Текст книги "Авиация и Время 2013 01"

Автор книги: Авиация и время Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 8 страниц)

СХЕМЫ

Grumman ТВМ-3 Avenger

	TBF/TBM-1	TBF/TBM-1C	ТВМ-3	ТВМ-ЗЕ
Размах крыла (сложенного), м	16,51 (5,79)
Длина самолета, м	12,16	12.46
Площадь крыла, кв. м	45,52
Тип двигателей	Wriqht R-2600-8	Wriqht R-2600-20
Взлетная мощность, л.с.	1725	1900
Масса, кг
– пустого самолета	4576	4788	4913	4787
– взлетная норм./макс.	6205/7221	7444/7876	7609/8286	6429/8124
– боевой нагрузки	726	1000	1000	1000
Скорость, км/ч:
– макс. у воды	404	390	404	404
– макс. (на высоте, м)	436(3636)	414(3636)	430 (4545)	444(5000)
– крейсерская	233	246	243	237
Потолок, м	6787	6484	7090	н.Д.
Дальность полета, км:
– с торпедой	1955	1779	1819	1626
– перегоночная с ПТБ	2335	3759	4073	3091

Краткое техническое описание самолета Grumman ТВМ-3 Avenger

Назначение самолета – морской торпедоносец-бомбардировщик палубного и сухопутного базирования. Самолет представляет собой одномоторный свободнонесущий среднеплан, выполненный по классической статически устойчивой аэродинамической схеме. Конструкция цельнометаллическая, выполненная в основном из алюминиевых сплавов. Широко применяются также легированные стали – 24ST, 24SO, 52S и др. Экипаж состоит из трех человек: летчик, штурман-радист (он же стрелок нижней огневой установки) и стрелок верхней установки.

Фюзеляж имеет полумонококовую конструкцию и технологически выполнен из трех частей: носовой (до отсека кабины), средней (отсеки кабины и вооружения) и хвостовой.

Носовая часть – двигательный отсек, состоящий из каркаса, переднего кольца, съемных и несъемных панелей. Она отделена от средней части бронеплитой, которая является также противопожарной перегородкой.

Основным силовым элементом средней части фюзеляжа является горизонтальная панель, отделяющая кабину от отека вооружения. К ней сверху крепятся кресла экипажа, пост управления самолетом и крепежная рама верхней стрелковой башни, а снизу – держатели вооружения. К этой же силовой панели крепится центроплан крыла. Отсек вооружения закрывается двумя створками, каждая из которых состоит из двух продольных секций. При открытии отсека вооружения эти секции складываются, что улучшает доступ в отсек на земле при подвеске вооружения и снижает негативное влияние на путевую устойчивость самолета в полете. За отсеком вооружения располагаются нижнее рабочее место штурмана-радиста, дверь (по правому борту) для доступа внутрь фюзеляжа и нижняя стрелковая установка. На шпангоуте, замыкающем среднюю часть, крепится хвостовая опора шасси. Снизу на средней части фюзеляжа имеется предохранительная пята для защиты конструкции от повреждения при посадке с невыпущенной хвостовой опорой.

Фонарь кабины состоит из неподвижного козырька, сдвигаемой назад секции над рабочим местом летчика, неподвижной средней секции, на которой установлена мачта антенны, откидывающейся вверх-влево секции над верхним рабочим местом штурмана-радиста и неподвижной задней секции, сразу за которой располагается сферический экран верхней стрелковой башни. Эта башня представляет собой отдельный модуль, внутри которого находится бронированное кресло стрелка В кабине за креслом летчика смонтирована противокапотажная рама, на которой закреплены бронеспинка и бронезаголовник, защищающие летчика сзади.

Хвостовая часть фюзеляжа выполнена как одно целое с форкилем и основанием киля. Это повышает крутильную и изгибную жесткость фюзеляжного отсека. Хвостовая часть усилена бимсами для восприятия нагрузок от тормозного гака.

Крыло состоит из прямоугольного центроплана и двух трапециевидных консолей, которые на стоянке могут складываться. Профиль крыла – типа NACA-230. Относительная толщина профиля центроплана – 15%. Консоль имеет переменную толщину: от 15% (у корня) до 9% (по законцовкам). Угол поперечного V центроплана 0°, консоли +6°. Продольный силовой набор крыла состоит из двух лонжеронов, задней стенки и стрингеров. Поперечный набор центроплана – 17 нервюр, каждой консоли – 20 нервюр. Обшивка крыла работающая.

Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и 100% весовой балансировкой, снабжены триммерами. Каждый элероны имеет площадь 0,883 м² . Каркас элеронов – металлический, обшивка – полотняная. Триммеры имеют металлическую обшивку. Левый триммер служит для балансировки самолета в полете и имеет электрический привод. С помощью правого компенсируют погрешности сборки. Он регулируется в процессе приемо-сдаточных полетов на заводе. Площадь каждого триммера 0,035 м² , В элеронной зоне носка каждой консоли крыла имеется профилированная щель длиной 1,143 м, затягивающая на больших углах атаки срыв потока в этой зоне. Механизация крыла – щитки-закрылки общей площадью 5,806 м² . Закрылки состоят из двух центропланных и двух консольных секций. Максимальный угол отклонения центропланных секций – 50°, консольных – 45°.

Консоли крыла складываются назад и поворачиваются при этом носком вниз. Привод складывания – гидравлический, управляется рычагом в кабине. Складывание консолей возможно как при работающем, так и неработающем двигателе (от аэродромного гидроагрегата или бортового гидроаккумулятора).

Хвостовое оперение включает киль, закрепленный в основании киля стабилизатор, форкиль, рули направления и высоты. Киль площадью 2,455 м² установлен в плоскости симметрии самолета. Угол установки стабилизатора ±30°, его площадь – 4,357 м² . Руль направления имеет площадь 1,509 м² и отклоняется на углы до ±24°. Площадь руля высоты – 5,940 м² , углы отклонения – до 10' вниз и 20' вверх. Рули сделаны с осевой и роговой аэродинамическими компенсациями и 100% весовой балансировкой. Обшивка рулей – полотняная. PH и обе половины РВ снабжены триммерами с электрическими приводами. Обшивки триммеров – металлические. Углы отклонения триммера PH – до 16° вправо и 24° влево; триммеров РВ – до 10° вниз и 12°30' вверх. Триммер PH выполнен двухсекционным, причем верхняя его секция является также сервокомпенсатором.

Шасси самолета трехопорное с хвостовым колесом, убираемое в полете. Колея шасси – 3,302 м. Основные опоры убираются в крыло по направлению к законцовкам, хвостовая опора убирается по полету в хвостовую часть фюзеляжа. В убранном положении стойки всех опор закрыты щитками, закрепленными непосредственно на стойках, колеса остаются открытыми. Уборка и выпуск шасси производится гидроцилиндрами. Аварийный выпуск основных стоек шасси механический – после открытия замков убранного положения стойки выходят и становятся на замки выпущенного положения под собственным весом. Основная стойка – телескопического типа, снабжена жидкостно-газовым амортизатором с нормальным рабочим ходом 114 мм. На стойке установлено колесо размером 864x229 мм с дисковым тормозом. Хвостовая опора шасси оснащена жидкостно-газовым амортизатором и колесом размером 368х 127 мм. Давление в пневматиках всех колес – 6,68 кгс/см² (при работе с палубы авианосца) либо 7,74 кгс/см² (при работе с сухопутного аэродрома).

На стойках основных опор с внутренней стороны закреплены буксировочные ушки, используемые при взлете самолета с авианосца. К ним с помощью специальных замков цепляются троса катапульты. Эти замки открываются автоматически по прохождении каретки катапульты заданного расстояния. При посадке на палубу используется тормозной гак, зацепление которого за трос аэрофинишора приводит к остановке самолета. Гак крепится к силовым элементам хвостовой части фюзеляжа через амортизатор, поглощающий энергию рывка при зацепе. Сам гак состоит из шарнирного узла, штока и крюка, изготовленных из высокопрочной стали.

Его выпуск и уборка осуществляются электроприводом. При выпуске гак выдвигается назад, а затем опускается вниз.

