Текст книги "Авиация и Время 2013 03"

Автор книги: Авиация и время Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 8 страниц)

«Эвенджеры» состояли на вооружении японской морской авиации до 1962 г. Они почти не снабжались запчастями, и последние самолеты поддерживались в эксплуатации за счет «каннибализма», т. е. демонтажа комплектующих с тех машин, которые были списаны первыми. Они не могли играть особой роли в противостоянии с СССР, но на них выучились кадры, которые потом составили костяк японской морской патрульной авиации. Противолодочная авиация Японии, начав с двух десятков «Эвенджеров», ныне стала важнейшим и весьма многочисленным компонентом военной мощи страны – важного тихоокеанского союзника США.

Avenger Mk.l (per. JZ114) из 848-й АЭ Королевских ВМС Великобритании. Авианосец «Формидейбл», Филиппинское море, август 1945 г.

TBM-3S (зав. № 91233) из 825-й АЭ Королевских ВМС Канады. Авианосец «Мэгнифишент», 1954 г.

TBF-1 из 30-й АЭ (звено буксировки мишеней) Королевских ВМС Новой Зеландии. Оакеа, 1945 г.

TBM-3S2 из 11-й АЭ береговой охраны сил самообороны Японии. Авиабаза Хачиноге, 1958 г.

ТВМ-ЗЕ из 9-й АЭ авиации ВМС Франции. Авиабаза Иерс-Ле-Поливистер, 1953 г.

СХЕМЫ

North American RA-5C Vigilante

Краткое техническое описание палубного самолета-разведчика North American RA-5C Vigilante

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой реактивный двухдвигательный высокоплан с трапециевидным крылом малого удлинения, цельноповоротным хвостовым оперением и убирающимися в полете шасси. В конструкции используются алюминиевые сплавы и сталь, нагруженные и теплонапряженные детали изготовлены из титановых сплавов. Экипаж самолета состоит из двух человек: летчик и оператор.

Фюзеляж самолета – полумонококовой конструкции, технологически разделен на три части: переднюю, центральную и хвостовую. Деление происходит по силовым шпангоутам. К переднему силовому шпангоуту крепится передний лонжерон крыла, а к заднему – задний лонжерон и основные стойки шасси. В носке фюзеляжа расположена РЛС прицельно-навигационной системы AN/ ASB-12. Антенна этой станции закрыта радиопрозрачным обтекателем, который для обеспечения доступа к антенне, а также уменьшения длины фюзеляжа при корабельном базировании поворачивается вверх посредством электропривода. Сама станция при обслуживании может отклоняться вниз. Далее находится герметичная кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест летчика и оператора. Кабина оборудована катапультными креслами HS-1A класса «0–0». Каждое кресло укомплектовано парашютом NB-7E (или NES-15A). Фонарь кабины экипажа состоит из неподвижного козырька и двух откидывающихся вверх – назад крышек. Козырек цельный, изготовлен из оргстекла. Передняя половина крышки над рабочим местом летчика прозрачная, задняя металлическая. Крышка оператора полностью металлическая с двумя небольшими боковыми окнами. За кабиной располагаются ниша убранного положения передней опоры шасси и отсек бортового оборудования, далее – два фюзеляжных топливных бака.

К бортам передней части фюзеляжа примыкают боковые сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники ковшового типа. Регулирование воздухозаборника осуществляется с помощью трехсекционного горизонтального клина. Первая секция клина неподвижная, вторая и третья отклоняются в зависимости от скорости полета. До числа 0,95М эти секции находятся в «убранном» положении, а по мере роста скорости запрограммировано выдвигаются в поток. Вторая и третья секции клина имеют окна слива пограничного слоя, кинематически связанные со створками слива на верхней поверхности воздухозаборика. При перемещении клина между второй и третьей секциями образуется профилированная щель, через которую отбирается воздух для продува бомбоотсека и охлаждения двигателей. Клин каждого воздухозаборника управляется своим гидроцилиндпром.

Центральная часть фюзеляжа включает бомбоотсек, расположенный над ним седловидный топливный бак, воздушные каналы питания двигателей и ниши убранного положения основных опор шасси. В хвостовой части фюзеляжа установлены маршевые двигатели. Между ними за бомбоотсеком находится бомбовый туннель, над которым расположен седловидный задний фюзеляжный топливный бак. Снизу хвостовой части между мотогондолами закреплен А-образный тормозной гак, выпускаемый при посадке на угол 55° с помощью гидровоздушного аккумулятора поршневого типа. Уборка гака производится гидроцилиндром.

