Текст книги "Ударно-разведывательный самолет Т-4"

Автор книги: Ильдар Бедретдинов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 13 страниц)

Кроме того, конструкторами МКБ "Буревестник" были разработаны компоновки, конструктивно-силовые схемы, а также принципиальные и монтажные схемы систем управления двигателем, системы управления механизацией воздухозаборника, системы измерения, и выпущены рабочие чертежи для работающего макета силовой установки стенда РМСУ, который предназначался для отработки взлетно-посадочных характеристик воздухозаборн и ка.

Также были разработаны, изготовлены и испытаны агрегаты и системы самолета на стендах:

– МСУ модель силовой установки с двумя вертолетными двигателями ТВ2-117 завода им. В.Я. Климова в масштабе 1:3 для отработки в ЦИАМе на стенде Ц1А характеристик воздухозаборника на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета;

– СВ-100 – стенд для отработки системы автоматического регулирования воздухозаборников;

– ПУ-45 – пусковая установка и стенд для отработки безопасности схода ракеты Х-45 при воздействии вибрационных нагружений;

– стенд для тепловых испытаний в Тураево теплозащитного экрана;

– стенд горизонтального оперения и элевонов и др.

Одновременно с проектно-конструкторскими работами по конструкции самолета Т-4 в МКБ "Буревестник" под руководством ведущих специалистов ОКБ П.О. Сухого велись работы по созданию принципиальных схем, компоновок, разработке и выпуску монтажных и установочных чертежей электро-радиооборудования и систем измерений. Эта работа выполнялась специалистами конструкторского отдела, возглавляемого Владимиром Александровичем Корниловым.

В дальнейшем работы по системе измерений были сосредоточены во вновь созданном специализированном отделе во главе с Л.И. Корчиком и A. И. Тепловым и отделе обеспечения эксплуатации системы измерений на первом самолете и выпуск конструкторской документации на последующие самолеты. В числе конструкторов, внесших наибольший вклад в эти работы, были: О.А. Голяницкий, М.Ф. Сафронов, А.В. Дунаев, М.С. Арутюнян, В.И. Ковалев, Ю.А., Алимов, ГГ. Крючков, В.С. Королев и др. Большая работа была проведена по разработке электрооборудования стендов, МСУ, РМСУ, НИР "ОВАЛ".

Конструкторами отдела была разработана техническая документация на создание летающей лаборатории для отработки радиотехнического оборудования на базе самолета Ил-18. Летающая лаборатория изготавливалась на экспериментальном машиностроительном заводе ЭМЗ им. B. М. Мясищева.

При использовании самолета в разведывательном варианте специальное оборудование должно было размещаться в подвесных контейнерах. Компоновка контейнеров, установочные чертежи, чертежи на макеты контейнеров и оборудования, размещаемого в них, были выполнены конструкторами В.С. Головлевым, В.Б. Дешкиным, Б.С. Клименковым, В.И. Кулаковым, Ю.Г. Мушкаревым, С.М. Дундуковым, В.И. Бавиловским, Е.В. Лазаревой, Г.Л. Калькута, В.В. Игнатовой, В.Ф. Сахаровой и др.

Разработка конструкции подвесных контейнеров и механизации защитных створок иллюминаторов были выполнены конструкторами КБ-1: А.В. Жучковым, Ю.П. Елисеевым, ВИ, Куликовым, РД. Ванчуриным, Ю.С. Гуровым, Н.К. Даутовым, И.Г. Зиньковским, А.Я. Шаровым и др.

По мере развертывания производства и разработок штатного варианта к работам по самолету Т-4 были привлечены значительные силы специалистов по радиоэлектрооборудованию из подразделений, возглавляемых заместителем главного конструктора Виллем Георгиевичем Куксовым и начальником отдела Дмитрием Михайловичем Хоревым, которые обеспечили конструкторское сопровождение производства и в дальнейшем активно выполняли работы, связанные с комплексной отработкой бортового оборудования в НИИАС.

В 1965 г. к расчетно-теоретическим и исследовательским работам, выполняемым в ОКБ П.О. Сухого, подключились специалисты теоретического отдела МКБ "Буревестник", возглавляемого Леонардом Николаевичем Селивановым.

