Швеция, эскизный проект 1962 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Самолет Saab 37 «Вигген» стал первым в мире представителем IV поколения тактических истребителей, появившись еще до того, как в Соединенных Штатах Америки были сформированы сами понятия их поколений и определены их признаки. Среди конструктивных особенностей, позволявшим отнести ту или иную машину к этому поколению, были названы использование двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (хотя в самих США здесь были исключения), пониженная статическая устойчивость, а также аэродинамика и прочность планера, которая могла бы обеспечить высокие маневренные качества и возможность эксплуатации с коротких ВПП.
Всем этим требованиям проект Saab 37, но по своей конструкции он оказался не похож ни на один другой самолет.
В этом разделе приведено описание конструкции силовой установки и планера самолета в том виде, в котором они были сделаны в выполненном и утвержденном в 1962 г. эскизном проекте Saab 1504, ставшем основой для строительства первых опытных образцов самолета.
Предыдущая часть: Saab 37 «Вигген» – аэродинамика, общие особенности, материалы и технологии
Силовая установка:
- несмотря на то, что Швеция – страна по закону нейтральная, вся силовая установка самолета Saab 37 выполнена в полном соответствии со стандартами НАТО, которые были предоставлены США, и может обслуживаться с помощью стационарного и подвижного аэродромного оборудования, применяемого ВВС Объединенных вооруженных сил Альянса;
- в ходе предварительного проектирования самолета Saab 37 «Вигген» фирмой «Акционерное общество самолеты Швеции» (Svenska Aeroplan AktieBolag – Saab) рассмотрено несколько десятков вариантов силовой установки, включая обеспечивающие вертикальные или короткие взлет и посадку за счет изменения вектора тяги подъемно-маршевого двигателя или применения отдельных подъемных двигателей, но в окончательном проекте «самолет 1504» в 1961 г. выбран вариант с одним турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой и реверсом тяги RM 8, как наилучшим образом отвечающий требованиям достижения заданных летных данных (включая взлетно-посадочные) при разумной стоимости разработки, выпуска, эксплуатации и ремонта, при этом наличие только одного двигателя не считалось обстоятельством, снижающим надежность и боевую живучесть самолета;
- в силовую установку самолета Saab 37 «Вигген» входят один двигатель и системы, обеспечивающие работу его самого и силовой установки в целом – крепления двигателя, запуска и управления двигателя, топливопитания, смазки, контроля состояния и работы;
- воздухозаборники основные и вспомогательные, система охлаждения двигателя, эжекторное сопло и система реверса тяги функционально входят в силовую установку, но конструктивно-технологически относятся к планеру самолета и значатся в его чертежных спецификациях;
***
- после выбора однодвигательной схемы самолета без возможности вертикального взлета и / или посадки, но с требованием возможности использования коротких ВПП, включая прямые участки автодорог, в качестве единого маршевого двигателя был выбран разрабатываемый с середины 1950-х гг. в Великобритании бесфорсажный турбореактивный двигатель (ТРДД) с устройством реверса Rolls-Royce RB.141 Medway взлетной тягой 6800 кгс весом 1600 кг, длиной 4200 мм, максимальным диаметром 1100 мм и удельным расходом топлива на взлетном режиме 0,61 кг/кгс/ч;
- выбранный двигатель RB.141 позволял сделать легкий малоразмерный истребитель-бомбардировщик с такими же или лишь незначительно худшими показателями скорости и скороподъемности, как у самолета Saab J 35 «Дракен» (которые считались достаточными и в обозримом будущем) при существенном преимуществе во всех видах маневренности, взлетно-посадочных качествах и, особенно, в боевом радиусе действия на малых высотах;
