Авиация и космонавтика 2005 11

Дублер самолета-перехватчика строится с измененными сечениями воздухопроводов.

Второй вариант является модификацией того же истребителя-перехватчика с заменой двух двигателей РД-45 одним ТР-3 и полным изменением формы фюзеляжа. Необходимое для дальности 3000км количество горючего 4700кг в этом варианте полностью размещается в фюзеляже.

Основные данные этих вариантов:

Второй вариант имеет преимущество по потолку и разбегу, кроме того, благодаря уменьшению количество двигателей…этой вариант имеет большие эксплуатационные преимущество. Поэтому в проект плана 1949 года мною включен истребитель сопровождения на базе Су-15 с ТР-3».

Поскольку решение по этому вопросу уже было принято, то все ограничилось только перепиской.

Первый отечественный истребитель-перехватчик Су-15 представлял собой одноместный цельнометаллический среднеплан реданной схемы.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Силовой набор состоял из 42 шпангоутов, четырех лонжеронов, стрингеров и обшивки. Эксплуатационно фюзеляж разделялся но две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), стыкующиеся между собой в плоскости шпангоутов No 31 и No 32 при помощи болтовых соединений.

В ГЧФ размещались: воздухозаборник, бортовая РЛС, герметическая кабина, ниша передней опоры шасси, передний двигатель, топливные баки, основная часть агрегатов систем оборудования самолета и его вооружение. Общий лобовой воздухозаборник разделялся на два канала, один из которых подводил воздух к переднему двигателю, а другой – к заднему. Над воздухозаборником, в обтекателе из полистирола, помещалась антенна БРЛС «Торий-2». Из-за принятого расположения воздушных каналов гермокабина было несколько сдвинута влево от оси симметрии фюзеляжа.

В ХЧФ размещался задний двигатель, а по бортам – два воздушных тормозных щитка общей площадью 1,21м2 .

Крыло – свободнонесущее с углом стреловидности 35° по линии хорд, установочным углом 1° и отрицательным углом поперечного «V» 0?40. Корневой профиль ЦАГИ С-7с-12, концевой – СР-3-12. Крыло состояло из двух консолей, стыкующихся с фюзеляжем по шпангоутам №№13,17,20. Кроме того, обшивка крыло крепилась к фюзеляжу стыковочными уголками. Каркас каждой консоли состоял из лонжерона, двух дополнительных стенок, стрингеров, литых носков, набора нервюр и обшивки.

Механизация крыла включала элероны с внутренней компенсацией и выдвижные закрылки. Углы отклонения элеронов ±20°, углы отклонения закрылков: взлетный 25°, посадочный 50*. Конструктивно элероны и закрылки выполнены однолонжеронными цельнометаллическими. Но левом элероне размещался триммер.

Правый пульт летчика (макет)

Приборная доска (макет)

Хвостовое оперение стреловидное (Х-35°), состояло из кипя с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль однолонжеронной конструкции со вспомогательной балкой и набором стрингеров и нервюр был выполнен из двух частей. Нижняя представляла единое целое с фюзеляжем, о верхняя, съемная, крепилась при помощи болтов. Для устранения экранного эффекта верхняя часть киля (от 7-й нервюры), под которой размещалась антенна радиостанции, имело деревянную конструкцию. Руль поворота однолонжеронный с весовой балансировкой крепился в трех точках. Углы отклонения руля поворота +30°. Стабилизатор состоял из двух половим, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, разрезанный по оси симметрии, два вспомогательных и набор нервюр. Стабилизатор крепился к килю болтами. Руль высоты состоял из двух половин, соединенных между собой карданным волом. Каждая половина подвешивалась в трех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты – плюс 30°, минус 20°.

Шасси – трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры балочного типа убирались в крыло по направлению к фюзеляжу, при этом колесо поворачивались относительно опор на 90° и размещались в фюзеляже вертикально. В убранном положении ниши шасси закрывались створками и щит- коми, а опоры фиксировались механическими замками, В выпущенном положении опоры фиксировались гидравлическими и шариковыми замками. Но передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 580х240А, а на основных – двухкамерные тормозные размером 900x275.

Для сокращения пробега при посадке но самолете было установлено тормозное парашютное устройство состоящее из:

– контейнера тормозного парашюта;

– тормозного парашюта (S -26,2 м2);

– соединительного троса;

– замка тормозного парашюта;

– системы управления.

Система управления самолетом – смешанная. Управление рулем высоты и элеронами – жесткое, рулем поворота до розьема фюзеляжа – дублированное тросовое, а в хвостовой части – жесткое. Управление триммерами элерона и руля высоты – электромеханическое. В проводку управления рулем высоты и элеронами были включены по обратимой схеме бустерные механизмы, питание которых осуществлялось от отдельной гидросистемы. Кроме того, предусматривалось возможность установки бустерного механизма в проводку управления рулем поворота. Бустерные механизмы, изготовленные но заводе № 279 (директор и главный конструктор Т.М.Бошта), конструктивно отличались друг от друга формой кронштейна крепления.

Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем: силовой и бустерной. Каждая имела автономный источник питания – два гидронасоса с приводом от ТРД. Рабочее давление в основной гидросистеме 120-150 кгс/см2 , а в бустерной – 42-65 кгс/см2 . Рабочая жидкость – смесь, состоящая из 50% глицерина и 50% спирта. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, торможения основных колес, а бустерная только для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая (аварийная) система служила для аварийного выпуска шосси и закрылков. Рабочее тело – сжатый воздух, давление в системе 150 кг/см', емкость баллона 10 л (шп.4).

Катапультируемое кресло Су-15

Силовая установка состояла из двух ТРД РД-45Ф, расположенных в ГЧФ и ХЧФ. Ось переднего двигателя имела наклон по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), равный 8°13, а ось заднего – параллельна СГФ. Подвод воздуха к двигателям осуществлялся по воздушным каналам, составлявшим единое целое с каркасом фюзеляжа и входившим в его силовую схему. Для обслуживания переднего двигателя предусматривались ряд люков, а для монтажно-демонтажных работ – съемная панель. Для осмотра верхних камер сгорания переднего двигателя он имел возможность поворачиваться в подшипниках основного крепления. Монтаж и демонтаж заднего двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание – через люки в ХЧФ.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара при нарушении целостности камер сгорания и состояла из:

– защитного кожуха (на каждом двигателе);

– 18 биметаллических датчика пожара (по 9 но каждом двигателе);

– сигнальной лампы «Пожар»;

– баллона с углекислотой, снабженного двумя пирозатворами;

– двух кольцевых коллекторов подачи углекислоты.

Топливная система включала в себя: 4 мягких топливных бока общей емкостью 2875л, клапанные коробки, блок электромагнитных кранов, насосы подкачки. Предусматривалась возможность подвески дополнительного бока емкостью 875л. Топливные баки были разбиты на две группы: переднюю и заднюю. Выбранный порядок выработки топлива обеспечивал необходимый диапазон центровок от взлета до посадки самолета. Топливо – керосин.