Текст книги "Авиационный сборник № 3"

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 10 (всего у книги 13 страниц)

Подъем людей с земли на движущийся самолет (ЭИ № 37 (340), июль 1945 г.)

ВВС США применяется новый способ подъема с земли людей пролетающими самолетами. Этот способ удобен для воздушного спасения людей на местности, непригодной для посадки самолетов. Подъем с земли осуществляется снижающимся самолетом, который подцепляет петлю каната, подвешенную между двумя столбами. Канат сделан из нейлона и прикреплен к специальному сиденью– люльке. После неудачных и продолжительных экспериментов с манекенами 5 сентября 1943 г. при помощи этого способа был поднят в воздух и благополучно взят на борт самолета Стинсон «Рилайэнт» лейтенант Достер. В момент подъема он был одет в зимнее летное обмундирование и имел на себе парашют.

На самолете находится электролебедка, которая, в момент подцепления петли быстро подтягивает канат, причем сразу обеспечивается провес каната под углом не менее 35°, что предохраняет люльку от удара о землю. К фюзеляжу самолета прикреплен направляющий блок для каната.

Первоначальные испытания на манекенах показали, что при рывке получается перегрузка в 10–17 g; дальнейшие усовершенствования буксирного каната и подвесной системы сиденья-люльки позволили снизить перегрузку до 3,5–7 на первые 2 секунды, т. е. до предела физической безопасности для человека. Специальная тормозная система уменьшает перегрузки до 1,7. Как только подхваченное тело достигнет скорости полета буксирующего самолета, перегрузки не будут превышать 1,3.

В настоящее время опыты по подъему людей в воздух ограничиваются легкими, легко управляемыми самолетами, но ведутся эксперименты по развитию техники применения этого оборудования боевыми скоростными самолетами.

Развитие и проблемы самолета типа «Утка» (ЭИ № 39 (342), август 1945 г.)

В статье рассматриваются преимущества и недостатки самолета типа «утка» в связи с проблемами проектирования самолетов.

Как утверждает автор, широкое развитие современной авиации вряд ли возможно, если отказаться от увеличения мощности, введения новых типов двигателей или иных методов улучшения скорости и других летных качеств. Чтобы улучшить летные данные, конструктор должен оставить обычные схемы и идти новыми путями.

По сравнению с обычным современным самолетом самолет типа «утка» обладает значительными преимуществами. Горизонтальное оперение, будучи размещено впереди, полностью участвует в создании подъемной силы самолета и является как бы частью крыла, а не частью самолета, создающей только вредное сопротивление. При одной и той же величине подъемной силы площадь крыла обычного самолета может быть уменьшена на величину, равную площади горизонтального оперения, т. е. примерно на 25 %. Расчеты, произведенные для нескольких типов истребителей, показывают, что лобовое сопротивление оперения составляет около 10 % всего лобового сопротивления самолета. Исключив это сопротивление, можно увеличить скорость приблизительно на 3,6 %. Дальнейшее уменьшение сопротивления может быть получено путем уменьшения размеров фюзеляжа «утки».

Основным преимуществом самолета типа «утка» до настоящего времени считалась невозможность осуществления штопора. При выходе на критические режимы срыв начинается с передней кромки оперения, и, поскольку центр тяжести расположен впереди крыла, нос машины опускается и самолет снова набирает скорость. Следовательно, в том случае, когда руль высоты выбран полностью «на себя», дальнейший полет самолета принимает форму установившихся колебаний. Однако в восходящем порыве ветра легко происходит срыв потока с оперения, что может привести к беспорядочным колебаниям относительно поперечной оси. Этот дефект можно уменьшить устройством щелей и т. п. на поверхности оперения. Боковая устойчивость полностью обеспечивается вертикальными поверхностями обычных размеров, если они размещены на достаточном расстоянии позади центра тяжести самолета. Устойчивость и маневренность самолета типа «утка» вполне удовлетворительны и повышаются благодаря тому, что органы управления всегда находятся вне струи за винтом; это особенно важно ввиду постоянно возрастающих нагрузок на единицу площади крыла и мощности мотора современного самолета. Применение трехколесного шасси с носовым колесом под фюзеляжем предрешено самой схемой «утки».

