Текст книги "Авиация и Время 2012 01"

Автор книги: Авиация и время Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 8 страниц)

СХЕМЫ

Мицубиси Ки-15

Основные ЛТХ самолетов Ки-15

	Ки-15-I	Ки-15-II
Длина, м	8.49	8.7
Размах крыла, м	12.0
Высота в линии полета, м	3.5
Площадь крыла, м²	20.36
Двигатель
– тип	«Накадзима» На 8	«Мицубиси» На 26-1
– макс. мощность, л.с.	640	850
Масса, кг
– пустого	1400	1592
– макс. взлетная	2300	2481
Максимал. скорость, км/ч	480	510
Практический потолок, м	11400	н. д.
Дальность, км	2400	н. д.
Вооружение	1 пулемет «тип 89» х 7,7 мм

Разведывательный самолет Ки-15 императорских ВВС Японии, «сбитый» советскими прожектористами 11 февраля 1940 г., являлся, несомненно, примером классического японского авиационного дизайна середины-конца 1930-х гг. Это был цельнометаллический низкоплан с крылом большого удлинения, оснащенный двигателем воздушного охлаждения, с фюзеляжем с работающей обшивкой и с неубираемыми шасси в обтекателях. Конструкция – предельно легкая без «утяжеляющих» средств пассивной защиты экипажа и топливной системы.

История Ки-15 началась 11 июля 1935 г., когда воздушный штаб армейских императорских ВВС Японии заказал фирме «Мицубиси» скоростной разведывательный самолет. Задание определяло максимальную скорость – 450 км/ч на высоте 3000 м, продолжительность полета – один час на максимальной скорости, взлетный вес предполагался не более 2400 кг. Вооружение должно было состоять из одного оборонительного пулемета калибром 7,7 мм.

По этому заданию коллектив «Мицубиси» во главе с Фумихико Коно, а также вместе с Томио Кубо и Сокичи Мизумо спроектировали самолет под 9-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения «Накадзима» На 8 мощностью 640 л.с. на высоте 4000 м. Сборка прототипа началась в декабре 1935 г., а его первый полет состоялся в мае 1936 г. Во время летных испытаний самолет значительно превзошел требования задания и достиг скорости 481 км/ч на высоте 4050 м.

К недостаткам Ки-15 отнесли – плохой обзор вперед и тенденцию к потере скорости на виражах. В целом Ки-15 был хорошо принят армейскими авиаторами и был запущен в серию под обозначением «Разведчик армейский тип 97 модель 1» или Ки– 15-I. Первый серийный самолет был поставлен в мае 1937 г.

В период испытаний Ки-15 одна из ведущих японских газет «Асахи Симбун» получила разрешение от армии купить на фирме второй опытный самолет. Эта машина, получившая собственное имя «Камикадзе» (что тогда еще не несло зловещего оттенка) совершила рекордный перелет в Великобританию и приняла участие в торжествах по случаю коронации Георга VI. С 6 по 9 апреля 1937 г. самолет с регистрацией J-BAAI за 94 часа 17 минут и 56 секунд преодолел 15315 км между Тачикава и Лондоном. Чистое летное время заняло 51 ч 17 мин. и 23 с., а средняя скорость на маршруте составила (по данным FAI) 162, 5 км/ч.

С началом войны в Китае Ки-15, благодаря высокой скорости, практически безнаказанно совершали рейды над территорией противника. Лишь появившиеся у китайцев истребители И-16 могли представлять им сколько-нибудь серьезную угрозу. Тем не менее, разработчик в июне 1938 г. подготовил еще более совершенный вариант Ки-15-ll. Для него выбран 14– цилиндровый двигатель воздушного охлаждения «Мицубиси» На 26-I мощностью 850 л.с., который имел меньший диаметр, что значительно улучшило обзор с самолета. Максимальная скорость Ки-15-II достигла 510 км/ч.

Для решения разведзадач при работе с сухопутных аэродромов на базе Ки-15-II по заданию императорского флота был разработан и строился серийно «Разведчик морской тип 98 модель 1» или С5М1. Позже его сменил более совершенный С5М2 с 950-сильным мотором «Сакае» фирмы «Накадзима». Именно С5М2 из состава 22 штабной эскадрильи обнаружил 10 декабря 1941 г. британские линейные корабли «Принц Уэльский» и «Рипалс», что привело к их последующему уничтожению японской морской авиацией.