Крыло кессонной конструкции. Стреловидность крыла – 27,5° по линии 1/4 хорд, относительная толщина – 3,5 %. При базировании на корабле концевые части консолей крыла могут складываться – устанавливаться вертикально. Привод их складывания – гидравлический. Продольный силовой набор кессона неподвижной части консоли состоит из двух (переднего и заднего) основных лонжеронов, 9 (в корневой зоне) или 5 (в концевой зоне) облегченных лонжеронов с перфорированными стенками и крупногабаритных панелей из алюминиево-литиевого сплава Alcoa 2020-Т6. Кессон складываемой части консоли – двухлонжеронной конструкции с обшивкой, подкрепленной стрингерами. Внутренний обьем кессона неподвижной части используется как топливный бак.

Взлетно-посадочная механизация крыла включает двухсекционные закрылки (только на неподвижной части консоли) и трехсекционные отклоняемые носки (по всему размаху консоли). Закрылки имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Максимальный угол их отклонения – 50°. Выпуск-уборку закрылков осуществляют гидромоторы посредством винтовых преобразователей. Привод каждой секции носка – от своего гидроцилиндра. Максимальный угол отклонения наружной секции – 38,5°; внутренних секций – 28,5°. В полете на дозвуковых скоростях наружная секция носка постоянно отклонена вниз на 5°, внутренние – на 3°. Передняя кромка крыла оснащена системой сдува пограничного слоя. Воздух для СПС отбирается за последней ступенью компрессора каждого двигателя. Эта система начинает работать при отклонении закрылков на 25° и увеличивает количество подаваемого воздуха до выхода закрылков на 40°.

На верхней поверхности неподвижной части каждой консоли крыла установлены три секции интерцепторов, на нижней – три секции дефлекторов. Каждая секция дефлекторов механически связана с находящейся над ней секцией интерцепторов. Интерцепторы максимально отклоняются на 70°, причем внутренняя и средняя секции поворачиваются против полета, а наружная – в противоположном направлении (по полету). Аналогично по направлению отклоняются дефлекторы, внутренняя и средняя секции – на угол до 35°, наружная – до 39°. Интерцепторы используются для управления по крену, а также как воздушные тормоза.

Хвостовое оперение состоит из цельноповоротных киля и стабилизатора. Консоли стабилизатора могут отклоняться как синхронно – для управления самолета по тангажу, так и дифференциально – для управления по крену (на малых скоростях совместно с интерцепторами). Максимальные углы отклонения стабилизатора: 15° вверх и 18° вниз. Максимальные углы поворота киля составляют: ±2° при убранных закрылках, либо ±8° при выпущенных закрылках. Хвостовые части киля и стабилизатора имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. При нахождении самолета на ангарной палубе авианосца верхняя половина киля складывается при помощи гидроцилиндра. На неподвижной части киля имеется обтекатель, в котором проложена трубка дренажа топливной системы и смонтированы антенны БРЭО – станций РТР и СПО.

Шасси самолета – трехопортое с носовым колесом. Все опоры – одноколесные, стойки – телескопического типа, оборудованы жидкостно-газовыми амортизаторами. Опоры шасси убираются гидроцилиндрами против полета в фюзеляжные ниши, при этом колеса основных опор поворачиваются на 90°. Передняя стойка шасси оборудована гидромеханизмом поворота колеса в пределах ±75°. При выключенном механизме стойка вращается на 360° (используется при буксировке самолета). На передней стойке установлено нетормозное колесо размером 660x168 мм с 16-слойной бескамерной шиной «тип VII». Давление в пневматике при наземном базировании – 10,55 кг/см г, при корабельном базировании – 22,85 кг/см². На основной стойке установлено колесо размером 914x279 мм с 24-слойной шиной «тип VII». Основные колеса снабжены дисковыми тормозами и антиюзовым датчиками. Основная и аварийная системы торможения колес – гидравлические. Давление в пневматиках при базировании на аэродроме – 8,44–15,8 кг/см², на авианосце – 17,58 кг/см².