- фирма «Роллс-Ройс» приняла предложение завода Saab сделать специальную модификацию двигателя RB.141 для самолета «Вигген», допустив шведских специалистов к изучению его конструкции, испытания его в базовом варианте шли в Великобритании с 1959 г. сравнительно успешно и к 1963 г. наработка на стенде достигла 1700 ч, но неожиданно руководство концерна «Роллс-Ройс» отказалось от дальнейшей разработки ТРДД RB.141 Medway, сочтя, что он может составить конкуренцию его же двигателям RB.163, RB.168 и RB.183 Spey, а производить одновременно все эти двигатели будет не выгодно – это заставило КБ фирмы Saab не только переделывать эскизный проект силовой установки, но и размерность самолета, которая выросла примерно на 30%, а максимальный взлетный вес – почти вдвое);
- в окончательном варианте проекта «самолет 1504» в хвостовой части фюзеляжа установлен один ТРДДФ RM 8 (ко времени выпуска первых летных двигателей после значительного объема доработок именовался уже RM 8A), разработанный шведской фирмой «Вольво Флюгмотор» (Volvo Flugmotor AB) как модификация предназначенного для пассажирских самолетов Боинг 727 и Дуглас DC-9 американского бесфорсажного ТРДД Пратт-Уитни JT8D-22;
- для получения двигателя фирма «Вольво Флюгмотор» приобрела у «Пратт-Уитни» лицензию на выпуск двигателя в базовом варианте и всю необходимую производственную документацию, модифицированный газогенератор спроектирован КБ «Пратт-Уитни» в США и там изготовили два варианта компрессора, но остальные проектные и испытательные работы по модификации RM 8 выполнила сама, затратив на это 5,5 миллиона человеко-часов;
- выбор типа двигателя определен указанными ниже преимуществами с оценкой его недостатков;
- двигатель RM 8A обладает достаточно большой взлетной тягой (11790 кгс – один из самых мощных среди установленных на тактических боевых самолетах того времени, сравнимый с ним по тяге ТРДФ J75-P-17 перехватчика Convair F-106F – 11110 кгс, среди двигателей, разработанных на Западе, в то время уступал только ТРДДФ Пратт-Уитни F401-PW-400 самолета Грумман F-14 – 12743 кгс);
Фото: https://maquettes-missiles.blogspot.com/2016/07/le-saab-37-viggen.html
- двигатель RM 8A отличается от других ТРДДФ повышенной устойчивостью работы в широком диапазоне чисел М и высот полета, в т.ч. при реверсировании тяги, чего в то время не обеспечивал пока ни один серийный ТРДДФ или ТРДФ (штатно в то время реверс тяги применялся только на транспортных самолетах с бесфорсажными двигателями);
- двигатель RM 8A обладает хорошими показателями надежности и ресурса прототипа (однако в связи с большим объемом изменений в сравнении с базовым двигателем JT8D-22, эти показатели для RM 8A предстояло еще подтвердить испытаниями);
- двигатель RM 8A отличается от других ТРДДФ того времени хорошей экономичностью на бесфорсажном режиме – на взлете удельный расход топлива 0,63 кг/кгс*ч против 0,73 у созданного позже двигателя Пратт-Уитни F100-PW-100 (однако у F401-PW-400 несколько меньше – 0,62 кг/кгс*ч);
- двигатель RM 8A может эксплуатироваться при низких температурах на аэродроме, характерных для севера Швеции;
- двигатель RM 8A имеет степень двухконтурности 1,0 (такую же, как у F401-PW-400 и на 30% больше, чем у F100-PW-100), что вместе с эжекторным соплом дало сравнительно низкую температуру реактивной струи и понизило вероятность захвата самолета ракетами с тепловым самонаведением I поколения (однако к концу 1960-х гг. это преимущество особого значения уже не имело);
- главным недостатком двигателя RM 8А являлись его большие размеры (прежде всего, габаритный диаметр 1397 мм против сравнимых по тяге J75-P с диаметром 1092 мм, 1280 мм у двигателя F401-PW-400, и 1180 мм у созданного позже F100-PW-100) и вес (2100 кг, у J75-P вес сравнимый, но у двигателя YF100-PW-100 он лишь 1360 кг), большой удельный расход топлива на взлете на форсаже (2,47 кг/кгс*ч против 1,95 у F100-PW-100, соответственно велик расход топлива на форсаже и в полете);
- блок топливной автоматики и очень компактная коробка приводов агрегатов, получающая крутящим момент от вала ротора высокого давления, установлены на нижней части корпуса его компрессора, где с учетом конструкции самолета Saab 37 условия доступа для обслуживания самые удобные;