Винтомоторную группу на самолете типа «утка» нельзя устанавливать в столь различных положениях, как на самолете обычного типа. У одномоторного самолета мотор должен находиться в хвостовой части фюзеляжа (рис. 1). Выигрыш, получаемый от повышенного КПД толкающего винта, снижается вследствие увеличения лобового сопротивления концевых шайб (килей), которые необходимо устанавливать на крыле; площадь этих шайб должна быть относительно велика, если принять во внимание небольшую длину плеча вертикального оперения. Величина этого дополнительного сопротивления зависит от длины плеча. Одним из способов разрешения этого вопроса является применение двухкилевого балочного оперения. Лучше всего обеспечивается удовлетворительная боковая устойчивость (главная трудность в конструировании самолета «утка») при использовании двухмоторной схемы.

В отношении полетного веса «утка» обладает определенными достоинствами. Низкий вес конструкции самолета обеспечивает высокие полезные нагрузки или большую дальность или позволяет уменьшить несущую площадь крыльев, что дает дополнительное уменьшение лобового сопротивления. Расположение центра тяжести впереди крыла увеличивает выгодность конструкции, так как эта часть становится особенно удобной для размещения полезной нагрузки. В этой части фюзеляжа особенно хорошо размещаются изменяющиеся нагрузки, например горючее и бомбы. Кроме того, фюзеляж не имеет неиспользуемой площади: в носовой части размещаются убирающееся носовое колесо, приборы и вооружение; в центральной части помещается летчик, горючее и полезная нагрузка, а хвостовая часть используется для крепления крыла (рис. 2).

Рис. 1

Рис. 2

На военных самолетах в носовой части фюзеляжа «утки» имеется достаточно места для мощного вооружения с неограниченной зоной обстрела. Кроме того, относительно высокие скорости, хорошие взлетные и посадочные качества даже на трудных площадках (благодаря наличию носового колеса) и хороший обзор делают этот тип самолета особенно пригодным для истребителя. Бомбардировщик «утка» (с двумя или четырьмя моторами в крыльях и двумя килями, размещенными в виде концевых шайб на крыле) со свободной зоной обстрела во всех направлениях будет отличаться особенно хорошей боеспособностью.

Для гражданского воздушного транспорта преимуществом самолета типа «утка» является малое лобовое сопротивление и большая экономичность полета; в то же время отсутствие опасности штопора, хороший обзор и легкость посадки обеспечивают полную безопасность полета. Хотя в настоящее время необходимы еще некоторые дальнейшие испытания для исследования летных качеств самолета типа «утка», совершенно очевидно, что создание такого самолета не встречает непреодолимых препятствий.

Рис. 1

Рис. 2

Рис. 3

Многоцелевой самолет Дуглас А-26 (ЭИ № 41 (344), август 1945 г.)

Фирма «Дуглас» приступила к серийному выпуску новою многоцелевого самолета Дуглас А-26 «Инвейдер» (рис. 1–3). Массовое производство самолета организовано на заводах фирмы «Дуглас» в Лонг-Бич и в Тулса. Самолет А-26 уже принимает участие в боевых операциях.

А-26 рассчитан на применение на малых и средних высотах и может быть использован как истребитель, бомбардировщик, ночной истребитель, торпедоносец и штурмовик.

Проектирование этого самолета началось на заводе в Эль-Сегундо в январе 1941 г., в июле 1942 г. самолет совершил первый полет. В августе 1941 г. ВВС США заключили контракт на 500 самолетов А-26.

Крыло двухлонжёронной конструкции имеет ламинизированный профиль NACA. Сохранение профиля в полете обеспечивается подкреплениями, расположенными по хорде, и толстой обшивкой между лонжеронами. На самолете установлены двухщелевые закрылки, разработанные фирмой «Дуглас». В выпущенном положении эти закрылки представляют собой изогнутую поверхность, являющуюся продолжением основного крыла.

Фюзеляж полумонокок, почти прямоугольного сечения (из производственных соображений). Для облегчения ухода и ремонта вся электропроводка, а также трубопроводы обогревательной и вентиляционной систем заключены в трубы, которые расположены по бокам фюзеляжа. Съемная носовая часть фюзеляжа позволяет производить быструю установку различного вооружения и оборудования в соответствии с боевым заданием. Обшивка фюзеляжа отделана очень тщательно.

На самолете установлены два 18-цилиндровых звездообразных мотора воздушного охлаждения Пратт-Уитни «Дабл Уосп» R-2800 мощностью по 2000 л. с. Винты трехлопастные Гамильтон-Стандарт «Гидроматик» диаметром 3,84 м, с установкой лопастей во флюгерное положение.