Последними в линейке развития Ки-15 стали два прототипа разведчика Ки-15-III с 1050-сильными двигателями «Мицубиси» На 102 мощностью 1050 л.с., развивавшие скорость 530 км/ч. Всего было построено около 500 самолетов семейства Ки-15.

Grumman F-14A Tomcat

Основные ЛТХ истребителей F-14 Tomcat

	F-14A	F-14B	F-14D
Длина, м	18.89
Размах крыла при стреловидности 20/68/75°	19,54/11,45/9,97
Высота самолета, м	4,06
Площадь крыла при стреловидности 20°. м²	52,5
База шасси, м	7,0
Колея шасси, м	5,0
Двигатели:
– тип	TF30-P-412	F110-GE-400
– тяга на макс./Форсажном режимах	5600/9500	7525/12695
Масса, кг
– пустого	18191	18951	19838
– топлива во внутренних баках	7350
– топлива в подвесных баках	1640
– максимальной боевой нагрузки	6500
– нормальная взлетная с четырьмя УР «Спэрроу»	27100
– нормальная взлетная с шестью УР «Феникс»	32100
– максимальная взлетная при взлете с аэродрома	32669	33724
– максимальная взлетная при взлете с катапульты	н. д.	н. д.	34473
Скорость, км/ч
– максимальная на высотах более 10000 м	2500 (2,34М, экспл. ограничение – 2.25М)
– максимальная у земли	1470
– крейсерская	740-1000
– захода на посадку	231.5
– эволютивная	195
Скороподъемность на уровне моря, м/с	150	180	180
Набор высоты 18000 м без наружных подвесок, с	130	50	50
Практический потолок, м	17000
Радиус действия, км
– с четырьмя УР «Феникс», двумя УР «Спэрроу», двумя УР «Сайдвиндер» и двумя ПТБ (при расчетном времени патрулирования 1,5 часа)	280	550	550
– с 14 бомбами Мк82 и двумя ПТБ с переменным профилем полета	Около 1170 км
Максимальная дальность полета, км	3200	3800	3800
Минимальная взлетная/посадочная дистанция при базировании на аэродроме, м	430/890

Краткое техническое описание палубного истребителя Grumman F-14A Tomcat

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой реактивный двухдвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности, двухкилевым вертикальным оперением, цельноповоротным дифференциально отклоняемым стабилизатором и убираемым в полете шасси. В его конструкции широко используются титановые сплавы (силовые шпангоуты и продольный силовой набор фюзеляжа, силовая балка, лонжероны и панели крыла), а также применяются полимерные композиционные материалы. Экипаж самолета состоит из двух человек: летчик и оператор РЛС.

Фюзеляж самолета – полумонококовой конструкции, технологически разделен на три секции: переднюю, центральную и хвостовую. Силовые шпангоуты, к которым крепятся опоры шасси, двигатели и хвостовое оперение, выполнены из титана, остальные – из стали. В передней секции фюзеляжа расположены отсек РЛС и кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест. Кабина оборудована двумя катапультными креслами Martin-Baker GRU-7A класса «0–0». Рабочее место летчика оснащено органами управления самолетов и двигателями, а рабочее место оператора – специальным джойстиком управления РЛС. Оператор РЛС управляет также навигационным оборудованием, системой госпознавания и станциями постановки помех. Для доступа в кабину по левому борту имеются убираемая в фюзеляж стремянка и две складывающиеся подножки. Кабина закрыта фонарем, состоящим из козырька и откидывающейся вверх – назад крышки. На правом борту фюзеляжа рядом с козырьком кабины располагается штанга топливоприемника, которая в убранном положении закрыта створкой. Под кабиной экипажа находятся отсек пушки (по левому борту) и ниша убранного положения передней опоры шасси, а за кабиной – отсек БРЭО.