Силовая установка включает один поршневой двигатель Wright R-2600-20 Double Cyclone. Двигатель представляет собой 18-цилиндровую двухрядную «звезду» воздушного охлаждения. Взлетная мощность двигателя – 1900 л.с., максимальная на I границе высотности – 1600 л.с. (продолжительность работы не более 5 мин). Сухая масса – 928 кг. Для наддува двигателя используется приводной центробежный двухскоростной нагнетатель. Двигатель через планетарный редуктор с передаточным отношением 0,563 вращает трехлопастный воздушный винт Hamilton Standard Hydromatic HUB 23E50 489. Винт – постоянных оборотов, изменяемого шага. Лопасти изготовлены из алюминиевого сплава и снабжены спиртовой противообледенительной системой.

Система запуска двигателя – электрическая, от внешнего источника напряжением 12 В. Возможен механический запуск двигателя – с помощью сьемной рукоятки, которую вращают два человека. Запуск в воздухе производится на режиме авторотации. Система охлаждения двигателя состоит из неподвижных внутренних дефлекторов и управляемых жалюзи, расположенных за вторым рядом цилиндров.

Топливная система самолета состоит из четырех баков: двух баков (емкостью 549 л и 803 л) в фюзеляже и двух (по 341 л) в центроплане крыла. Все встроенные топливные баки протектированы, оснащены системами дренажа, аварийного слива топлива и заполнения нейтральным газом. Кроме этого самолет может оснащаться тремя дополнительными сбрасываемыми бакам, один из которых (на 1022 л) подвешивается в отек вооружения, а два – под центропланом (по 220 л) или консолями (по 379 л) крыла. Максимальный запас топлива – 3814 л. Это перегоночный вариант, при котором сьемное вооружение и оборудование демонтируются.

Гидравлическая система многоканальная, закрытого типа, состоит из гидробака, основного насоса с приводом от двигателя, гидроаккумулятора, магистралей, арматуры и аварийного ручного насоса. Рабочее давление 150-100 кгс/см² . Рабочая жидкость – минеральное масло высокой очистки. Гидросистема обеспечивает уборку/выпуск шасси и щитков– закрылков; торможение колес; открытие/закрытие отсека вооружения; работу механизмов складывания консолей крыла, а также рулевых машин автопилота и жалюзи охлаждения мотора; управление шагом воздушного винта и перезарядку крыльевых и турельного пулеметов.

Электросистема самолета постоянного тока напряжением 12 В. Сеть питания – однопроводная. Основным источником электроэнергии является установленный на двигателе генератор постоянного тока, резервным – два аккумулятора емкостью по 34 А 1ч. Потребители переменного тока питаются через преобразователь.

Радиооборудование Связное оборудование состоит из средневолновой радиостанции, включающей передатчик AN/ART-13 и приемник AN/ARC-5, для связи с авианосцем или| авиабазой, а также командной УКВ приемо-передающей радиостанции AN/ARC-1 для связи| между самолетами группы. Обе радиостанции дуплексные. Средневолновая работает в телефонном и телеграфном режимах, УКВ – только в телефонном. Самолетное переговорное! устройство RL 7 телефонного типа имеет абонентские аппараты с выходом на нашлемную гарнитуру каждого члена экипажа.

Самолет оборудован трехканальным автопилотом типа G4, имеющим электрические приводы гироскопических узлов; радиовысотомером AN/APN-1, который работает в диапазоне малых высот; средневолновым автоматическим радиокомпасом AN/ARR-2, обеспечивающим индикацию направления на приводную радиостанцию, прослушивание позывных и фоновых сигналов, а также аварийную радиосвязь, и системой опознавания государственной принадлежности AN/APX-2, которая состоит из двух ответчиков: С37/АРХ-2 (в кабине летчика) и С36/ АРХ-2 (в кабине штурмана-радиста).

Приборное оборудование На центральной панели в кабине летчика установлены указатель оборотов двигателя, указатель давления топлива на входе в карбюратор, указатель барометрического высотомера, указатель радиовысотомера и сигнальная лампа «малая высота», вариометр, указатель воздушной скорости, указатель крена и поворота, регулятор чувствительности системы управления триммером PH, гирокомпас, гироскопический авиагоризонт (2 комплекта). Приборное оборудование на рабочем месте штурмана дополнительно включает индикаторы автоматического радиокомпаса, гироскопического и магнитного компасов, сектант, хронометр и некоторые другие приборы.

Системы жизнеобеспечения. Кислородная система высокого давления состоит из баллонов емкостью по 8,423 л (давление зарядки 126 кгс/см² ), щитка управления, указателя расхода кислорода, редукторов, трубопроводов, арматуры и кислородных масок для всех членов экипажа.