В 1968 г., когда на Тушинском машиностроительном заводе было развернуто в полном объеме строительство опытных головных образцов самолета стало очевидным, что бригада по конструкторскому сопровождению от головного предприятия не в состоянии обеспечить оперативные решения вопросов производства ТМЗ и тем более своевременно производить уточнение конструкторской документации, Главными конструкторами Н.С. Черняковым и А.В. Потопаловым было принято решение о создании в МКБ "Буревестник" отдела по конструкторскому сопровождению производства ТМЗ во главе с ведущим конструктором Константином Николаевичем Титовым, а затем ведущим конструктором Виталием Ивановичем Покжевницким, который продолжил эту работу вплоть до полного ее прекращения в 1975 г. Они провели большую работу по созданию этого подразделения, организации работ по обеспечению ТМЗ рабочей конструкторской документацией и оперативному решению вопросов производства. Главной же задачей нового отдела была разработка комплекта конструкторской документации для изготовления штатных вариантов самолета, и им был создан большой задел этой документации.

В 1970 г. была организована комплексная конструкторская бригада – по сопровождению летных испытаний в ЛИИ самолета "101", которой руководил начальник бригады Владимир Ильич Виноградов, основной задачей которой являлось оперативное обеспечение КД и внедрение конструкторских изменений в процессе летных испытаний. Кроме того, в процессе ЛИ была разработана система КЗА, проведены измерения статистических и динамических нагрузок температур с анализом их результатов под руководством специалистов Л.И. Корчика, О.И. Охотникова, О.А. Голяницкого, В.С. Косцова, Ю.И. Алимова.

Наряду с проектно-конструкторскими работами по теме Т-4 в МКБ "Буревестник" велось изготовление большого количества экспериментальных объектов, крепежа, моделей и стендов (в том числе МСУ, СВ-100) для наземных испытаний, а также производственное обеспечение лабораторно-экспериментальных работ.

Опытным производством, которое возглавлял заместитель главного конструктора Шая (Александр) Давыдович Гольштейн было освоено промышленное производство стальных сотовых паяных конструкций и проведена технологическая подготовка к широкому применению их в конструкции воздухозаборников на самолете Т– 4. Был изготовлен экспериментальный натурный образец воздухозаборника с регулируемыми панелями.

Проектно-конструкторскими и экспериментальными работами по созданию паяных сотовых конструкций занимался отдел, возглавляемый Аскольдом Ивановичем Ендогуром. Среди конструкторов, внесших основной вклад были: М.Я. Гофин, Э.Л. Чуева, В.И. Куликов, А. Музыка и др.

Для конструкторов и других специалистов МКБ "Буревестник", до этого, в основном, не имеющих опыта работы по созданию самолетов, совместная работа по теме Т-4 с ОКБ П.О. Сухого явилась хорошей школой в подготовке высококвалифицированных специалистов (конструкторов, расчетчиков, технологов, испытателей и т.д.). Был создан творческий конструкторский коллектив, способный выполнять еще более совершенные конструкции, что и было подтверждено при создании ВКС "Буран".

Глава 3

Техническое описание ударного самолета Т-4.

Аэродинамическая компоновка

Аэродинамическая схема самолета Т-4 представляет собой «бесхвостку» с передним горизонтальным оперением.

Фюзеляж – тело большого удлинения, несущее переднее горизонтальное и хвостовое вертикальное оперения и имеет отклоняющуюся носовую часть, которая позволяет улучшить обзор из кабины летчика на дозвуковых режимах полета, при заправке топливом в полете и на режимах взлета и посадки. На самолете установлено крыло треугольной формы в плане с изломом по передней кромке. Шасси самолета выполнено по трехстоечной схеме с носовой стойкой.

Силовая установка включала четыре двигателя РД36-41, размещенных в ряд в гондоле под крылом – "пакетная компоновка". Такая компоновка обеспечивала снижение аэродинамического сопротивления самолета и позволяла использовать положительную интерференцию между мотогондолой и крылом и достичь более высоких значений величин аэродинамического качества.

Продольное управление самолетом осуществлялось элевонами и передним горизонтальным оперением, поперечное управление – элевонами, путевое – рулем направления. На режимах взлета и посадки переднее горизонтальное оперение работало совместно с элевонами. На остальных режимах переднее горизонтальное оперение служило для продольной балансировки самолета.

Самолет Т-4 обладал высокими сверхзвуковыми и дозвуковыми характеристиками, которые были достигнуты благодаря колоссальному объему аэродинамических исследований на этапе разработки.