Силовая установка включает два ТРДФ General Electric J79-GE-10. Тяга двигателя на максимальном/форсажном режиме – 5070/8100 кгс. Масса двигателя – 1964 кг, длина – 5310 мм, диаметр – 894 мм. Двигатель состоит из 17-ступенчатого компрессора, обеспечивающего степень повышения давления 13,5; трубчатокольцевой камеры сгорания с 10 жаровыми трубами и трехступенчатой турбины. Форсажная камера имеет независимую систему подачи топлива с насосом высокого давления. Регулируемое реактивное сопло – эжекторного типа, состоит из 24 механически объединенных лепестков, управляемых четырьмя гидроцилиндрами. Каждый двигатель оснащен маслосистемой. Маслобак емкостью 23 л установлен над компрессором.

Топливная система самолета включает шесть встроенных баков: четыре в фюзеляже – передний на 1722 л, центральный (расходный) на 1855 л и два седловидных емкостью 795 л и 492 л, а также два бака в консолях крыла по 2705 л. В бомбоотсеке и находящемся за ним бомбовом туннеле могут быть установлены три дополнительные цилиндрические топливные бака суммарной емкостью 3350 л. Кроме того, на подкрыльевых пилонах возможна подвеска двух или четырех ПТБ по 1514 л. Все баки поддавливаются сжатым воздухом: встроенные – давлением 0,39 кг/см², цилиндрические – 1,76 кг/см², подвесные – 0,98 кг/см². Заправка топливных баков – централизованная двухточечная. Баки оснащены устройствами аварийного слива топлива.

Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете типа «штанга– конус». Поворотная штанга-топливоприемник располагается по левому борту перед кабиной экипажа. Выпускается и убирается штанга гидроцилиндром. Темп перекачки топлива при дозаправке – около 1300 л/мин.

Система управления самолетом – бустерная, необратимого типа. Бустера – двухкамерные. Каналы продольного и поперечного управления – электрогидродистанционные, дублированы механической проводкой. Управление в путевом канале – гидромеханическое. Каждый канал снабжен механизмом триммерного эффекта с электроприводом. Кроме того, в продольный и поперечный каналы включена электронная система стабилизации. Самолет оснащен двухканальной (по крену и тангажу) системой автоматического управления, которая сопряжена с прицельно– навигационной системой и бортовым вычислителем воздушных данных.

Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 197–228 кг/см². Источниками давления служат четыре гидронасоса – по два каждом двигателе. Аварийный источник давления – крыльчатка, находящаяся в фюзеляже перед нишей левой опоры шасси и выдвигаемая в поток по команде летчика или автоматически при падении давления в системе.

Воздушная система включает два баллона со сжатым воздухом. Давление их зарядки – 225 кг/см². Один баллон обеспечивает открытие крышек фонаря кабины и их аварийный сброс, от второго работает система аварийного выпуска закрылков. В полете рабочее давление в воздушной системе (210 кг/см²) поддерживается компрессором, работающим от гидромотора.

Система электроснабжения питается от двух трехфазных генераторов переменного тока мощностью по 42 кВА с приводом от двигателей. Генераторы вырабатывают ток напряжением 115 В частотой 400 Гц. Источниками постоянного тока напряжением 28 В являются два преобразователя-конвертера на 200 А.

Бортовое радиоэлектронное оборудование. Прицельно-навигационная система AN/ASB-12 включает: многофункциональную РЛС; вычислитель NASARR, сопряженный с индикатором данных на лобовом стекле (ИЛС); сканирующую телевизионную камеру обнаружения и прицеливания, информация с которой отображается на ИЛС летчика и мониторе оператора; инерциальную навигационную систему REINS с корректирующим радиоустройством AN/ASN-26 и сопряженную с ней бортовую ЭВМ VERDAN. Кроме этого, в состав БРЭО входят: радиовысотомер AN/APN-120; цифровой бортовой вычислитель AN/AYA-1; навигационная система TACAN AN/ ARN-52; УКВ радиостанция Collins AN/ARC-52; радиостанция дециметрового диапазона; самолетное переговорное устройство; станция опознавания «свой-чужой»; система автоматической посадки на авианосец ACLS; аппаратура инструментальной посадки ILS AN/ARA-63; стация предупреждения об облучении AN/ALR-45(v); станция радиотехнической разведки AN/APR-18; станции постановки радиопомех AN/ ALQ-55. AN/ALQ-126 и пр.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает необходимые давление и температуру в кабине экипажа, охлаждение отсеков БРЭО, наддув топливных и гидравлических баков, обогрев фонаря кабины, работу ПОС воздухозаборников и противоперегрузочных костюмов пилотов. Воздух для СКВ отбирается за последней ступенью компрессора каждого из двигателей, после чего охлаждается в турбохолодильнике до 150 °C.

