Добрый день. Продолжим техническую часть нашего обзора по фронтовому истребителю МиГ-9. Ранее, в рамках данной темы, у нас на канале вышла статья, которая была посвящена непосредственно турбореактивному двигателю РД-20 (Ссылка на статью). Новым заинтересованным читателям рекомендую предварительно с ней ознакомиться. Сегодня же мы рассмотрим размещение силовой установки на самолете, которая состояла из двух таких двигателей. Также будет рассказано и об основных сопутствующих функциональных системах, которые обеспечивали ее работоспособность. Среди них отдельно можно выделить топливные системы самолета, маслосистему и систему управления двигателями. Истребитель МиГ-9 был спроектирован с применением реданной компоновочной схемы. В связи с этим, два двигателя располагались параллельно в центральной части фюзеляжа. Каждый из них имел по три точки крепления.
Двигатели закрывались капотами, которые состояли из передней, задней и двух боковых крышек. Каждая из крышек капота крепилась на специальных замках. Конструктивно они состояли из каркаса и дюралюминиевой обшивки. В некоторых из них были предусмотрены эксплуатационные лючки для доступа к отдельным узлам и агрегатам. К примеру в задней крышке капота был лючок для доступа к свечам зажигания, а также лючки для слива масла и горючего. Для доступа к основным узлам двигателя или некоторым топливным бакам, требовалось полностью снять крышки капота. Подвод воздуха к входным кожухам двигателей осуществлялся через входные каналы. Они начинались в носовой части фюзеляжа и изначально разделялись вертикальной перегородкой. Далее они прокладывались во внутренних отсеках конструкции до уровня восьмого шпангоута. Воздух, который был необходим для охлаждения двигателей, установленных агрегатов, а также элементов конструкции самолета, поступал через специальные заборники. Всего конструкцией их было предусмотрено пять штук. Использование данной системы охлаждения позволяло не допустить роста температуры выше установленных эксплуатационных норм. Расположение ее основных элементов приведено на соответствующей схеме ниже.
В систему управления каждым двигателем входило управление регулятором оборотов, управление конусом сопла и управление пожарными кранами. Рычаги и переключатели системы управления находились в кабине летчика.
Топливная система истребителя МиГ-9.
На самолете данного типа следует выделить три самостоятельные топливные системы. В первую очередь это основная топливная топливная система, которая предназначалась для питания двигателей рабочим топливом. Также следует отдельно рассматривать систему бензопитания двух пусковых моторов и стартовую топливную систему, которая предназначалась для подачи специальной пусковой смеси в пусковые форсунки (их было шесть штук) камеры сгорания двигателя РД-20. Смесь состояла из бензина марки Б-70 или Б-78 и авиамасла (в пропорции 95 % и 5%). Это было необходимо для первоначального воспламенения рабочего топлива при запуске двигателя. Воспламенение происходило от двух электрических свеч с непрерывным искрообразованием. После того как двигатель начинал работу от основного топлива, подача пусковой смеси прекращалась. В состав стартовой топливной системы входили:
- Бензобак емкостью 12 литров для хранения пусковой смеси;
- Два обратных клапана;
- Два фильтра;
- Два пусковых электронасоса, которые подавали топливо к пусковым форсункам;
- Набор трубопроводов.
Питание установленных пусковых моторов типа Д-20 осуществлялось из одного двухлитрового бачка, который располагался выше мотора на расстоянии примерно 40-35 см от него. В качестве топлива применялась смесь состоящая из бензина Б-70 и масла МЗС. Ее подача осуществлялась самотеком по трубопроводу через фильтр. Схема питания мотора Д-20 приведена на соответствующем скриншоте ниже.
Для справки. Пусковой мотор Д-20. Представлял собой поршневой двухтактный двухцилиндровый бензиновый двигатель воздушного охлаждения, который предназначался для запуска основного двигателя РД-20. В состав его конструкции входил картер, цилиндры, редуктор, фрикционная муфта, кривошипно-шатунный механизм, свечи, карбюратор и другие узлы. Запускался он от электростартера или от ручного троса.