- корпус двигателя очень легкий, состоит из многих секций, соединенных одним продольным и поперечными фланцевыми стыками, которые играют и роль ребер жесткости, массивные стенки имеет только нерегулируемый входной направляющий аппарат (ВНА) и корпус первых ступеней компрессора, собранные из изготовленных точением из трубчатых заготовок большого диаметра секций, остальные секции собраны в виде предварительно отштампованных из листового металла тонких панелей, но при этом очень жесткий, включая форсажную камеру (в отличие от ТРДФ RM 6A – Роллс-Ройс «Эвон» Mk.21 самолета Saab 35, у которого другое крепление форсажной части двигателя к газогенератору и намного больше отношение длины корпуса к его среднему диаметру);
- в конструкцию двигателя входят датчики оборотов роторов низкого и высокого давления, давления топлива и масла в нем, а также температуры масла, лопаток турбины и газов в основной и форсажной камерах сгорания, которые выдают свои сигналы на стрелочные и знако-символьные указатели, а также предупреждающие световые табло в кабине летчика, и в системы встроенного контроля и записи полетных параметров;
***
- благодаря высокой жесткости корпуса крепление двигателя осуществляется всего на пяти цапфах, воспринимающих все действующие силы и моменты во всех режимах полета – две передние горизонтальные цапфы находятся в проходящей через ось валов газогенератора его строительной горизонтали на последней толстостенной секции корпуса, на усиливающем бандаже на наружной стенке форсажной камеры у ее регулируемого сопла установлена одна вертикальная цапфа в вертикальной плоскости симметрии газогенератора и две наклонных слева и справа от этого бандажа;
- за узлами крепления передних цапф двигателя установлены рельсы для закатки и выкатки двигателя (см. ниже);
- передние горизонтальные и задняя вертикальная цапфы входят в допускающие регулировку положения эксцентриковые узлы на подкрепленных в этих местах бимсами силовых шпангоутах фюзеляжа и воспринимают тягу, вес двигателя и все действующие моменты сил;
- задние наклонные цапфы сами имеют допускающие регулировку положения эксцентриковые крепления и своими роликами опираются на рельсы, лежащие на подкрепленных силовыми шпангоутами бимсах, и воспринимают только вес двигателя и моменты сил, действующие вокруг его оси;
- установка двигателя при сборке самолета и в строевой эксплуатации производится с технологической тележки его закаткой по направляющим рельсам на передних и наклонных задних цапфах, при этом эксцентрики посадочных мест регулируются по фактическому положению и фиксируются в нем жестко с двойной контровкой;
- закатка и выкатка двигателя производятся при снятом эжекторе сопла (выполнен зацело с хвостовым стекателем – подкилевой надстройкой) и открытых люках доступа к узлам его крепления и к разъемам коммуникаций систем силовой установки;
***
- воздухозаборники боковые нерегулируемые, что сделано, по-видимому, впервые на серийном самолете с полетным числом М=2 (следующим полноценным сверхзвуковым самолетом с нерегулируемым воздухозаборником стал Дженерал Дэйнемикс F-16);
- сечения воздухозаборников (входные и каналы) образованы плавно сопряженными дугами эллипсов, рукава изгибаются так, что на фронтальной проекции диски ВНА и 1-й ступени компрессора двигателя за носовой частью фюзеляжа не просматриваются, что несколько (но далеко не полностью) уменьшает отражаемый от них сигнал, испускаемый РЛС самолета противника на встречном курсе);
- входные сечения левого и правого воздухозаборников отделены от поверхности НЧФ щелью и короткими трапециевидными пластиной, в которую переходят их внутренние кромки, для исключения попадания в них стекающего с нее заторможенного пограничного слоя воздуха, который отводится вверх и вниз вдоль стенок стреловидной проставки, для жесткости каналы воздухозаборников соединены со шпангоутами фюзеляжа горизонтальными стойками;
- воздухозаборники внешнего сжатия, внешние контуры их входных «губ» имеют значительные радиусы скругления, но в формировании системы скачков уплотнения участвуют и внутренние пластины с «заостренными» передними кромками, отделяющие их от бортов НЧФ;
- рукава воздухозаборников объединяются в единое круглое сечение непосредственно перед ВНА двигателя без ощутимо длинной цилиндрической переходной части;