Мотоустановки легкосъемные, причем правая и левая установки полностью взаимозаменяемы. Полная смена мотоустановок может быть произведена в течение часа. Для устранения сварных трубчатых моторных рам, затрудняющих уход за мотором, применено крепление мотора в шести точках к клепаной конструкции из листового металла. Капот состоит из верхней и нижних половин, которые могут быть установлены и сняты очень быстро.

Шасси трехколесное с гидравлическим приводом. Главные колеса убираются в мотогондолы, носовое колесо укладывается плашмя с поворотом на 90 град. в носовую часть фюзеляжа (для уменьшения высоты фюзеляжа).

Размах крыла 21,34 м, длина самолета 15,22 м.

Рис. 1

Рис. 2

Рис. 3

Рис. 4

1 – верхний объектив; 2 – верхний установочный фланец; 3 – окуляр; 4 – рукоятка управления; 5 – сельсины-датчики горизонтальной наводки; 6 – нижний установочный фланец; 7 – нижний объектив

Система стрелкового вооружения с дистанционным управлением на самолете Дуглас А-26 «Инвейдер» (ЭИ № 43 (346), август 1945 г.)

Самолет Дуглас А-26 «Инвейдер» (ЭИ № 344, 1945 г.) предназначен для полетов на малых и средних высотах и может быть использован как дневной и ночной истребитель, как штурмовик, бомбардировщик или торпедоносец.

Для круговой защиты самолета от атак противника на нем установлены верхняя 4 и нижняя 1 турели Дженерал Электрик под два пулемета Кольт-Браунинг калибра 12,7 мм каждая (рис. 1). Управление движением оружия, установленного на этих турелях, дистанционное и производится путем наводки на цель перископического прицела 2.

Система дистанционного управления, разработанная фирмой «Дженерал Электрик» для самолета А-26, принципиально не отличается от системы, принятой на самолете В-29, за исключением метода введения поправок на упреждение цели, сведений о котором нет. В систему управления входят: умформер (на рис. 1 не показан), коробка управления 3, распределительная коробка 6, два сервоусилителя 7 и четыре амплидина 5 и 8.

Цепи (или каналы) управления верхней и нижней турелями одинаковы, за исключением того, что огнем пулеметов верхней турели может управлять также и летчик при условии, если стрелок предварительно поставил оружие этой турели в положение «прямо вперед» и отклонил управление ею от перископического прицела *

[Закрыть].

*Летчик также управляет огнем неподвижных пулеметов и 75-мм пушки, расположенных в фюзеляже и крыльях. Прим. ред.

Рис. 5

Верхняя (рис. 2, с. 60) и нижняя (рис. 3, с. 60) турели конструктивно одинаковы с турелями самолета В-29 и отличаются от последних профильными ограничителями стрельбы, защищающими от прострела части своего самолета, и контурными механизмами, предотвращающими возможность удара стволов пулеметов о фюзеляж.

Перископический прицел (рис. 4, с. 60) имеет два объектива (головки). Верхний объектив позволяет изменять направление линии прицеливания от +90° до -10° (вниз), после чего автоматически перекидывается (с помощью электромотора) поворотное зеркало окуляра, позволяющее далее производить прицеливание с помощью нижнего объектива до -90°. В горизонтальной плоскости вращение прицела круговое.

Сельсины-датчики горизонтальной наводки расположены у нижнего установочного фланца, а вертикальной наводки – сзади рукояток управления. В одной из рукояток управления имеются выключатель действия и гашетки. Контактные кольца входят в конструкцию нижнего установочного фланца.

Коробка управления (рис. 5) содержит силовые выключатели переменного и постоянного тока, селекторные выключатели стрельбы, выключатель фотокинопулемета, а также выключатель сигнальной лампы, установленной у летчика и загорающейся в тот момент, когда цель, которую стрелок собирается обстреливать с верхней турели, закрывается оперением.

Рис. 1

Рис. 2

Немецкий истребитель Мессершмитт Me-163В с реактивным двигателем (ЭИ № 45 (348), сентябрь 1945 г.)

Самолет Me-163В представляет собой истребитель-перехватчик с сильным вооружением, обладающий высокой скоростью полета и скороподъемностью, выполненный в виде бесхвостого, свободнонесущего, одноместного моноплана-среднеплана (рис. 1). Самолет имеет жидкостный реактивный двигатель HWK 109–509, расположенный в задней части фюзеляжа (рис. 2).