Большое количество работ было проведено при выборе оптимальной формы крыла будущего самолета. В ходе исследований подобрана такая форма крыла в плане, которая позволяла достичь наименьшего смещения фокуса машины при изменении режима полета с дозвукового на сверхзвуковой.[¹ Известно, что при переходе от дозвука к сверхзвуку фокус самолета резко смещается назад от центра тяжести (и наоборот), при этом возникает проблема балансировки ЛА. Путем подбора профиля крыла удалось уменьшить потери на балансировку. Прим, автора.]

Параллельно проводились исследования различных профилировок крыла и подбор их для самолета Т-4. Наиболее удовлетворял требованиям остроносый профиль У5. При имеющейся относительной толщине 2,74%, он обладал минимальным сопротивлением на сверхзвуке.

Для достижения требуемых характеристик на дозвуковых режимах был введен отгиб носка крыла. Это позволило получить при дозвуке на остроносом профиле повышение аэродинамического качества, по сравнению с обычным неотогнутым крылом, приблизительно на единицу, и существенно улучшить летно-технические характеристики самолета на дозвуковых режимах полета. Данные по отгибающемуся носку крыла были получены после исследований деформации срединной поверхности и обтекания крыла.

Компоновка самолета Т-4 (вид сбоку) (Николай Гордюков)

На основании полученных положительных результатов в 1969 г. Павел Осипович Сухой совместно с Наумом Семеновичем Черняковым приняли решение переделать носовую часть крыла на практически уже готовом самолете.

Отклонение флаперонов на дозвуковых режимах полета влияет на повышение аэродинамического качества самолета. При малых углах отклонения флаперонов, порядка 5 градусов, можно поднять максимальное аэродинамическое качество, которое в свою очередь влияет при полете на дальность. Этот режим был также введен на строящийся самолет.

Флапероны на Т-4 использовались не только для повышения аэродинамического качества, они также служили как органы управления поперечного и продольного каналов, балансировки и одновременно зависания. Зависание было новым элементом в управлении самолетом, которое повышало его аэродинамические качества при одновременном выполнении всех остальных функций управления.

Отдельной темой при выборе компоновки крыла Т-4 была работа по отклоняемым законцовкам. Отклонение законцовок крыла вниз влияло на характеристики путевой устойчивости и повышало его упругие свойства. Но из-за тонкого профиля крыла самолета Т-4 отклоняемые законцовки установлены не были.

Для уменьшения сопротивления самолета в трансзвуковой области и при полете с числом М>1 при формировании геометрических обводов самолета использовался "график площадей" поперечных сечений самолета.

Большое значение при создании аэродинамической компоновки "сотки" было уделено вопросам тряски самолета. На летающей лаборатории на базе Су-9 проводились исследования по обтеканию крыла самолета методом шелковинок, а также с применением датчиков давления. Полученные данные, позволили выяснить на каких режимах возникает это явление на самолете Т-4.

Невероятно большой объем исследований при создании самолета проводился при изучении аэродинамики двигательных установок: гондол и их расположению, воздухозаборникам и соплу.

Для самолета Т-4 совместно с ЦАГИ впервые в отечественной практике был разработан сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском, для расчетного числа Мтах = 3,0. Он обеспечивал высокие значения коэффициента полного давления во всем диапазоне чисел М. Были также созданы: программно-замкнутая система регулирования воздухозаборника смешанного сжатия, регулируемое сверхзвуковое сопло, обеспечивающее высокую эффективную тягу во всем диапазоне скоростей полета и система перепуска воздуха в тракт охлаждения двигателей из пограничного слоя, сливаемого с нижней поверхности крыла перед воздухозаборниками.

Аэродинамическая компоновка самолета с малым запасом продольной устойчивости и большим передним горизонтальным оперением обеспечивала малые потери аэродинамического качества на продольную балансировку самолета.

Технологическое членение самолета

Технологическое членение самолета Т-4 позволяет вести сборку самолета при серийном производстве широким фронтом и способствует сокращению цикла изготовления самолета.

Деление самолета на агрегаты, отсеки и панели позволяет максимально механизировать сверлильно-зенковальные и клепочные работы.

В связи с увеличением доли титановых и высокопрочных стальных сплавов в конструкции самолета состав технологических процессов по его изготовлению значительно отличался от традиционных, что увеличивало объем сварочных работ.