***
- для охлаждения корпуса двигателя используется воздух, который подается из общего воздухозаборника в узкое пространство между корпусом двигателя и стенками отсека фюзеляжа, в котором он установлен, и выходит в эжектор сопла, а во избежание «запирания» этого канала с изменением числа М полета часть воздуха из каналов воздухозаборника может выбрасывать наружу через выходы на верхней части этих каналов непосредственно перед ВНА двигателя;
***
- сопло двигателя (как его часть) заканчиваешься автоматически управляемым кольцевым венцом из 20 подвижных створок, который является единственным средством регулирования сечений его проточной части;
- самолет Saab 37 единственным среди тактических истребителей IV поколения имеет эжекторное сопло как часть его планера, служащее для снижения донного сопротивления фюзеляжа, повышения тяги двигательной установки при одновременном снижении температуры реактивной струи и теплового следа самолета за счет вовлечения в истекающую из двигателя реактивную струю значительных масс холодного забортного воздуха, а на посадке служит для создания обратной тяги при включении ее реверса;
- эжекторное сопло входит в конструкцию планера в виде отдельного агрегата, выполненного зацело с хвостовым стекателем – подкилевой надстройкой, и имеет три канала в виде секторов кольца (два боковых и нижний);
- первоначально в проекте самолета «1504» эжекторное сопло было предусмотрено регулируемое путем открытия или закрытия проемов эжектора сдвижными створками в зависимости от числа М полета и режима работы двигателя, см. рис.;
- добиться устойчивой работы регулируемого эжекторного сопла при включении и выключении форсажа не удалось даже на стенде и когда первый опытный самолет был уже готов, регулирующие створки сняли и эжектор стал нерегулиремым, но его профилировка подобрана так, что ток воздуха через эжекторы изменяется с изменением режима работы двигателя и числа М полета;
- внутри сопла самолета за входными устройствами его эжектора установлено устройство реверса тяги в виде трех «лепестков» треугольной формы, которые на пробеге автоматически после касания колес основных опор шасси о ВПП и обжатия их амортизаторов автоматически синхронно отклоняются каждая своим гидравлическим приводом внутрь и направляют основную часть реактивной струи из сопла двигателя в боковые и нижний входные проемы эжектора;
- наряду с PANAVIA 200 Tornado, Saab 37 – один из двух реактивных тактических боевых самолетов с реверсом тяги и единственный такой однодвигательный самолет, испытания показали высокую эффективность и безопасность такого реверса даже на узких заснеженных и обледенелых ВПП благодаря автоматизации управления реверсом;
- возможно ручная установка створок реверса в закрытое положение, перевод в открытое положение – только ручной;
- створки реверса выполнены из гофрированных листов титанового сплава так, что при повороте их на реверс они дают обратную тягу до 60% от максимальной статической тяги на бесфорсажном режиме (упор РУД – М), не деформируясь;
- вывод двигателя на режим полной бесфорсажной тяги увеличивает интенсивность торможения, не вызывая заноса самолета на ВПП (даже если она мокрая, заснеженная или обледенелая);
- при включении реверса упор РУД ЧФ блокируется (форсаж включить нельзя);
***
- система запуска и регулирования тяги двигателя цифро-аналоговая, что обеспечивает ее связь с другими системами самолета и снижение расхода топлива за счет точного дозирования его подачи, повышения коэффициента сгорания и подстройки эжектора сопла (см. ниже);
- система управления двигателем интегрирована с системами управления самолетом и механизацией переднего крыла, системой электроснабжения, а также шасси через блоки концевых выключателей и ЦВМ, выдавая последней данные о текущей величине тяги в подсистему искусственного обеспечения продольной устойчивости в полете и обеспечивая точное управление реверсом тяги и шасси для исключения возможности заноса на пробеге и схода с мокрой, заснеженной или обледенелой ВПП (чего не было на первых истребителях IV поколения, созданных в др. странах);
- управление силовой установкой производится в полуавтоматическом и ручном режимах переключателями на пульте заправки, кнопкой запуска и рычагом управления двигателем (РУД), который имеет упоры «Стоп», ЗМГ (земной малый газ), ПМГ (полетный малый газ), «М» (полная бесфорсажная тяга), ЧФ (частичный форсаж) и ПФ (Полный форсаж), плавное регулирование тяги возможно между упорами ПМГ и М, а также кнопками аварийной отсечки и слива топлива;