Основные характеристики самолета

Размах крыла, м 9,30

Общая длина, м 5,92

Высота при стоянке на земле, м 2,80

Площадь крыла, м².. 19,6

Колея шасси, м 0,924

Взлетный вес, кг 4100

Посадочный вес, кг 2100

Нагрузка при взлете, кг/м² 210

Нагрузка при посадке, кг/м² 110

Тяга может регулироваться в пределах от 200 до 1500 кг. Регулировка тяги производится с помощью рычага по указателю давления, установленному на приборной доске. Давление в камере сгорания изменяется от 3 до 19 атм на уровне земли.

Для удлинения времени полета двигатель периодически включается и выключается пилотом.

Максимальная скорость полета при этом (по указателю) 850 км/ч. Скорость полета по указателю – соответствующая лучшей скороподъемности около 700 км/ч от уровня земли до потолка. Максимальная вертикальная скорость подъема на высоте 10 ООО м около 100 м/с. Скорость планирования при посадке – от 200 до 220 км/ч. Самолет садится на скорости около 180–190 км/ч.

Самолет не имеет горизонтального оперения. Для управления имеются только руль направления и элероны, которые одновременно работают также в качестве рулей глубины. Управление рулем направления – нормальное с помощью педалей. Управление элеронами (рулями глубины) – ручкой. На задней кромке крыла имеются тримщитки той же ширины, что и рули глубины, управляемые с помощью ручного штурвала, расположенного на левом борту кабины летчика. На нижней поверхности крыла имеются посадочные щитки, управляемые от гидросистемы. Примерно на половине размаха расположены предкрылки, выполненные в виде постоянной щели (как на самолете Локхид «Лоудстар»), Эта щель-предкрылок хорошо видна на рис. 3.

Расположение на самолете предкрылков, элеронов-рулей глубины, тримщитков и посадочных щитков показано на рис. 4, где также приведены углы отклонения всех поверхностей управления.

Общая компоновка машины показана на рис. 5, с. 63. Самолет смешанной конструкции имеет фюзеляж и органы управления из дюралюминия, деревянное крыло и стальные посадочные щитки.

Фюзеляж – цельнометаллический монокок из гладкого плакированного дюралюминия с потайной клепкой. Каркас фюзеляжа состоит из листовых отбортованных шпангоутов, вспомогательных шпангоутов и продольного набора из профилей. Двумя переборками, которые несут на себе узлы крепления крыльев, фюзеляж делится на три отсека, представляющих собой отдельные конструкции: носовую часть, в которой располагается кабина летчика, среднюю часть – баковый отсек и, наконец, заднюю часть, в которой помещается жидкостный реактивный двигатель. Все три отсека соединяются на болтах. Съемная надстройка передней части образует фонарь кабины летчика. Для улучшения обзора назад за головой летчика имеются добавочные окна. На сиденье летчика располагается парашют, снабженный кислородным прибором. Летчик защищен от прострела бронированным носовым колпаком, передним бронестеклом и бронеплитами в кабине летчика и в баковом отсеке. Все соединения обшивки кабины летчика уплотнены, и кабина может быть сделана герметической. Ручное и ножное управление имеют жесткую передачу, а их выводы из кабины имеют уплотнения. Педали руля направления управляют одновременно и костыльным колесом. Расположение органов управления и приборов в кабине летчика показано на рис. 6, с. 63.

Рис. 3

Рис. 4

Крыло свободнонесущее, деревянное, имеет два лонжерона, которые крепятся к фюзеляжу в трех точках: две на переднем лонжероне и одна на заднем. Узлы крепления видны на рис. 7, с. 63. Поверх обшивки крыло оклеено тканью, прошпатлевано и отполировано. Задняя часть крыла около фюзеляжа и обшивка киля и руля направления окрашены огнеупорной краской. Крыло имеет закрутку. Угол установки крыла у фюзеляжа +3°20′, на конце крыла -3°42′ (см. рис. 4).

Шасси самолета состоит из сбрасываемой двухколесной тележки и посадочной лыжи, которая в полете поднимается к нижней части фюзеляжа с помощью гидравлического подъемника (см. рис. 5). Управляемое костыльное колесо в полете поднимается к фюзеляжу. Положение шасси, костыля и лыжи отмечается специальными указателями на приборной доске.