До высоты 2440 м давление в кабине экипажа атмосферное, а далее поддерживается постоянным до высоты 7130 м. Выше система обеспечивает избыточное давление в кабине 0,4 кг/см².

Кислородная система включает емкости с жидким кислородом, газогенераторы и кислородные маски летчика и оператора. Емкости кислородных баллонов хватает на 8 ч полета.

Целевое оборудование. Самолет оснащен разнообразным фоторазведывательным оборудованием, которое размещается в подфюзеляжном контейнере. В носовой части разведывательного контейнера находится АФА перспективной съемки КА-51А, за ним – плановые фотоаппараты для дневной и ночной азимутальновертикальной съемки: КА-50А и КА-62А. В средней части этого контейнера расположен сменный модуль с двумя АФА для панорамной съемки. Используются три варианта сменного модуля, которые включают в различных сочетаниях фотоаппараты: КА-53А, КА-57А, КА-58А, KS-68A и KS-69A.

Оборудование радиоэлектронной разведки включает станцию бокового обзора AN/APD-7, инфракрасную систему разведки AN/AAS-21 и пассивную станцию радиоэлектронной разведки AN/ALQ-61. Станция AN/APD-7 – некогерентная РЛС, антенны которой расположены по бокам разведконтейнера. Максимальная ширина полосы обзора составляет 130 км. AN/AAS-21 представляет собой ИК-станцию со строчной разверткой для инфракрасного фотографирования местности. Объектив этой станции установлен на нижней поверхности хвостовой части разведконтейнера.

Летно-технические характеристики

Летно-технические характеристики

	А-5А	RA-5C
Длина фюзеляжа, м	23,33
Длина фюзеляжа (киль сложен, носовой обтекатель поднят), м	19,92
Размах крыла при разложенном/ сложенном положении консолей, м	16,16/12,8
Удлинение крыла	4,02	3,73
Средняя аэродинамическая хорда крыла, мм	4621	5105
Площадь крыла, м²	65,03	70,02
Высота самолета на стоянке при разложенном/сложенном киле, м	6,4/4,72
База/колея шасси, мм	6,63/3,54
Масса пустого самолета, кг	14839	17009
Нормальная взлетная масса с полной заправкой внутр. баков, кг	н. Д.	29777
Максимальная взлетная масса (эксплуатация с аэродрома), кг	25534	36100
Максимальная взлетная масса (эксплуатация с авианосца), кг	25534	36100
Перегрузочная взлетная масса, кг	28555	н. Д.
Максимальная посадочная масса (эксплуатация с аэродрома), кг	25020	29932
Максимальная посадочная масса (эксплуатация с авианосца), кг	17463	21319
Максимальная скорость у земли, км/ч	1297
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч	2124
Начальная скороподъемность у земли, м/мин.	2438	2012
Практический потолок, м	15880	14935
Боевой радиус действия в ударном варианте, км	2074	2066
Боевой радиус действия в варианте разведчика, км	-	2427
Перегоночная дальность полета, км	2908	3300

Ан-2МС

Схема проекта самолета А-2ТВР-БГ

Проектные параметры по данным СибНИА

	А-2ТВР-БГ
Длина самолета, м	16,27
Размах крыла, м	20,77
Высота самолета на стоянке, м	7,20
Максимальный взлетный вес. кг	8600
Максимальная коммерческая нагрузка, кг	3500
Число пассажирских мест	14-19
Крейсерская скорость полета, км/ч	500
Максимальная дальность полета, км	4000
Крейсерская высота полета, м	7000
Расход топлива, кг/ч	250
Цена, млн долл.	1,5–2,0

Основные характеристики самолетов Ан-2

	Ан-2	Ан-2МС	Ан-3
Масса пустого самолета, кг	3350	2890	3450
Максимальная коммерческая нагрузка, кг	1500	1500	1800
Крейсерский расход топлива, л/ч	195	160	260
Крейсерская скорость полета, км/ч	200	200	240
Максимальная высота полета, км/ч	4400	6000	4900
Дальность полета с полной нагрузкой, км	780	1400	900
Время наборы высоты 3000 м, мин	26	11	10