Планер самолета в технологическом плане делился на следующие агрегаты: фюзеляж, гондола двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, главные и передняя опоры шасси.

В свою очередь агрегат-фюзеляж делился на следующие технологические отсеки: отклоняемая носовая часть фюзеляжа, кабинный отсек, закабинный (приборный) отсек, отсек центрального топливного бака, хвостовой отсек и отсек тормозного парашюта.

Крыло состояло из центральной части, двух консолей с механизацией задней кромки, левой и правой передних частей крыла(наплывов).

Гондола двигателей состояла из передней части с клином воздухозаборника, створками подпитки, противопомпажными створками, регулируемыми панелями воздухозаборника, нижнего обтекателя, центральной части с топливным баком, конструкций воздушных каналов и хвостовой части гондолы со створками люков на ее нижней поверхности, обеспечивающими замену и эксплуатацию двигателей.

Вертикальное оперение состояло из центральной части, законцовки, форкиля и руля направления.

Компоновочная схема самолета Т-4 (Николай Гордюков)

1. Отклоняемая носовая часть фюзеляжа 2. Передняя кабина (летчика) 3. Откидная створка передней кабины 4. Переднее горизонтальное оперение 5. Задняя кабина (штурмана-оператора) 6. Откидная створка задней кабины 7. Отсек радиоэлектронного оборудования 8. Топливный бак-отсек (4Ф) 9. Гаргрот 10. Топливный бак-отсек (5Ф) 11. Топливный бак-отсек (6Ф) 12. Отъемная часть крыла 13. Секции элевонов 14. Киль 15. Хвостовой топливный бак 16. Радиопрозрачная законцовка киля 17. Бустеры управления рулем направления 18. Двухсекционный руль направления 19. Парашютно-тормозная установка (ПТУ) 20. Турбореактивный форсажный двигатель РД36-41 21. Главная опора шасси 22. Центроплан 23. Регулируемые створки воздухозаборника 24. Передняя опора шасси 25. Вертикальный клин слива воздухозаборников

Технологическое членение самолета Т-4. (Николай Гордюков)

1. Поворотная носовая часть фюзеляжа 2. Отсек кабины 3. Приборный отсек 4. Секции топливных баков отсеков 5. Хвостовой отсек фюзеляжа 6. Клин воздухозаборника 7. Воздухозаборник 8. Панели воздухозаборника 9. Мотогондола 10. Центроплан 11. Передняя часть крыла 12. Консоль крыла 13. Секции элевонов 14. Переднее горизонтальное оперение 15. Форкиль 16. Киль 17. Секции руля направления 18. Передняя опора шасси 19. Главная опора шасси

Компоновка и конструкция фюзеляжа

Фюзеляж самолета круглого сечения был выполнен по полумонококовой схеме и состоял из семи основных отсеков. В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем, размещалась антенна и радиоэлектронные блоки радиолокационной станции, а в носке обтекателя – основной приемник воздушного давления. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части фюзеляжа были размещены стеллажи с блоками пилотажно-навигационной системы управления оружием, а также агрегаты системы кондиционирования.

В передней части фюзеляжа были установлены узлы для крепления отклоняемой носовой части фюзеляжа и гидроцилиндра для ее подъема и опускания.

В отклоняемой носовой части фюзеляжа предполагалось установить штангу дозаправки самолета топливом в полете.

В верхней части кабинного отсека были размещены тандемно расположенные кабины летчика и штурмана. В кабинах были установлены органы управления самолетом, двигателями и приборы прицельного и навигационно-пилотажного оборудования.

Герметизация отсеков оборудования и кабины осуществлялась герметиком по заклепочным и болтовым швам. Технологические фланцевые стыки герметизировались термостойкими прокладками.

Каждая кабина была оборудована откидным люком для аварийного покидания самолета и посадки экипажа в кабины.

Под кабинами – в подкабинных отсеках были установлены агрегаты системы жизнеобеспечения экипажа и системы охлаждения и кондиционирования. В подкабинных отсеках устанавливались узлы подвески отклоняемой носовой части фюзеляжа.

Поперечный набор фюзеляжа был выполнен из типовых и силовых стеночных и арочных шпангоутов. Типовые шпангоуты состояли из профилей Z-образного сечения из титановых сплавов. Силовой шпангоут стенки кабины имел одностеночную конструкцию. Шпангоуты, являющиеся стенками герметичных отсеков, также составляли одностеночную конструкцию с подкрепляющим силовым набором.

