Читать онлайн «Ударно-разведывательный самолет Т-4». Страница 33

В кабине летчиков были установлены два поста управления, связанные между собой проводкой управления. Для обеспечения высокой надежности СДУ должна была быть выполнена с четырехкратным резервированием, что обеспечивало нормальную работу системы при двух последовательных отказах любого типа. Исполнительными механизмами дистанционных передач являлись четырехканальные рулевые агрегаты.

Система изменения стреловидности крыла была выполнения из рулевого гидромоторного привода, который работал от двух независимых гидравлических систем, раздаточных редукторов, трансмиссии и шариковых винтовых преобразователей.

Гидропривод, установленный в мотогондоле передавал вращение и крутящий момент через трансмиссию и раздаточные редукторы к шариковым винтовым преобразователям, которые преобразуют вращательное движение в поступательное и крутящий момент в осевое усилие.

Привод консолей крыла - реверсивный, с фиксацией различных углов стреловидности. Синхронизация угловых перемещений обеспечивалась за счет жесткой механической связи от гидропривода до преобразователя через трансмиссию.

Выпуск и уборка закрылков и предкрылков осуществлялась от системы, аналогичной системе изменения стреловидности крыла и состоял из гидромоторного привода, работающего от двух независимых гидросистем, раздаточных редукторов, трансмиссии и самотормозящихся винтовых домкратов.

Привод закрылков и предкрылков - реверсивный, с фиксацией различных углов отклонения закрылка. Валы трансмиссии были зафиксированы в опорах, расположенных вдоль размаха крыла. На стыке консолей с центропланом валы трансмиссии выполнялись телескопическими со шлицевым соединением.

Система управления закрылками и отклоняемыми носками переднего горизонтального оперения работала от двух независимых гидравлических систем, центрального раздаточного редуктора, винтовых домкратов предкрылков и закрылков, трансмиссии и системы управления. Винтовые домкраты отклоняемых носков самотормозящиеся, а закрылков - несамотормозящиеся. Система управления электрическая с обратной связью. Закрылки и носки выпускались и убирались одновременно.

Гидравлическая система самолета состояла из четырех систем. Условно называемых "зеленая", "синяя", "коричневая" и "желтая".

Гидравлическая система обеспечивала работу подсистем:

- выпуска-уборки шасси и разворота передней опоры шасси;

- торможения колес передней опоры, шасси;

- управления панелями и противопомпажными створками воздухозаборников двигателей;

- управления механизмом переключения загрузки;

- управления приводами механизации крыла, а также питания рулевых приводов горизонтального оперения, руля направления, элеронов и рулевых агрегатов САУ. Максимальная гидравлическая мощность системы 525 л.с. Источником питания гидросистем являлись 8 насосов переменной производительности, установленные на двигателях, и одна насосная станция.

Нормальное давление в гидросистеме 280 кг/см2. Так как температура окружающей среды в зонах расположения агрегатов гидросистем могла достигать 250°С, в системе были установлены топливожидкостные радиаторы.

Система кондиционирования и охлаждения отсеков предназначалась для поддержания жизненных условий в кабине экипажа и заданных температурных режимов в отсеках.

Система обеспечивала:

- поддержание заданных температур и давления в кабине экипажа;

- подачу воздуха в систему вентиляции скафандра;

- поддержание заданных температур и давлений в герметичных приборных отсеках;

- охлаждение отсеков шасси;

- охлаждение негерметичных отсеков с оборудованием;

- охлаждение рабочей жидкости гидросистемы;

- подачу воздуха и воды в системе охлаждения подвесок.

Средства спасения. Рабочие места членов экипажа были оборудованы катапультными креслами К-36. Кресла в кабине устанавливались на тележки. В крайних положениях тележки фиксировались замками воздушных цилиндров. Эксплуатационное управление перемещением тележки - от ручки на борту кабины.

Катапультирование членов экипажа должно было осуществляться с тележек, аварийно фиксируемых в крайнем заднем положении, от ручек катапультирования.