Основная топливная система представляла собой совокупность следующих узлов и агрегатов: десять топливных баков общей емкостью в 1595 литров, подкачивающие электронасосы, фильтр низкого давления, фильтр высокого давления, различные клапаны (обратный, редукционный), датчик керосиномера, манометр, набор трубопроводов. Что касается топливных баков, то четыре из них расположили в фюзеляже самолета, а шесть в крыле (по три в каждой консоли). Все топливные баки, кроме четвертого фюзеляжного, были мягкой конструкции и не проектированные. Они размещались в специальных металлических контейнерах. Четвертый фюзеляжный бак был металлическим, сварным. Объем баков был следующий:
- Первый фюзеляжный бак- 155 литров;
- Второй фюзеляжный бак- 600 литров;
- Третий фюзеляжный бак- 410 литров;
- Четвертый фюзеляжный бак- 60 литров;
- Первый крыльевой бак (в каждой из консолей) - 65 литров;
- Второй крыльевой бак (в каждой из консолей) - 75 литров;
- Третий крыльевой бак (в каждой из консолей) - 45 литров.
Заливными горловинами были оборудованы второй и третий фюзеляжный бак. Через них осуществлялась заправка топливом. Все баки соединялись между собой трубопроводами, поэтому при заправке топливо постепенно перетекало в остальные баки. Используемые трубопроводы были нескольких типов- жесткие (из материала АМгН), гибкие (петрофлекс) или комбинированные. Для доступа к горловинам в верхней части фюзеляжа были предусмотрены эксплуатационные лючки. Подача топлива в двигатель осуществлялась из второго фюзеляжного бака. Для сохранения необходимой центровки, выработка топлива была реализована в определенной последовательности. Сначала топливо расходовалось из третьего фюзеляжного бака, далее из первого и второго крыльевого бака (обоих консолей), после из третьего крыльевого бака (также обоих консолей), потом из четвертого фюзеляжного, а в завершении из первого и второго фюзеляжного бака. Датчик керосиномера устанавливался во втором фюзеляжном баке. Он замерял уровень топлива только в первом и втором баке. До полной выработки топлива в остальных баках, показания уровня топлива не измерялись.
Основным рабочим топливом являлся авиационный керосин марки А или тракторный керосин ГОСТ 1842-46.
Маслосистема самолета.
Маслосистема представляла собой совокупность узлов и устройств, необходимых для решения задач по уменьшению трения между конструктивными элементами двигателя, а также отвода от них тепла. Это было необходимо для снижения износа трущихся поверхностей. В состав циркуляционной маслосистемы истребителя МиГ-9 входило два маслобака, два маслорадиатора, два манометра типа ЭДМУ-15, два аэротермометра, нагнетающие насосы, фильтры и набор трубопроводов. Смазочный материал, который использовался в системе представлял собой смесь из масла марки МЗС (ГОСТ 1013-41) и трансформаторного масла (ГОСТ 982-43) в пропорциональном соотношении 60 и 40 процентов. Емкость маслобака сварной конструкции (сплав АМц) составляла 21 литр. Конструктивно бак снабжался специальными перегородками для жесткости и возможности питания системы при отрицательных перегрузках. Он размещался во внутреннем отсеке на уровне шестого шпангоута. Для доступа к нему в обшивке фюзеляжа был сделан эксплуатационный люк.
Циркуляция в системе была реализована следующим образом. Масло из бака по трубопроводу поступало в нагнетающий насос, далее под давлением оно попадало в фильтр. После очистки оно распределялось по нескольким направлениям (маслораспределительная крышка, штуцер на щитке разъема трубопроводов и задний маслораспределитель), а далее к различным узлам и агрегатам двигателя. Большая часть отработанного масла стекало в отстойник и откачивалось насосом в маслорадиатор. В маслорадиаторе происходил процесс охлаждения масла, после чего оно поступало назад в маслобак. Маслорадиатор трубчатой конструкции охлаждал масло с помощью воздуха, который отбирался из общего потока поступающего во входной кожух двигателя. Температура масла в системе варьировалась от 40 до 80 градусов Цельсия в зависимости от времени года. Максимально допустимая температура могла достигать 120 градусов Цельсия.
Продолжение следует...
При написании данной статьи использовались материалы со следующих источников: https://aviarestorer.ru/, http://russianarms.su/, http://авиару.рф/, http://aviadejavu.ru/, книга А.А. Иноземцев. Газотурбинные двигатели, книга В. Н. Шунков. Реактивные самолеты Люфтваффе, книга Турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели РД-20, РД-20А, РД-20Б. Техническое описание под редакцией В. А. Бобракова, книга Техническое описание истребителя МиГ-9 под редакцией Д. П. Солоухина, журнал Авиация и время, журнал Легендарные самолеты.
Уважаемые читатели, подписывайтесь на канал, ожидайте новых публикаций. Ознакомиться с полным каталогом наших статей вы можете здесь (Ссылка на публикацию).