Основная часть радиоэлектронного оборудования самолета была установлена в приборном (закабинном) отсеке. Для обеспечения работоспособности радиоэлектронного оборудования в длительном сверхзвуковом полете приборный отсек был выполнен герметичным, с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имел круглое сечение диаметром 2000 мм.

Длина приборного отсека составляла 6746 мм. Поперечный набор отсека состоял из 22 типовых промежуточных шпангоутов с шагом между ними равным 300 мм.

По бортам приборного отсека на нескольких уровнях размещались блоки комплексов радиоэлектронного оборудования, а также блоки электросистемы самолета. Большинство блоков было сгруппировано в отдельные модульные одно-, двух-, трехэтажные этажерки, позволяющие резко сократить установочный вес радиоэлектронного оборудования и объем, который оно занимало на самолете. Кроме того, установка блоков в модульные этажерки позволила централизованно с меньшими, в том числе и весовыми потерями, подвести к блокам охлаждающий их воздух из системы кондиционирования, а также уменьшить длину жгутов, связывающих между собой блоки оборудования.

По всей длине приборного отсека по его центру был расположен "коридор", обеспечивающий подход к блокам при их эксплуатации и замене.

В верхней части отсека по оси симметрии проходили тросы управления рулем направления. Внизу по бортам размещались агрегаты и трубопроводы системы кондиционирования. В приборном отсеке были также расположены газификаторы кислородной системы.

Большая часть жгутов, проложенных вдоль отсека, была расположена по бортам в нижней части отсека под стеллажами, на которых устанавливалась большая часть модульных этажерок оборудования.

На "потолке" коридора были установлены блоки электросистемы.

Общий вид самолета Т-4 в музее г. Монино: а) вид спереди:

б) вид 1/3 спереди:

в) вид 1/3 сзади:

г) вид с правого борта (Ильдар Бедретдинов)

Крыло. IНиколай Гордюков)

Носок крыла. (Николай Гордюков)

Трубопроводы системы кондиционирования располагались по бортам отсека в его нижней части. Толщина теплоизоляционного слоя составляла 50 мм.

В приборном отсеке были установлены блоки системы радиотехнической разведки, станции активных помех, инфракрасного пеленгатора, госопознавания, связи, самолетного ответчика, бортовой цифровой вычислительной станции, коммутации, управления силовой установкой, спасаемого самописца, автоматизированной системы контроля, аппаратуры управления ракетами, антиюзовой автоматики и управления воздухозаборниками. Здесь же располагались части блоков радиолокационной станции, астроинерциальной системы и радиотехнических систем ближней и дальней навигации.

Технологические отсеки фюзеляжа – 4Ф, 5Ф и 6Ф – топливные баки-отсеки. Отсек 4Ф имел круглое сечение постоянного диаметра 2000 мм, передняя стенка отсека представляла собой сферическую форму для восприятия избыточного давления в баке. Длина отсека 4Ф – 9750 мм. Отсек 5Ф – надкессонный, с плоским днищем, под отсеком 5Ф располагался кессон крыла. Поперечные сечения отсека 6Ф, аналогичны поперечным сечениям отсека 5Ф, но имели меньшие геометрические сечения. Топливные баки были соединены системой трубопроводов.

В гермошпангоутах топливных баков – отсеков имелись люки с герметичными крышками для доступа внутрь баков.

Над баками был расположен гаргрот, в форме полуцилиндра. В гаргроте располагались основные транзитные коммуникации самолета: жгуты электросистемы, радиоэлектронных систем, тросы управления рулем направления, трубопроводы топливной системы.

В хвостовой части фюзеляжа размещался хвостовой отсек, в котором была установлена четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ при выпуске парашюта раскрывались в стороны.

Под фюзеляжем и центропланом крыла была установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.

Гондола двигателей технологически делилась на переднюю часть мотогондолы и хвостовую часть.

Носок передней части гондолы представлял собой вертикальный клин, на котором слева и справа установлены регулируемые створки воздухозаборника и сам воздухозаборник. В носке гондолы была размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры в носке между воздушными каналами был расположен отсек оборудования, в котором, располагались агрегаты самолетных систем.

