Авиация и Время 2013 01
Шрифт:
В сбитом L-39C погибли пилот из «первой инструкторской четверки» и курсант (по другим данным, инструктор летел оди н). Катапультироваться экипаж то ли не успел, то ли даже не пытался. У некоторых авторов встречались также упоминания о том, что в том вылете экипаж L-39C, якобы, пытался атаковать Ми-8 или Ми-24 оппозиции, но сам попал под огонь ПВО.
Дудаевские источники указывали, что в этом L-39C погибли инструктор Али Мацаев и курсант Делал Дадаев. Якобы вылет производился на разведку погоды, «элка» не несла никакого вооружения и была поражена огнем с земли в р-не поселка Горагорск, без точного указания на то, каким именно оружием был сбит самолет. Правда, дудаевская сторона относила эту потерю к 3, а не к 4 октября 1994 г. При этом источники указывали, что кого-то из оппозиционеров, сбивших самолет, позднее даже поймали и судили, но наказания, якобы, никто так и не понес, тем более, что к тому времени на территории Чечни началась полномасштабная война с армией РФ.
Всего же до 30 ноября 1994 г., окончательного провала штурма Грозного силами чеченской оппозиции, дудаевские L-39C несколько раз атаковали мехколонны, без особого успеха сбрасывая ОФАБ-50 и ОФАБ-100.11 декабря 1994 г. Россия начала открытую
Уцелевшие дудаевские авиаспециалисты к тому моменту перешли в наземные подразделения, а часть уцелевших инструкторов покинула Ичкерию. Обломки самолетов и вертолетов ВВС ЧРИ были в большинстве своем сданы в утиль после прихода в Чечню частей российской армии. Хотя попадались утверждения, что некоторые L-39C пошли на запчасти. Кроме того, есть расхожие данные о том, что в 1998 г., уже накануне 2-й чеченской войны, боевики пытались продать несколько каким-то образом уцелевших двигателей АИ-25ТЛ от L-39C азербайджанцам на запчасти. Сделка не состоялась из-за крайне плохого состояния двигателей и слишком высокой цены, запрошенной продавцами.
В 1999 г. вся авиация Ичкерии состояла из одного-единственного Ан-2, уничтоженного российскими штурмовиками при первом же налете на Грозный. На этом и завершилась короткая и, откровенно говоря, неяркая история ВВС ЧРИ.
Автор выражает признательность Шамилю Ма шкову (г. Уфа) за участие в написании статьи.
50 лет назад, 2 января 1963 г., состоялся первый полет советского реактивного дальнемагистрального лайнера Ил-62. Самолетом управлял экипаж В.К. Коккинаки. Первая опытная машина (борт СССР-06156) оснащалась четырьмя турбореактивными двигателями АЛ-7. На втором прототипе, поднявшемся в воздух в следующем году, стояли уже двухконтурные двигатели НК-8. В 1967 г. самолет поступил в эксплуатацию и 15 сентября открыл трансатлантическую трассу Москва-Монреаль. С марта 1970 г. начались транссибирские рейсы на Ил-62, выполняемые Аэрофлотом совместно с зарубежными авиакомпаниями. В 1970 г. был создан усовершенствованный вариант Ил-62М, отличавшийся конструкцией планера, новыми двигателями Д-ЗОКУ и бортовым оборудованием. С 1966 г. по 2009 г. на КАПО им. С.П. Горбунова построили 289 «шестьдесят вторых». Ил-62М до сих пор эксплуатируются в ряде стран, например в Северной Корее, а также на специальных авиапредприятиях России и Украины, занятых перевозками высших должностных лиц государства.
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 |
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 м^2 . 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 м^2 , 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 м^2 . 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 м^2 установлен в плоскости симметрии самолета. Угол установки стабилизатора ±30°, его площадь – 4,357 м^2 . Руль направления имеет площадь 1,509 м^2 и отклоняется на углы до ±24°. Площадь руля высоты – 5,940 м^2 , 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/см^2 (при работе с палубы авианосца) либо 7,74 кгс/см^2 (при работе с сухопутного аэродрома).