Система вентиляции и обогрева кабин единая, состоит из бензиновых нагревателей с радиаторами, трубопроводов, регуляторов, клапанов подачи забортного воздуха и выпуска воздуха за борт.

На борту каждого самолета имеются надувная лодка Mark 4 type D и неприкосновенный аварийный запас: аптечка, аварийная радиостанция, ручная помпа, два весла, емкости с питьевой водой и сухой паек, сигнальные ракеты, рыболовный набор и пр. При посадке на воду лодка в сложенном состоянии выбрасывается через откидывающуюся секцию фонаря и надувается автоматически при контакте с водой.

Вооружение самолета Стрелковое вооружение состоит из двух неподвижных и двух подвижных пулеметов. В корневой зоне каждой консоли крыла установлен курсовой пулемет М2 калибром 12,7 мм. Боезапас одного пулемета – 320 патронов. В дополнение к этим двум пулеметам возможна подвеска под крылом еще четырех курсовых пулеметов – двух контейнеров с двумя пулеметами М2 (боезапас – по 340 патронов на пулемет). Огонь из крыльевых и подвесных пулеметов ведет летчик, используя автоматический гироскопический прицел Mark 8 (М8). Сверху на фюзеляже установлена турель Grumman 150SE-2 с одним пулеметом М2 (боекомплектом – 400 патронов). Она укомплектована гироскопическим ночным прицелом Мк.9 и резервным колиматорным прицелом Мк.11. Электропривод обеспечивает поворот турели в горизонтальной плоскости на углы, ограниченные каркасом фонаря кабины, а в вертикальной плоскости на углы от -30' до +85'. В нижней огневой точке подвижно установлен один пулемет М1919 калибром 7,62 мм с боезапасом в 500 патронов. Управление этим пулеметом, спуск и перезарядка – ручные. Прицел – механический с устройством ввода упреждения и поправки на ветер.

В отсеке вооружения возможна подвеска одной противокорабельной торпеды Bliss-Lewitt -Mk.13 или Mk. 13 1А. Калибр торпеды 570 мм, длина 4090 мм, масса 1005 кг (в т.ч. 270 кг – боевая часть). Дальность хода торпеды 5800 м при скорости 62 км/ч. Во внутреннем отсеке самолет может нести и бомбовое вооружение общей массой до 1000 кг. Используются фугасные и бронебойные бомбы класса D0 в различных вариантах. Основные варианты внутренней подвески: 1 фугасная бомба калибром 907 кг или 1 бронебойная бомба калибром 725 кг, либо 2 фугасные бомбы калибром 454 кг, или 4 осколочно-фугасные бомбы калибром 227 кг, либо 12 осколочных бомб калибром 45 кг. На подкрыльевых узлах могут подвешиваться две бомбы калибром 227 кг. Сброс бомб производится с помощью электрического бомбосбрасывателя, а в аварийной ситуации – механически. Ракетное вооружение самолета состоит из восьми авиационных неуправляемых ракет HVAR калибром 127 мм на подкрыльевых пусковых устройствах типа Mk. 5. Бомбометание и пуск ракет можно выполнять одиночно, серией или залпом.

Прицел Mark 8 позволяет летчику производить сброс торпеды и прицельный пуск неуправляемых ракет, а также бомбометание, как с пикирования, так и с горизонтального полета. Но основным бомбардировочным прицелом является телескопический повышенной точности, который установлен в полу кабины на нижнем рабочем месте штурмана-радиста.

Ил-102

Основные летно-технические характеристики Ил-102

Размах крыла, м	16.90
Длина,м	17.75
Высота на стоянке.м	5.8
Площадь крыла м²	63,50
Масса, кг
– пустого самолета	13000
– нормальная взлетная	18000
– максимальная взлетная	22000
Тип двигателя	2 ТРДД РД-33И
Взлетная тяга, кгс	2x5320
Максимальная скорость, км/ч	950
Практическая дальность, км	1000
Боевой радиус действия, км	250-300
Практический потолок, м	10000
Экипаж.чел	2
Вооружение:	– 1х30-мм пушка
	– 2х23-мм пушки
	– 7200 кг бомб и ракет на 16 узлах подвески (включая 6 отсеков в крыле)