В центральной зоне гондолы между воздушными каналами был размещен расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом располагались левая и правая ниши главных опор шасси. Кинематическая схема створок главных опор позволяла закрывать их при выпущенных опорах.

Элевон крыла. (Николай Гордюков)

Крыльевой противофлаттерный балансир. (Ильдар Бедретдинов)

Конструкция и компоновка крыла

Крыло самолета Т-4 имело треугольную в плане форму с изломом по передней кромке.

Профиль крыла – симметричный с относительной толщиной 2,7%.

Крыло самолета технологически делилось на две части:

– центральную (центроплан);

– консоли крыла.

Центральная часть крыла имела многобалочную конструкцию с часто расположенным поперечным набором (нервюрами) и панелями, представляющими собой обшивку, подкрепленную стрингерами.

Центральная часть крыла делилась на:

– герметичную переднюю, в которой был расположен топливный бак-отсек;

– негерметичную заднюю.

По периметру топливного отсека были предусмотрены люки для осмотра и ремонта при обнаружении течи.

Стык центральной части крыла с консолями осуществлялся по узлам силовых балок болтами, по панелям: по верхней поверхности с помощью гребенки, по нижней – с помощью силовой ленты.

На верхней поверхности центральной части крыла располагались узлы стыковки ее с фюзеляжем, на нижней поверхности – узлы крепления главных опор шасси и узлы крепления гондол двигателей.

Основные силовые продольные балки имели двутавровые сечения и были выполнены из стали. Промежуточные продольные балки представляли из себя ферменную конструкцию с поясами двутаврового сечения. Верхние и нижние панели топливного отсека были выполнены из стали ВНС-2 и представляли собой обшивку, подкрепленную стрингерами.

Задняя часть центроплана была негерметична. Нижняя поверхность негерметичного отсека полировалась для повышения ее способности отражать тепло от работающих двигателей.

Каждая консоль крыла состояла из основного отсека и носка и представляла собой сварную конструкцию. Элементы конструкции консолей крыла были выполнены из титановых сплавов. В консолях крыла топливных баков не было.

В конструкции консоли были применены силовые балки двух типов:

– цельноштампованные, двутаврового сечения;

– сборные с поясами таврового сечения.

Несиловые балки были выполнены из поясов таврового сечения и стенок.

Верхние и нижние панели отсека состояли из обшивки, подкрепленной часто расположенными стрингерами. Соединение стрингеров с обшивкой производилось контактной электросваркой.

Нервюры консолей были выполнены: цельноштампованными, арочными и стеночными.

Носок консоли состоял из двух панелей, подкрепленных гофром, и набора облеченных нервюр.

Левый и правый элевоны консолей состояли каждый из трех секций, отклоняющихся вверх на угол 25° и вниз на угол 10°. Каждая секция была шарнирно подвешена в двух точках и отклонялась с помощью гидроцилиндров.

Киль самолета Т-4. (Ильдар Бедретдинов)

Переднее горизонтальное оперение самолета. (Ильдар Бедретдинов)

Геометрические характеристики киля. (Николай Гордюков)

Элементы конструкции киля. (Николай Гордюков)

Передняя стойка шасси. (Николай Гордюков)

1 – амортизационная стойка 2 – механизм распора 3 – верхнее звено подкоса 4 – нижнее звено подкоса 5 – подъемник

Основная стойка шасси. ( Николай Гордюков)

Фотографии передней стойки шасси самолета «101». (Ильдар Ведретдинов)

Фотографии основной стойки шасси (левый борт) самолета ‘‘101". (Ильдар Ведретдинов)

Продольный набор элевонов состоял из переднего лонжерона и двух стенок, поперечный – из часто расположенных нервюр.

Исследования, проведенные в ОКБ П.О. Сухого, показали, что наиболее рациональной конструктивно-силовой схемой тонкого сверхзвукового крыла большой стреловидности, обеспечивающей местную жесткость, являлась многостеночная кессонная конструкция, воспринимающая изгиб, кручение и местные нагрузки.

Принятая и реализованная конструктивно-силовая схема крыла обеспечивала прочность и хорошую весовую отдачу при нормальной и повышенной температурах.

Таблица 1.

Характеристики крыла

Площадь крыла полная, м2 295,7

Удлинение 1,51

Сужение 6,86

Относительная толщина профиля, %:

– по корневому сечению 2,35

– по концевому сечению 2,74

Площадь элевонов, м² 22,09

Конструкция и компоновка вертикального оперения

Вертикальное оперение самолета имело трапециевидную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 51° и состояло из киля и руля направления. Руль направления по высоте был разделен на две части.

