Читать онлайн «Сверхзвуковые самолеты». Страница 77

Рис. 2.56. Проекции самолетов Е-2 (однодвига- тельиая модификация) и Е-50 (с комбинированной двигательной установкой) конструкции А. И. Микояна.

Рис. 2.57. Проекции различных модификаций многоцелевого истребителя МиГ-21.

Рис. 2.58. Модификация самолета МиГ-21 с дополнительным подъемным двигателем (во время демонстрационного полета в 1967 г.).

Стреловидное хвостовое оперение состоит из киля (угол стреловидности по передней кромке 60°) с рулем направления и управляемого стабилизатора (стреловидность 55°). Киль выполнен по двухлонжеронной схеме, а плоскости стабилизатора-по однолонжеронной с дополнительными стенками и подвижной относительно фюзеляжа осью вращения. Для улучшения путевой устойчивости в хвостовой части фюзеляжа установлен подфюзеляжный киль. Под рулем направления смонтирован контейнер тормозного парашюта.

Конструкция фюзеляжа полумонококовая. В носовой части расположены воздухозаборник, воздушный канал, кабина пилота, приборные отсеки. В центральной части находятся топливные баки, ниши уборки шасси, отсек оборудования, отсек вооружения, двигательный отсек и узлы крепления крыла.

На самолете применено трехстоечное шасси с одинарными колесами. Главные стойки убираются в консоли крыла и фюзеляж (колеса), передняя – вперед в фюзеляж.

Двигательная установка. Самолет оснащен турбореактивным двигателем Р-11Ф-300 конструкции С. К. Туманского. На серийных самолетах модификации Ф-13 устанавливался двигатель с форсажной камерой. Внутренняя топливная система, состоящая из фюзеляжных баков, может быть дополнена подфюзеляжным баком, сбрасываемым после опорожнения. На самолете применен лобовой регулируемый воздухозаборник с подвижным конусом, снабженным щелями для отвода пограничного слоя. Конструкция конуса обеспечивает размещение в нем антенны РЛС для обзора и сопровождения целей.

Вооружение. Стационарным вооружением самолета модификации Ф-13 являются две пушки калибра 30 мм, размещаемые в нижней центральной части фюзеляжа.

В зависимости от модификации самолет может нести на подкрыльных пилонах 2-4 подвески, включая ракеты классов воздух – воздух, воздух – земля, контейнеры НУ PC и бомбы.

Размах крыла, м 7,15

Длина, м 15,76

Высота, м 4,10

Площадь несущей поверхности, м2 23,0

Номинальная взлетная масса, кг 7570

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 329

Максимальное число Маха 2,1

Максимальная скорость на высоте 12500 м, км/ч 2125

Практический потолок, м 19000

Дальность, км 1580

Продолжительность полета, ч 2

Посадочная скорость, км/ч 270

Длина пробега, м 420

История создания. В 1940-1949 гг. в конструкторском бюро под руководством П. О. Сухого были разработаны самолеты, обозначавшиеся последовательными числами (от Су-1 до Су-17), в том числе Су-15, достигший при испытаниях скорости 1032 км/ч. В 1953 г., приступив к работам над новой серией самолетов, конструкторское бюро опять приняло для них нумерацию с самого начала. Первым серийным самолетом новой нумерации стал сверхзвуковой Су-7, предназначенный для выполнения задач, свойственных истребителям, штурмовикам и бомбардировщикам.

Работы над самолетом начались в 1953 г. В 1953-1954 гг. был разработан опытный истребитель, который впервые в практике советского сверхзвукового самолетостроения был оборудован регулируемым воздухозаборником и цельноповоротным горизонтальным оперением (управляемым стабилизатором). В одном из испытательных полетов этот самолет достиг скорости 2170 км/ч. Обнадеживающие результаты летных испытаний позволили приступить к строительству опытного образца самолета Су-7, испытания которого начались в 1955 г. В 1956 г. самолет был продемонстрирован на аэродроме в Тушино. С 1958 г. Су-7 запущен в серийное производство, причем модификация Су-7Б была принята на вооружение многих стран, включая государства Варшавского договора.

В процессе эксплуатации самолет неоднократно подвергался модернизации. Изменения касались конструкции планера, двигательной установки, вооружения и бортового оборудования. На базе Су-7Б был разработан истребитель- бомбардировщик с изменяемой геометрией крыла (в 1967 г. этот самолет был показан на воздушном параде в Домодедово).