Основным силовым элементом центральной секции фюзеляжа является поперечная силовая балка, к которой шарнирно присоединены консоли крыла. Балка представляет собой топливный бак-отсек, разделенный перегородкой. Кроме того, внутри этой секции фюзеляжа находятся еще два топливных бака-отсека, а также агрегаты самолетных систем и блоки оборудования. По бокам центральной секции фюзеляжа располагаются сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения. Между воздухозаборником и бортом фюзеляжа имеется канал для слива пограничного слоя. Воздухозаборники управляются посредством автоматической системы регулирования С8684, которая в зависимости от режима полета отклоняет их створки. В верхней части канала воздухозаборника располагаются три подвижные створки, управляемые каждая отдельными гидроцилиндрами. Две передние створки сочленены между собой, а задняя – автономная. Между второй и третьей створками имеется щель для перепуска воздуха. До чисел 0,5М воздухозаборник максимально открыт (проходное сечение 0,66 м²), а по мере увеличения скорости полета сначала задняя, а затем передние створки отклоняются, обеспечивая стабильность воздушного потока на входе в двигатель.

Хвостовая секция фюзеляжа образована центральным отсеком и двумя мотогондолами. Снизу на мотогондолах закреплены подфюзеляжные гребни. Центральный отсек несет три тормозных щитка: один – на верхней поверхности и два – на нижней. Все тормозные щитки отклоняются на угол до 60°, однако на посадке отклонение нижних щитков ограничено углом 18”. Между нижними щитками располагается тормозной гак. Подвеска гака к фюзеляжу карданная, позволяющая ему вращаться в вертикальной плоскости и отклоняться в стороны на угол до 26°.

Крыло самолета состоит из неподвижного центроплана, интегрированного с центральной секцией фюзеляжа, и двух подвижных консолей. Внутри центроплана размещаются две передние аэродинамические поверхности треугольной формы в плане, которые могут выдвигаться в поток и выполнять при этом роль дестабилизатора. Максимальный угол их выдвижения – 15° от линии передней кромки центроплана. Управление этими поверхностями осуществляется по командам от вычислителя воздушных данных посредством гидропривода. Стреловидность центроплана по передней кромке – 68°.

Конструкция консоли крыла – кессонного типа, двухлонжеронная. Кессон является топливным баком. Каждая консоль крепится к силовой балке посредством двух шарниров (верхнего и нижнего), причем при разрушении одного из них конструкция сохраняет свою работоспособность. Аэродинамический профиль консоли – NASA– 64А2; относительная толщина у корня – 10,2 %, у законцовки – 7 %. Угол стреловидности консолей (по передней кромке) в полете меняется в диапазоне 20°-68°. Угловая скорость их перемещения – 7,5 °/с. Консоли поворачиваются с помощью гидромоторов и винтовых преобразователей. Какая-либо механическая синхронизация их положения отсутствует. Управление конфигурацией крыла осуществляется автоматической системой в зависимости от режимов полета либо летчиком вручную, для чего в кабине рядом с РУДами установлена соответствующая ручка. Для уменьшения габаритов самолета при авианосном базировании консолям придается угол 75°.

Консоль крыла по всему размаху оснащена предкрылком и трехсекционным двухщелевым закрылком. Элерон отсутствует. Максимальный угол отклонения предкрылка – 17°, закрылка – 35°. Выпуск механизации возможен при стреловидности крыла не более 50°, причем внутренняя секция закрылка работает только при минимальной стреловидности. Механизация крыла используется не только на взлете и посадке, но и в полете. При этом предкрылки отклоняются на угол до 7°, закрылки – до 10° по сигналам от системы CADC (central air-data computer). На верхней поверхности консоли расположены четыре секции интерцепторов, которые используются в полете для управления самолетом по крену (совместно со стабилизатором) и непосредственного управления подъемной силой, а также на посадке как тормозные щитки. Максимальный угол их отклонения – 55°. Внутренние и внешние секции интерцепторов работают независимо друг от друга. При стреловидности крыла более 57° отклонение интерцепторов блокируется.

На центроплане крыла имеются прижимные щитки, прикрывающие щели между центропланом и подвижными консолями. На верхней поверхности заднего отсека фюзеляжа закреплены мешки из специальной ткани, которые надуваются воздухом, отбираемым от компрессора двигателей, и заполняют щели между консолями крыла и фюзеляжем.