Управление рулем направления осуществлялось гидроцилиндрами, установленными внутри киля.

Гидроцилиндры крепились на балках киля и нервюрах руля направления.

По своей конструктивно-силовой схеме киль представлял собой многолонжеронную конструкцию.

Стыковка киля с фюзеляжем осуществлялась по 9 лонжеронам. Лонжероны киля имели двутавровое сечение и изготавливались целиком из стали горячей штамповкой. Некоторые лонжероны состояли из двух частей: нижней, изготавливавшейся из стали горячей штамповкой и верхней, представлявшей собой сварную конструкцию из полок и стенок.

Верхняя и нижняя части руля направления имели одинаковую конструкцию. Каркас руля направления состоял из лонжерона, стенок, нервюр и носков.

В киле были размещены антенны радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.

Таблица 2.

Характеристики вертикального оперения

Площадь, м2 35

Относительная площадь 0,135

Удлинение 0,89

Сужение 3,92

Относительная толщина профиля, %

– по корневому сечению 3,47

– по концевому сечению 3,52

Плечо вертикального оперения, н 10,572

Площадь руля направления, м² 6,5

Относительная площадь руля направления 0,185

Угол стреловидности по передней кромке переднего горизонтального оперения 51° 20'

Компоновка и конструкция переднего горизонтального оперения

Переднее горизонтальное оперение (ПГО) служило для оптимальной продольной балансировки самолета на взлете и посадке и для балансировки Т-4 в горизонтальном полете при нулевом отклонении элевонов.

Переднее горизонтальное оперение имело трапециевидную форму в плане со стреловидностью по передней кромке 55°. ПГО было выполнено цельноповоротным, с прямой осью вращения и состояло из взаимозаменяемых правой и левой консолей.

Управление ПГО осуществлялось с помощью дублированного электропривода.

Профиль переднего горизонтального оперения – двойная трапеция.

Каждая консоль состояла из передней, средней и хвостовой частей. Средняя часть, в свою очередь, состояла из верхней и нижней панелей, лонжерона, нервюр, задней и передней стенок.

Таблица 3.

Характеристики ПГО

Параметры Характеристики

Площадь поворотной части, м2 6,45

Относительная площадь поворотной части 0,0227

Удлинение 1,4

Сужение 4,38

Относительная толщина профиля, %:

– по корневому сечению 5,42

– угол по концевому сечению 4,73

Угол стреловидности по передней кромке переднего горизонтального оперения, град 55

Взлетно-посадочные устройства самолета

Взлетно-посадочные устройства самолета состояли из шасси трехопорной схемы с носовым колесом и были рассчитаны на эксплуатацию самолета с аэродромов 1 класса с бетонированным покрытием.

Основные стойки шасси были снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. Каждое колесо имело спаренную шину.

Передняя стойка шасси имела рычажно-подвешенные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служил также демпфером "шимми".

Для уменьшения объемов, занимаемых главными опорами в убранном положении, была применена система уборки с разворотом на 90° и запрокидыванием на 70° тележек шасси.

Тормозная система главных опор шасси имела основное, аварийное и стартовое торможение от гидросистемы.

Мотогондола. (Ильдар Бедретдинов)

Передняя часть воздухозаборника самолета «101». В центре заборника виден вертикальный клин. (Ильдар Бедретдинов)

Обтекатель слива пограничного слоя левого крайнего воздухозаборника. (Ильдар Бедретдинов)

Обтекатель слива пограничного слоя двух центральных воздухозаборников. (Ильдар Бедретдинов)

Правый воздухозаборник самолета «101». (Ильдар Бедретдинов)

Створка перепуска воздуха. (Ильдар Бедретдинов)

Для уменьшения длины пробега на самолете была установлена парашютно-тормозная система, состоявшая из четырех парашютов общей площадью 100 м². Система применялась на скоростях до 280 км/ч и подтвердила свою эффективность.

Конструкция гондолы двигателей самолета

Гондола под установку четырех двигателей, была подвешена к фюзеляжу и крылу.

Гондола двигателей конструктивно делилась на две части:

– переднюю, где были расположены воздухозаборники, отсек оборудования, расходный бак и ниши передней и главных опор шасси;