Ударно-разведывательный самолет Т-4

Компоновочная схема самолета Т-4МС ( Николай Гордюков)

1. Отсек РЛС переднего обзора 2. Предкабинный отсек оборудования 3. Кабина летчиков 4. Кабина штурмана-оператора 5. Закабинный отсек оборудования 6. Центральный отсек оборудования 7. Передняя стойка шасси 8. Отсеки вооружения 9. Топливные баки 10. Силовой кессон центроплана 11. Подкосная балка центроплана 12. Шарнир поворотной консоли 13. Кессон поворотной консоли 14. Предкрылок 15. Поворотная консоль 16. Закрылок 17. Главная балка центроплана 18. Главная стойка шасси 19. Отсек главной стойки шасси 20. Кессон подвески двигателей 21. Двигатели 22. Хвостовой отсек оборудования 23. Руль высоты 24. Мотогондола 25. Цельноповоротный киль

Взлетно-посадочные устройства

Взлетно-посадочные устройства самолета состояли из шасси нормальной трехточечной схемы и системы тормозных парашютов.

Главные опоры шасси имели трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждом из которых было установлено по две шины 950x300В, которые обеспечивали эксплуатацию самолета с грунтовых (прочностью грунта 9-10 кг/см²) и бетонированных аэродромов 1 -го класса.

На передней опоре была установлена спарка колес со стартовыми тормозами и шинами 950x300В.

Силовая установка самолета

Силовая установка самолета состояла из двигательной установки, состоящей из 4-х двигателей типа К-101 (дальнейшее развитие РД36-41 разработки РМКБ) с воздухозаборниками, каналами подвода воздуха к двигателям и соплам; системы топливопитания двигателей; системы заправки топливом на земле и в воздухе; системы аварийного слива топлива; системы наддува баков нейтральным газом; системы охлаждения двигателей; системы пожаротушения; системы защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Топливные емкости располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.

Кабина экипажа

Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый летчик, второй летчик и штурман- оператор), размещался в герметичной кабине, разделенной негерметичной поперечной перегородкой на два отсека. В переднем отсеке были установлены рядом два сидения летчиков. За перегородкой, в заднем отсеке у левого борта было установлено сидение штурмана- оператора.

Особенностью компоновки кабины являлось отсутствие обычного фонаря. Специфическая конфигурация носовой части центроплана, в которой располагалась кабина экипажа, позволяла обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз применялись специальные створки, открывающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.

Каждый летчик имел отдельный пост управления самолетом, состоящий из ручки и педалей. Один комплект РУД'ов, которым пользуются оба летчика, был размещен на среднем пульте между сидениями.

Сидения летчиков устанавливались аналогично машинам Т-4 и Т-4М. Экипаж, также работал в скафандрах.

Элементы индикации, сигнализации и управления самолетными системами в отсеке летчиков размещались на приборной доске и трех пультах: левом, среднем и правом.

Элементы индикации и управления системами в отсеке штурмана-оператора размещались на приборной доске, правом и левом пультах и на правом борту.

Бортовые самолетные системы

Самолетные системы обеспечивали полет самолета на заданном режиме, нормальное функционирование силовой установки, вооружения и оборудования самолета на земле и в воздухе на всех эксплуатационных режимах.

Система автоматического управления самолетом обеспечивала заданные характеристики устойчивости и управляемости, а также необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы и состояла из двух частей: системы дистанционного управления и системы траекторного управления. Электрогидравлическая система дистанционного управления служила для передачи управляющих перемещений ручки и педалей,установленных в кабине летчиков, на золотниковые устройства гидроусилителей.

В системе управления самолетом, так же как и на самолете Т-4, были применены четырехканальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы. Питание каждого золотникового устройства осуществлялось от трех независимых гидравлических систем (двух бустерных и одной общей), что обеспечивало надежную работу силовых приводов, заданные скорости перекладки органов управления и необходимые углы их отклонения при выходе из строя любой из трех систем.

Общая гидравлическая система, обслуживающая взлетно-посадочные устройства и силовую установку, так же как и бустерные системы, состояла из трех независимых подсистем.

Система электроснабжения самолета Т-4МС переменным током стабилизированной частоты была идентична системе самолета Т-4. Мощность генераторов обеспечивала полное питание всех потребителей при выходе из строя одного двигателя или одного генератора.

Для экипажа, оборудования и агрегатов управления самолетных систем на протяжении всего полета поддерживались необходимые для нормального функционирования температура, давление и влажность среды, которые обеспечивались системой кондиционирования и охлаждения. Охлаждение герметичных отсеков оборудования, приборных отсеков ракет и контейнеров с разведывательной аппаратурой производилось воздушной системой замкнутого цикла, непрерывно вентилирующей воздух и охлаждающей его в водных испарительных радиаторах. Кондиционирование воздуха в кабине экипажа осуществлялось системой, использующей воздух, отбираемый от компрессоров двигателей и охлаждаемый в воздушных радиаторах и турбохолодильниках.

Самолет был оборудован системой кислородного питания и вентиляции скафандров экипажа, обеспечивающей нормальное функционирование экипажа как в герметизированной, так и в разгерметизированной кабине.

Аварийное спасение экипажа производилось катапультными креслами типа К-36, снабженными пороховыми ускорителями и обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.

Ликвидация пожара в отсеках двигателей осуществлялось автоматической системой пожаротушения.

Таблица 4.

Летно-технические характеристики самолета Т-4МС (с учетом развития машины)

Характеристики

Этапы развития Т-4МС

1973-74 гг.

1976-77 гг.

1979-80 гг.

Длина самолета, м

41,2

41,2

41,2

Размах, м:

– центроплана

14,4

14,4

14,4

– поворотной части крыла при стреловидности 30°

40,8

40,8

40,8

Высота самолета, м

8,0

8,0

8,0

Площадь крыла (угол стреловидности 30°), м

²

97,5

97,5

97,5

Максимальный взлетный вес, т

170

170

170

Максимальная скорость полета, км/ч:

– на высоте

3200

3200

3500

– у земли

1100

1100

1200