- запуск двигателя на земле производится стартер-генератором, входящим в его конструкцию путем нажатия одной кнопки, включающей программное устройство, и вывода рычага управления двигателем на обороты земного малого газа;
- запуск двигателя в воздухе после штатной (тренировочной) и аварийной остановки производится с оборотов авторотации переводом РУД на упор «Стоп», нажатием кнопки запуска (при наличии достаточного заряда бортового аккумулятора тогда включается и стартер-генератор) и переводом РУД на упор ПМГ, а после выхода его на номинальные обороты – на другой упор, требуемый по условиям полета;
- для аварийного выключения двигателя достаточно перекрыть подачу топлива (но если это произошло на стоянке или при рулении, или если летчик выполняет экстренную посадку с выключенным двигателем, необходимо поставить РУД в положение «Стоп»);
***
- пусковым и рабочим топливом является авиационный керосин JP-4 плотностью 6,5 фунта/галлон США (0,779 кг/л) американского производства или его аналог шведского и др. производства, допускается применение топлив JP-5 и других, в т.ч. более высокого «грейда» по теплотворной способности;
- допускается добавка в топливо жидкости, препятствующей образованию кристаллов льда без значительной потери тяги и экономичности;
- к ограничению содержания воды в топливе выставлены повышенные требования;
- топливная система состоит из двух основных баков-отсеков в консолях основного крыла, двух баков-отсеков в верхней части фюзеляжа между каналами воздухозаборников двигателя и наружной обшивкой, одном баке в фюзеляже над форсажной камерой двигателя (первоначально предполагался простой прямоугольной формы, но для достижения требуемого объема сделан вкладной «седельный» бак, охватывающий этот агрегат), одного расходного бака за кабиной летчика, одного сбрасываемого внешнего бака, устанавливаемого на центральном узле подвески под фюзеляжем, а также подсистем заправки, выработки, дренажа и наддува, контроля состояния и работы, аварийного слива топлива;
Фото: https://war-book.ru/saab-j-37-viggen-istrebitel/#photos-32
- самолет Saab 37 имеет относительный объем внутренних топливных баков (отношение их полного объема к геометрическому объему наружных обводов планера самолета), равный 0,178 – для сравнения у других однодвигательных самолетов IV поколения эта величина равна у самолета Дассо «Минаж» 2000 – 0.188, у Дженерал Дэйнемикс F-16A – 0.172, у IAI «Кфир» С-7 – 0.202, у двухдвигательных Грумман F-14A «Томкет» – 0.142, у МакДоннелл Дуглас F-15A «Игл» – 0.121 (0.128 у F-15C), у МакДоннелл Дуглас F-18A «Хорнет» – 0.208, у Су-27 – 0.212, т.е. этот показатель конструктивного совершенства у самолета Saab 37 равен среднему по данной выборке;
- баки-отсеки выполнены с применением в основном склеивания, безударная клепка высокоресурсными заклепками с компенсатором и болтовые соединения применены по минимуму, дополнительная внутришовная герметизация – только в отдельных местах;
- подсистема заправки обеспечивает централизованную закрытую заправку топливом от аэродромной централизованной сети заправки (ЦЗ) или от оснащенного необходимым оборудованием топливозаправщика на автомобильном шасси всех баков через единую горловину, раскачку по бакам и технологический слив топлива на аэродроме;
- при заправке ее шланг и кабели емкостных датчиков уровня топлива ЦЗ или автозаправщика подключаются отдельно, но к одной и той же панели на самолете;
- в исходном проекте заправочная горловина располагалась в нижней панели левой консоли основного крыла, и при этом первым наполнялся ее бак, что давало минимальное время заправки, но это решение имело существенные недостатки – вырез под оборудование заправки критически ослаблял нижнюю панель крыла, подключение шланга и кабеля было неудобным из-за их большого веса и необходимости работать под крылом в полусогнутом положении тела механика;
