момент технологии изготовления конструкции планера из неметаллов отсутствуют.