Авиация и космонавтика 2005 12

Крыло – свободнонесущее цельнометаллическое с углом стреловидности 50° по линии одной четверти хорд, установочным углом 1,5° и отрицательным углом поперечного «V» равным 5°. Крыло состояло из двух отъемных консолей, стыкующихся с СЧФ по шпангоутам 16,21,25. Обшивка крыла стыковалась с фюзеляжем контурным уголком. Каркас каждой консоли включал в себя: главный лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, литые носки, набор нервюр и обшивку. Каждый элерон имел внутреннюю компенсацию и герметизирующее полотно, закрепленное на элероне и крыле. Но левом элероне устанавливался триммер. Углы отклонения элеронов ±28°, а угол отклонения триммера ±12°. Каркас элерона состоял из лонжерона, набора нервюр и дюралевой обшивки. Щиток-закрылок типа «Фаулер» передвигался по трем направляющим крыла, угол отклонения 30°. Конструкция щитка аналогична конструкции элерона.

Стреловидное хвостовое оперение состояло из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль был выполнен из двух частей. Силовой каркас нижней части включал: три лонжерона, набор нервюр, стрингеры, дюралевую обшивку и крепился к ХЧФ в трех точках. Конструкция верхней части аналогичная нижней, при этом две верхние нервюры были выполнены из дерева. В деревянной части киля, где размещалось антенна радиостанции, передний и средний лонжерон отсутствовали, а задний представлял деревянную стенку. Обшивка этой части киля была выполнено из шпона, о остальная – из дюраля. Руль поворота однолонжеронной конструкции крепился к килю в пяти точках и имел весовую балансировку. Углы отклонения руля поворота +30 . Стабилизатор состоял из двух половин, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, два вспомогательных, набор нервюр и обшивку. Крепление стабилизатора к килю обеспечивало возможность изменения установочного угла от минус 5,5° до плюс 1,5°. На первом экземпляре самолета перестановка осуществлялась на земле. В перспективе, с установкой электромеханизма, появлялась возможность управления стабилизатором в полете. Руль высоты состоял из двух половин и по конструкции был аналогичен рулю поворота Каждая половина подвешивалась в четырех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты -плюс 42°, минус 23°.

Шасси трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры рычажного типа с выносным амортизатором кре

пились на фюзеляже. Уборка основной опоры осуществлялась за счет сокращения длины подкоса при одновременном повороте всей системы вокруг оси верхней головки стойки. В убранном положении ниши закрывались створками, а опоры фиксировались механическими замками В выпущенном положении передняя опора фиксировалась гидравлическим и шариковым, о основные гидравлическими и роликовыми замками. На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 530x230. а на основных – тормозные колеса размером 880x250.

Правый пульт кабины

Приборная доска

Установка С-13

Самолет имел жесткую систему управления, состоящую из управления рулем высоты, рулем поворота и элеронами. Проводка управления в месте разъема НЧФ и СЧФ имела разъемные звенья, передающие движение простым соприкосновением, работая на сжатие и имея в соединении предварительное натяжение. В проводку управления рулем высоты, рулем направления и элеронами, по обратимой схеме были включены бустерные механизмы, являвшиеся готовыми изделиями завода № 279 и развивавшие за счет кинематики подключения различные усилия. Управление триммерами элерона и руля высоты – электромеханическое.

Гидравлическоя система состояла из двух независимых подсистем: основной и дополнительной. Основная предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков и тормозных щитков, а дополнительная – для питания бустеров. Каждая подсистема имела автономный источник давления – гидронасос 355Б, расположенный на коробке проводов ТР-3. рабочее давление в основной – 120-140кг/см 7, а дополнительной – 42- 63кг/см ?. рабочая жидкость – гидромасло ГМЦ-2.