- в окончательном проекте «самолета 1504» панель заправки с горловиной и разъемом подключения кабеля емкостных датчиков сделана на левом борту фюзеляжа под передним крылом и закрывается съемным люком, заправка идет через бак-отсек в левом воздухозаборнике, что несколько увеличило ее общее время;
Фото: https://forum.warthunder.com/index.php?/topic/456907-saab-ja-37-viggen-interceptor/
Фото: http://www.airport-data.com/aircraft/photo/000560542L.html
- возможна автоматизированная заправка (дозаливка) любого требуемого объема топлива в пределах полной емкости баков с контролем только на пульте ЦЗ или автозаправщика, при этом на указателях в кабине летчика объем залитого топлива и давление в системе отражаются, но контролировать их не обязательно;
- при заправке обязательно заземление самолета, для чего есть разъем в левой консоли крыла, на площадках заправки должно быть свободное от бетона место с открытым грунтом, куда втыкается штырь (что оказалось весьма затруднительно зимой) или стационарный провод заземления;
- раскачка топлива по бакам и его технологический слив на аэродроме выполняется через магистраль заправки;
- подсистема выработки топлива обеспечивает питание им основной и форсажной камер двигателя на всех режимах полета, а также при обслуживании силовой установки и при подготовке к полету и представляет собой единую магистраль выработки и аварийного слива топлива;
- при аварийной отсечке топлива единовременно прекращается его подача в основную и форсажную камеру сгорания из всех магистралей, включая идущие от топливного аккумулятора, но может осуществляться аварийный слив;
- магистраль выработки топлива состоит из трубопроводов, топливного аккумулятора, обеспечивающего бесперебойное питание двигателя при резком изменении режима его работы, возникновении отрицательных нормальных и продольных перегрузок или кратковременного сбоя в работе насосов подкачки, электрических насосов в баках (I ступень подкачки), электрических насосов на трубопроводах (II ступень подкачки), фильтров тонкой очистки (часть из них – с датчиками наличия льда), электрокранов управления, дросселей, редукторов, клапанов постоянного давления, обратных и аварийного слива, а также арматуры;
- III ступенью нагнетания топлива являются плунжерные насосы высокого давления основной и форсажной камер сгорания двигателя, входящие в блок его топливной автоматики;
- система дренажа и наддува баков обеспечивает бесперебойную заправку и выработку топлива на всех режимах, исключает возникновение при заправке самолета на аэродроме и при изменении высоты полета такого перепада давления в баках и магистралях с забортным, который может привести к их компрессионному повреждению;
Источник: https://forum.warthunder.com/index.php?/topic/456907-saab-ja-37-viggen-interceptor/
- общая длина трубопроводов топливной системы, включая подсистемы заправки, выработки, дренажа и наддува, – около 100 м;
- подсистема контроля состояния и работы топливной системы обеспечивает выдачу и отображение на указателях и световых табло в кабине летчика и на пульте заправки сведениях об общем остатке топлива во всех баках (включая предупреждение о малом остатке) и его давлении после II ступени подкачки;
***
- для смазки двигателя Вольво Флюгмотор RM 8 может применяться масло минеральное или синтетическое;
- система смазки двигателя закрытого циркуляционного типа является его составной частью за исключением части сетей и комплектующих изделий подсистемы контроля;
- часть системы смазки двигателя RM-8, относящаяся к его конструкции, включает бак с заливной горловиной с фильтром грубой очистки, мерным стеклом, пеногасителем и фильтром-отстойником с датчиками стружки и сливным краном, трубопроводы, подкачивающие и откачивающие (большей производительности) насосами, фильтрами тонкой очистки (часть из них – с датчиками стружки), топливо-масляным радиатором, электрокранами управления, дросселями, редукторами, клапанами постоянного давления и обратными, а также арматуры;
- входящие в подсистему контроля датчики уровня, давления и температуры, а также наличия стружки в масле входят в состав двигателя, а установленные в кабине указатели (стрелочные и световые предупреждающие табло) относятся к оборудованию самолета и ставятся по его спецификациям и чертежам.