Хвостовое оперение состоит из двух килей с рулями направления и цельноповоротного стабилизатора. Стреловидность по передней кромке киля – 47°, стабилизатора – 51°. Руль направления отклоняется на угол ±30°, консоль стабилизатора поворачивается в диапазоне от -35° до +14°. Рули направления, носки и хвостики стабилизатора имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Обшивка стабилизатора выполнена из бороэпоксидного ПКМ.

Шасси самолета включает двухколесную переднюю и две одноколесные основные опоры. Опоры убираются против полета, при этом колеса основных опор поворачиваются на 90°. Стойки всех опор – телескопического типа, все колеса снабжены дисковыми тормозами и антиюзовыми устройствами. Амортизаторы основных стоек – двухкамерные жидкостно-газовые, обеспечивают безаварийную посадку с вертикальной перегрузкой до +6,5д. Амортизатор передней стойки – однокамерный жидкостно-газовый. Эта стойка оборудована кронштейном крепления к каретке паровой катапульты и механизмом вздыбливания. Передняя опора управляемая – электрогидравлический механизм обеспечивает поворот колес на угол ±70°. Этот же механизм является демпфером шимми. Размер основных колес – 939x292 мм, передних – 559x168 мм, давление в их пневматиках при наземном базировании – 17,23 и 7,38 кг/см², соответственно. При корабельном базировании давление в пневматиках всех колес – 24,61 кг/см².

Силовая установка самолета включает два ТРДДФ Pratt amp; Whitney TF30-P-412/414. Двигатель выполнен по двухроторной схеме: 3-ступенчатый вентилятор и 6-ступенчатый компрессор низкого давления находятся на одном валу с 3-ступенчатой турбиной низкого давления, а 7-ступенчатый компрессор высокого давления – на одном валу с одноступенчатой турбиной высокого давления. Камера сгорания – трубчато-кольцевая с 8 жаровыми трубами. Форсажная камера имеет 5 каскадов форсунок. Реактивное сопло – регулируемое, многолепесткового ирисового типа с переменным сечением. Регулировка створок внутреннего контура сопла осуществляется за счет перемещения управляющего кольца, расположенного вокруг створок. Створки внешнего контура – самоориентирующиеся.

Характеристики двигателя TF30-P-414A: тяга на максимальном/ форсажном режиме – 5600/9500 кгс; удельный расход топлива – 0,69/2,78 кг/кгс-ч, соответственно. Степень двухконтурности – 0,9. Сухая масса двигателя – 1825 кг; длина – 6 м, диаметр – 1,25 м.

Топливная система включает пять внутренних баков-отсеков: два крыльевых (емкостью по 1116 л), передний (2616 л) и задний (2453 л) фюзеляжные баки и расходный бак (1726 л). В качестве расходного бака используется внутреннее пространство силовой балки, разделенное перегородкой на левую и правую половины. Правый крыльевой и передний фюзеляжный баки питают топливом правый двигатель, а левый крыльевой и задний фюзеляжный – левый. Для увеличения запаса топлива могут использоваться два подвесных бака по 1010 л. Заправка топливом – централизованная одноточечная, под давлением 3,5 кг/см².

Система управления самолетом – бустерная, необратимого типа. Проводка управления – жесткая. Самолет оборудован системой автоматического управления с подсистемами улучшения устойчивости и управляемости.

Система электроснабжения использует два генератора мощностью 60 и 75 кВА с приводом от двигателей. Они обеспечивают бортовую сеть переменным током с напряжением 115/200 В и частотой 400 Гц. Сеть постоянного тока напряжением 28 В питается от двух преобразователей. Аварийным источником электроэнергии служит генератор мощностью 5 кВА с гидроприводом, питающий сети переменного и постоянного тока.

Гидравлическая система обеспечивает выпуск– уборку шасси, механизации крыла и тормозных щитков, отклонение управляющих поверхностей, перекладку крыла а также работу тормозов колес и тормозного гака. Система состоит из двух независимых подсистем, каждая и которых питается от своего гидронасоса постоянной производительности с приводом от двигателя. Рабочее давление в гидросистеме – 207 кг/см². При снижена давления до 168 кг/см² отключаются все потребители, за исключением гидроусилителей системы управления самолетом. Аварийным источником давления в каждой из подсистем служит электроприводной гидронасос, который автоматически включается при падении давления до 35 кг/см² в течение 10 с.