Описание самолета. Су-7 построен по классической схеме со стреловидным среднерасполо- женным крылом. Ламинарный профиль крыла имеет относительную толщину около 5%. Угол стреловидности крыла по линии фокусов составляет 60°, сужение равно 3. Задняя кромка стреловидная со спрямленным участком в корневых частях. Механизация крыла состоит из выдвижных однощелевых закрылков (типа ЦАГИ), расположенных в околофюзеляжных и центральных частях каждой консоли. Поперечное управление самолетом осуществляется с помощью элеронов с весовой балансировкой и осевой аэродинамической компенсацией. Каждая консоль оборудована двумя аэродинамическими гребнями, огибающими переднюю кромку и располагающимися как на верхней, так и на нижней поверхности крыла. Крыло выполнено по двухлонжеронной схеме и крепится к кольцевым силовым шпангоутам фюзеляжа с помощью вильчатых стыковых узлов.

Фюзеляж самолета круглого сечения слегка расширяется в хвостовой части, что связано с применением мощного двигателя большого диаметра. Замена двигателя осуществляется путем отъема хвостовой части фюзеляжа вместе с хвостовым оперением. В носовой части фюзеляжа расположены кабина пилота, приборный отсек и ниша уборки передней стойки шасси. Кабина пилота оборудована катапультируемым сиденьем класса 0-0 и снабжена выступающим за обводы фюзеляжа, сдвигаемым назад фонарем характерной каплевидной формы. В центральной части фюзеляжа располагаются топливные баки, отсеки оборудования, воздушные каналы, двигательный отсек. На нижней поверхности центральной части фюзеляжа расположены два узла внешних подвесок, предназначенные для крепления подвесных топливных баков или боевой нагрузки.

Рис. 2.59. Различные модификации истребителя-бомбардировщика Су-7. а-Су-7БМ; б-Су-7У; в-Су-7ИГ.

Рис. 2.60. Проекции истребителя-бомбардировщика Су-7Б.

Хвостовое оперение самолета-стреловидное, нормальной схемы, с относительной толщиной профиля 6%. Угол стреловидности плоскостей оперения 55°. В хвостовой части киля, под рулем направления, расположен контейнер тормозного парашюта. Управление по тангажу осуществляется с помощью управляемого стабилизатора. Для привода всех рулей, а также закрылков и четырех тормозных щитков, расположенных в хвостовой части фюзеляжа перед горизонтальным оперением, используются необратимые гидроусилители. В каналах тангажа, крена и рыскания предусмотрены автоматы загрузки рычагов управления в зависимости от угла отклонения, скорости и высоты полета. Кроме того, в канале тангажа имеется дифференциал, изменяющий передаточное отношение от ручки управления к рулям примерно в 4 раза, а в канале рыскания – автомат демпфирования, обеспечивающий отклонение руля направления пропорционально угловой скорости рыскания. Принятая кинематическая схема обеспечивает эффективное управление самолетом, особенно при полете на малых высотах.

Шасси самолета-трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед в фюзеляж, главные-в крыло по направлению к фюзеляжу. В некоторых модификациях используются лыжи, позволяющие эксплуатировать самолет с травяных и заснеженных аэродромов.

Двигательная установка. На самолете применен турбореактивный двигатель АЛ-7Ф-1 конструкции А. Люлька. Кроме того, допускается установка твердотопливного ракетного ускорителя. Воздухозаборник лобового типа, регулируемый, с центральным телом, выполненным в виде подвижного конуса, конструкция которого обеспечивает размещение в нем антенны РЛС.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из двух пушек НР-30 (калибр 30 мм), размещенных в корневых частях крыла. На четырех подкрыльных пилонах и двух подфюзеляжных замках самолет может нести разнообразную нагрузку, включая бомбы, ракеты классов воздух-воздух и воздух-земля, блоки НУРС.

Рис. 2.61. Истребитель-перехватчик JIa-250.

История создания. Предшественником самолета JIa-250 следует считать, по всей вероятности, сверхзвуковой истребитель-перехватчик JIa-190, снабженный турбореактивным двигателем AJ1-5 конструкции А. М. Люлька. Испытания самолета, закончившиеся в 1951 г., с одной стороны, показали перспективность применения некоторых новых технических решений (большого для того времени угла стреловидности крыла, равного 55°, новой схемы шасси и т.д.), однако, с другой стороны, вскрыли ряд недостатков (одним из которых являлась недоработка двигателя и связанная с ней недостаточная скорость полета 1190 км/ч), вследствие чего самолет Ла-190 не был запущен в серийное производство.