***
Перекур. Прежде чем поговорить о конструкции проекта самолета Saab 37 воздушного судна предлагаю чуть отвлечься и в порядке отдыха прочесть статью Александра Митрофанова «Возвращение ротора Флеттнера» на канале Кот-ученый – это о судах морских, и тоже очень необычных. А собственно курить мы не будем – это вредно
***
Основное крыло:
- первоначально основное крыло (далее в пределах этого раздела – просто крыло) предполагалось максимально простой в производстве треугольной формы в плане только с аэродинамической круткой, но такое решение не обеспечило сохранение устойчивости и управляемости по тангажу и крену с изменением углов ни атаки, ни чисел Маха в достаточных диапазонах;
- относительное удлинение главного крыла выбрано малым (в окончательном варианте оно равно 2,4), а сужение – большим, по этим геометрическим параметрам оно значительно отличается от всех других первых тактических самолетов IV поколения, за исключением имеющих треугольное крыло Дассо «Мираж» 2000 и Супер Мираж» 4000, а также IAI «Кфир» С.2;
Источник: https://forum.warthunder.com/index.php?/topic/456907-saab-ja-37-viggen-interceptor/
- по ходу разработки крыла после большого числа продувок моделей, как его самого, так и самолета в целом, принята новая форма консолей на виде в плане со стреловидностью по передней кромке +45 град. от корневой нервюры до излома, а далее от точки, расположенной на 47,5% полного размаха консоли в зоне воздействия вихря, стекающего с передней кромки переднего крыла стреловидность увеличена до +57 град.;
- излом передней кромки должен был генерировать два свои вихря – малый по потоку и основной вдоль передней кромки концевой части, которые должны были взаимодействовать с вихрем, создаваемым передним крылом, стабилизируя обтекание концевых частей крыла и обеспечивая эффективность концевых элевонов в режиме управления как по тангажу, так и по крену (обтекание такого крыла – см. пункт «Аэродинамическая схема»);
- для обеспечения эффективности элевонов одного излома оказалось недостаточно, и был введен второй излом по передней кромке консолей примерно на 75% их полного размаха, а законцовки внешних элевонов сделаны скошенными;
- таким образом, самолет Saab 37 «Вигген» единственным из всех первых тактических истребителей IV поколения имеет стреловидность корневой части крыла меньше, чем концевых (у самолетов с крылом с наплывом F-15, F-18, МиГ-29, Су-27 соотношение стреловидности сделано наоборот, у «Мираж» 2000, «Супер Мираж» 4000 и «Кфир» С.2 и F-14 стреловидность передней кромки постоянна, у последнего стреловидность поворотных консолей может быть сделана больше, чем у корневой части только на стоянке);
- задняя кромка основного крыла имеет постоянную по размаху малую отрицательную стреловидность, подобранную из расчета максимальной эффективности элевонов;
- профиль крыла выбран тонкий несимметричный (ординаты над средней линией везде больше, чем под ней), в корневой части и до переднего излома его передняя часть образована плавными кривыми с малым радиусом передней кромки, и ромбовидный на остальной поверхности, профили крыла по законцовкам за первым изломом плавно переходят в Мах-устойчивые (сверхкритические), образованные только кривыми линиями с «затянутой» зоной максимальных толщин;
Фото: https://forum.warthunder.com/index.php?/topic/456907-saab-ja-37-viggen-interceptor/
- углы установки по корневой и концевой хордам и угол поперечного V основного крыла по линии его фокусов, лежащей в плоскости хорд, нулевые;
- основное крыло самолета Saab 37 состоит из двух консолей, роль центроплана между ними играет силовой набор фюзеляжа;