Управление посадочными органами осуществляется с помощью смешанной пневмогидравлической системы. Управление посадочными щитками производится от ручной помпы и гидросистемы, независимой от общей пневмогидравлической установки.

Электросистема имеет напряжение 24 В и питается от генератора в 2000 Вт, расположенного в носовой части самолета и приводимого в движение с помощью ветрянки.

Самолет оборудован радиостанцией.

Силовая установка самолета состоит из жидкостного реактивного двигателя HWK 109–509, расположенного в задней части фюзеляжа. Сила тяги регулируется сектором, расположенным в кабине летчика с левой стороны. Баки с горючим помещаются в кабине летчика, в специальном баковом отсеке и в крыле.

Рис. 5

1 – ветрянка для генератора; 2 – генератор; 3 – экран; 4 – регулятор; 5 – аккумулятор; 6 – компенсатор; 7 – рация; 8 – ножное управление; 9 – гак для буксировки и катапульты; 10 – бронестекло; 11 – коллиматорный прицел; 12 – приборная доска; 13 – пульты управления; 14 – Г-бак; 15 – ручка управления; 16 – ручное управление; 17 – лыжа; 18 – силовой цилиндр; 19 – сиденье летчика; 20 – штурвал триммеров; 21 – пушка МК-108; 23 – уплотнение передачи; 24 – умформер рации TG-16; 25 – запасный датчик; 27 – Г-бак; 28 – патронный ящик; 29 – электроуправление оружием; 30 – предохранители; 31 – аварийный слив горючего; 32 – большой экран; 33 – малый экран; 34 – регулятор; 35 – коробка распределителя; 39–40 – включение антенны рации; 42 – управление костылем

Рис. 6

Рис. 7

Рис. 8

Рис. 9

Рис. 10

1 – пушка МК-108; 2 – электрический механизм управления оружием; 3 – снарядный ящик; 4 – рукав для подачи снарядов

Жидкое топливо состоит из жидкостей двух сортов: жидкости Т и жидкости С, одна из которых является собственно горючим (по-видимому, метиловый спирт), а другая – окислителем (концентрированной перекисью водорода с катализатором, в качестве которого применяется перманганат калия).

Расположение баков показано на рис. 8, а объемы их – в таблице.

Сорт жидкости	Расположение бака	Объем, л
т	Баковый отсек фюзеляжа	1040
Т	Кабина летчика, левая сторона*	60
Т	Кабина летчика, правая сторона*	60
С	Левое крыло	177
С	Правое крыло	177
С	Левый носовой бак	73
С	Правый носовой бак	73
	Т – общий объем	1160
	С —» *	500
	Полный объем жидкого топлива	1660
	Полный вес жидкого топлива	2026 кг

* Протектированные баки.

В инструкции по обслуживанию самолета подчеркивается необходимость особо тщательного ухода за установкой системы питания горючим.

Вся система должна содержаться в чрезвычайной чистоте для предотвращения легко возникающего пожара.

Запрещается одновременное наполнение или опорожнение баков Т и С.

Предписывается особо тщательное наблюдение за отсутствием течи в системе.

Система Т и система С должны быть полностью разобщены до регулятора в камере сгорания.

Наполнение баков предписывается начинать с системы С.

Ежедневно, по окончании летного дня, рекомендуется производить промывку баков систем Т и С водой.

В случае непрерывных полетов промывку производить по мере надобности, при первой возможности.

Для промывки системы Т необходимо 700 л воды, системы С – 200 л.

Особо тщательно следить за появлением коробления и трещин в оболочке камеры сгорания.

На самолете установлены две пушки МК-108 калибра 30 мм * по бортам фюзеляжа, справа и слева, между бортом фюзеляжа и первой нервюрой консолей под зализом (рис. 9 и 10).

Запас снарядов – по 60 шт. на каждое орудие.

Установка осей стволов производится под углом 7° 30 к горизонту и 0° 35’ по отношению к оси фюзеляжа. Переднее крепление орудия расположено непосредственно на борту фюзеляжа, имеет карданный узел, воспринимающий силу отдачи.

Патроны из зарядных ящиков, расположенных под баковым отсеком фюзеляжа, по рукавам передаются к орудию. Остальные гильзы выбрасываются за борт.

Составлено по официальному руководству по обслуживанию самолета Me-163В, утвержденному Главным командованием воздушных сил Германии, за № 1 (RLM) Т.2163В. Часть 0-10 и др. Издание от сентября 1944 г.

* Существует вариант с установкой MG-151.