Для выхода из кабины каждый член экипажа имел свой люк, открывающийся вверх-назад. Подъем и опускание его производились пневмоцилиндром. Аварийный сброс люков должен был осуществляться системами пиро- и пневмоподброса и аварийного открытия замков от ручек автономного сброса люков или ручек катапультирования на креслах.

Опускание и подъем носовой части фюзеляжа, обеспечивающий обзор через лобовое стекло кабины, должен был производиться двумя гидромоторами, питающимися от независимых гидросистем. Аварийное опускание носовой части фюзеляжа производилось на двух гидравлических демпферах.

Система жизнеобеспечения экипажа. В шлемах скафандров предусматривалось применение регенерационного контура регулирования газового состава. Наддув и вентиляция скафандров осуществлялись воздухом по обычной разомкнутой схеме, а регенерация воздуха проходила только в гермошлемах.

Кислород хранился в газообразном состоянии в баллонах в количестве, достаточном для компенсации утечек из контура при полете в разгерметизированной кабине. В случае катапультирования происходило автоматическое переключение на питание от аварийного баллона, установленного на кресле.

Система автоматического управления - САУ, была предназначена, так же как и на самолете Т-4, для ручного, полуавтоматического и автоматического управления самолетом и состояла из системы дистанционного ручного управления СДУ и системы стабилизации и траекторного управления СТУ. Система дистанционного ручного управления обеспечивала управление рулевыми поверхностями самолета на всех режимах полета по сигналам перемещения ручек управления или педалей.

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

Экипаж самолета состоял из трех человек, в составе двух летчиков и штурмана-оператора и размещался в кабине, разделенной на два отсека негерметичной поперечной перегородкой. В переднем отсеке предусматривалась установка рядом друг с другом кресел летчиков, за перегородкой, в заднем отсеке, ближе к левому борту было установлено кресло штурмана-оператора.

Особенностью компоновки кабины, также как и на самолете Т-4, являлось отсутствие обычного фонаря. Все режимы работы отклоняемого носа на различных этапах полета были аналогичны самолету Т-4. При полном отклонении носовой части нижняя граница обзора по направлению вперед-вбок на 15° к линии полета составляла 24° градуса.

Каждый летчик имел отдельный пост управления самолетом, состоящий из ручки и педалей. Один комплект РУДов, которым пользуются оба летчика, размещался на среднем пульте между сидениями. Кресла летчиков, предполагалось разместить, как в самолете Т-4.

Экипаж, как и пилоты "сотки", должен был работать в скафандрах, обеспечивающих .боевую работу в случае разгерметизации кабины.

Силовая установка самолета состояла из четырех двигателей РД36-41 со статической тягой 16000 кг каждый и устанавливалась в единой мотогондоле под центропланом. Она принципиально не отличалась от двигательной установки самолета Т-4 и включала в себя плоские регулируемые воздухозаборники с вертикальными поверхностями торможения, каждый из которых обслуживал два двигателя.

Система автоматического регулирования воздухозаборников обеспечивала согласованную работу воздухозаборников и двигателей на всех эксплуатационных режимах. Каждый воздухозаборник управлялся независимо и имел регулируемую панель и створку перепуска. Автоматическое управление панелью и створкой осуществлялось двумя автономными каналами - основным или резервным. Система также обеспечивала возможность ручного управления панелями и створками.

Топливо в самолете "100 И" размещалось в 10 топливных баках: в 5 , расположенных в фюзеляже, в правом и левом топливных баках передней части центроплана, в расходном топливном баке, расположенном в мотогондоле между воздушными каналами, в двух топливных баках (правом и левом), расположенным в поворотных консолях крыла.

Суммарный запас топлива во внутренних баках самолета составлял 82000 кг.

Самолет был оснащен системой дозаправки топливом в полете. Штанга дозаправки располагалась в носовой части фюзеляжа. Заправку топливом в полете планировалось осуществлять от однотипного самолета или самолета-заправщика на базе самолета Ил-76. Заправка должна была происходить на высоте 8-9 км при скорости соответствующей числу М=0,75-0,8 на рубеже 1200-1300 км. При этом самолет-заправщик должен был отдавать не менее 20 т топлива со скоростью перекачки 2500-3000 л/мин.