Пневмосистема состоит из трех независимых подсистем, питающихся каждая от своего баллона. Давление зарядки воздушных баллонов – 206 кг/см². Система обеспечивает открытие-закрытие фонаря кабины и аварийный выпуск шасси.

Бортовоe радиоэлектронное оборудование.

В состав БРЭО входят:

– система управления оружием AN/AWG-9, включающая импульсно-доплеровскую РЛС с плоской щелевой антэнной решеткой диаметром 0,91 м. Углы отклонения антенны: ±65° по азимуту, ±60° по углу места. Максимальная дальность обнаружения цели – 315 км. В СУО так же входит система госопознавания AN/APX– 72 или AN АРХ-76, аппаратура управления оружием AN/ AWG-15F, линия передачи данных AN/ASW-27B, бортовая ЭВМ S400B. Система управления оружием сопряжена с телевизионной камерой ААХ-1 оптической системы ТС;. Телекамера имеет сектор сканирования 30° и дальность обнаружения корабля 80 км;

– навигационный комплекс, который включает инерциальную навигационную систему AN/ASN-92(V), радионавигационную систему TACAN AN/ARN-84, радиовысотомер AN/APN-194(V), центральный вычислитель аэродинамических параметров СР-1166А/А, а также 20-канальную систему инструментальной посадки на авианосец AN/ARA-63 и самолетный ответчик AN/ USN-2(V);

– радиосвязное оборудование в составе радиостанций AN/ARC-51 или AN/ARC-159, аппаратуры шифрования радиопереговоров TSEC/KY-58, дополнительного УКВ– приемника AN/ARR-69 и СПУ LS-460(B);

– оборудование радиоэлектронного противодействия, включающее станцию предупреждения об облучении AN/AIR-50, станции постановки помех AN/ALQ-100 или AN/ALQ-162 (непрерывное излучение), AN/ALQ-126A (импульсн ыеответные помехи), а также устройства выброса лояльных целей AN/ALE-29 или AN/ALE-39 (дипольные отражатели, ИК-ловушки, миниатюрные передатчики помех). Кроме того, самолет может быть оснащен станцией постановки помех AN/ALQ-167 и устройством выброса помех AN/ALE-43(V) в подвесных контейнерах.

Приборное оборудование кабины экипажа.

На приборной панели летчика размещены два дисплея для отображения полетной и навигационной информации, а также данных станции предупреждения об облучении. В верхней части панели находится консоль управления оружием Наиболее важная информация выводится на индикатора на лобовом стекле. Рабочее место оператора оснащено двумя дисплеями, на которые поступает информация от РЛС. Все дисплеи в кабине экипажа выполнены а базе ЭЛТ.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает поддержание необходимых давления и температуры в кабине экипажа и отсеках БРЭО, наддув топливных баков, обогрев фонаря кабины, продувку отсека пушки, регулировку температуры жидкости систем охлаждения РЛС и телевизионной камеры. Воздух для СКВ отбирается от 9-й ступени компрессора.

До высоты 2500 м давление в кабине экипажа – атмосферное, а далее (до 7000 м) поддерживается постоянным. На высотах свыше 7000 м система обеспечивает избыточное давление в кабине 0,34 кг/см².

Кислородная система включает емкости с жидким кислородом, газогенератор и кислородные маски летчика и оператора. Каждое катапультное кресло оснащено аварийным кислородным баллоном емкостью 0,82 л.

Вооружение самолета. Артиллерийское вооружение самолета – встроенная шестиствольная пушка М61А1 Vulcan калибром 20 мм. Скорострельность пушки – до 6 6000 выстрелов/мин, боекомплект – 675 снарядов. Подвесное вооружение общей массой до 6500 кг размещается на 8 узлах. Самолет может нести управляемые ракеты «воздух-воздух»: до 6 ракет большой дальности AIM-54 Phoenix, до 4 ракет средней дальности AIM-7 sparrow и до 4 ракет малой дальности AIM-9 Sidewinder в различных комбинациях. Для действия по наземных целям предусмотрена подвеска свободнопадающих бомб Мк82 калибром 500 фунтов (226,8 кг), Мк83 кал бром 1000 фунтов и Мк84 калибром 2000 фунтов, а также НАР Zuni калибром 127 мм.