Пневматическая система состояла из трех автономных подсистем:

– торможения основных колес и аварийной уборки и выпуска тормозных щитков. Запас воздуха размещался во внутренней полости правой стойки шасси, емкостью 7л и давлении 130кг/ см г ;

– аварийного торможения основных колес. Запас воздуха – в баллоне (шп. 15-16);

– аварийного выпуска шасси и закрылков. Запас воздуха – во внутренней полости левой стойки шасси.

Силовая установка состояла из ТРД ТР-3 с удлинительной трубой и нерегулируемым реактивным соплом. Монтаж и демонтаж двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание – через специальные люки в СЧФ и ХЧФ. Удлинительная труба имела термоизоляцию, состоящую из наружных кожухов, выполненных из АМЦ и внутреннего наполнителя из «рытой» алюминиевой фольги толщиной 0,017мм.

Для защиты воздухозаборника от обледенения, в полый носок периодически подавался горячий воздух, забираемый за 7-ой ступенью компрессора двигателя. Система имела сигнализатор обледенения.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара в районе расположения задней группы топливных баков и состояла из:

– 4-х литрового баллонам с углекислотой, снабженного пи- розотвором;

– 6-ти термодатчиков, расположенных вблизи топливных баков;

– кольцевого коллектора подачи СО, (шп.ЗЗ);

– сигнальной лампы «Пожар».

Топливная система включала: переднюю группу баков, общей емкостью 950 л, заднюю группу баков, общей емкостью 830 л, насосы подкачки, пожарный кран, трубопроводы и фильтры. Передняя группа состояла из двух мягких резиновых непротек- тированных баков и металлического расходного бака с подкачивающими насосами и отсеком отрицательных перегрузок. Задняя группа состояла из четырех металлических баков, выполненных в виде полых цилиндров и расположенных вокруг удлинительной трубы. Поверхности баков, прилегающие к удлинительной трубе, имели тепловую защиту из двух слоев стекловолокна и дюралевого кольцевого экрана. Зазор между экраном и удлинительной трубой продувался охлаждающим воздухом. Для обеспечения необходимого диапазона центровок топливо вырабатывалось в определенной последовательности. На самолете предусматривалась подвеска двух крыльевых топливных баков емкостью по 300 л.

Основные характеристики самолетов Су-15 и Су-17

Сравнительные характеристики ТРД

Герметическая кабина вентиляционного типа в верхней части имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Козырек имел переднее бронестекло и боковое остекление из плексигласа. Откидная часть – литая рама, остекленная плексигласом. Для предохранения остекления фонаря от запотевания, оно обдувалось горячим воздухом. Герметическая кабина оборудовалась системами: автоматического регулирования давления; вентиляции и наддува с регулировкой температуры воздуха; вентиляции наружным воздухом от скоростного напора; герметизации фонаря. Для обеспечения высотных полетов на самолете устанавливалось стандартное кислородное оборудование.

Комбинированная система спасения летчика в аварийных ситуациях включала отделяемую НЧФ и катапультируемое кресло шторочного типа. При этом катапультирование было возможно из свободно падающей НЧФ с перегрузкой 5-6д и без отделения НЧФ с перегрузкой до 18д.

Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных по бортам СЧФ. Суммарный боезапас составлял 80 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе выбрасывались наружу. Имелись счетчики патронов. Система управления стрельбой – электрическая, а перезарядки – электропневматическая. Для ведения прицельной стрельбы предусматривалась установка автоматического прицела, совмещенного с радиодальномером, а для контроля – фотокинопулемет С-13.

Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электрической сети. Основным источником являлся генератор постоянного тока ГС- 9000, охлаждаемый путем принудительного продува, а аварийным – аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование: УКВ-радиостанция РСИУ-3; радиополукомпас «Рион»; радиовысотомер РВ-2; ответчик опознавания «Барий М»; радиодальномер «Радаль». На опытном экземпляре вместо «Рион» был установлен РПКО-Ю, а из-за отсутствия готовых изделий не устанавливались «Радаль» и «Барий М».