- конструктивно-силовая схема консоли крыла самолета Saab 37 также не повторенная ни на одном другом тактическом самолете IV поколения лонжеронно-моноблочная, в отличие от моноблочных консолей крыла самолета МиГ-23, в нижних панелях Saab 37 сделаны большие вырезы ниш основных опор шасси (ООШ), что потребовало усиления лонжеронов и введения стенок;
- за носками из листового дюраля всю верхнюю и (за исключением щитков колес ООШ) нижнюю обшивку консоли крыла составляют клееные трехслойные панели, которые воспринимают основную часть изгибающего и крутящего моментов, возникающих в полете от распределенных воздушных нагрузок;
- силовой набор консоли крыла самолета Saab 37 состоит из продольных (лонжероны, стенки) и поперечных (нервюры, диафрагмы) элементов, а также окантовки ниши ООШ;
- все силовые элементы каркаса крыла балочные, состоят из поясов и стенок, некоторые стенки имеют отверстия облегчения и / или подкрепляющие стойки;
- силовые элементы каркаса консоли крыла в зоне бака-отсека имеют подсечки и отверстия, не препятствующие свободному плавному перетеканию топлива и одновременно гасящие его гидроудар при частично выработанных баках и резких маневрах самолета;
- все нервюры, за исключением одной неполной, идут по потоку, из них только корневая и расположенные в местах изломов передней кромки продолжаются на всю хорду консоли крыла (без элевонов), остальные занимают ее часть;
- на каждой консоли крыла установлены по два пилона для подвески вооружения, которые монтируются на шпильки, ввинченные в стаканы в местах стыков лонжеронов и силовых нервюр;
- корневая н-ра №1 идет вдоль всей бортовой хорды крыла (кроме зоны элевона), но имеет разрез по стенке и нижнему поясу в месте ниши колес ООШ);
- все диафрагмы идут под прямым углом к местной оси жёсткости на кручение;
- стенка №1 идет от корневой нервюры (№1) до силовой н-ры №2 в месте 1-го излома передней кромки;
- лонжерон №1 (начало – примерно, на 15% бортовой хорды) идет под острым углом к стенке №1, образуя вместе с ней и передней частью корневой н-ры подкрепленный девятью диафрагмами жесткий треугольник, и дальше до законцовки вдоль передней кромки крыла, которая также подкреплена диафрагмами;
- лонжерон №2 (примерно на 45% бортовой хорды) идет только между силовыми н-рами №№ 1 и 2 и расположен (как и все остальные элементы продольного силового набора) под прямым углом к плоскости симметрии самолета (ПСС);
- вся передняя кромка консоли подкреплена диафрагмами;
- в трапеции, ограниченной л-нами №№ 1 и 2 и н-рами №№ 1 и 2 установлена силовая окантовка ниши ООШ, подкрепленная одной нервюрой, идущей между этими лонжеронами (с разрезом стенки и нижнего пояса в месте ниши) и перемычками, соединяющими пояса и стенки этих силовых элементов;
- узлы навески ООШ и механизма ее уборки-выпуска установлены в местах стыков окантовки ее ниши с др. силовыми элементами, где жесткость конструкции максимальна;
- л-н №3 (главный) идет на 75% бортовой хорды от корневой н-ры до л-на №1;
- прямоугольный участок крыла между л-нами №№ 2 и 3 и н-рами №№ 1 и 2 подкреплен четырьмя стенками, идущими на весь его размах, двумя прямыми нервюрами на всю хорду участка, а также одной неполной косой и одной неполной прямой н-рами;
- треугольный участок крыла между л-нами №№ 1 и 3 и н-рой №2 подкреплен семью стенками, идущими на весь его размах, и четырьмя частичными нервюрами;
- ограничивает консоль л-н №4, идущий на весь ее размах до законцовки;
- трапециевидный участок крыла между л-нами №№ 3 и 4 и н-рой №1 подкреплен одной стенкой, занимающей концевую часть его размаха, и десятью нервюрами на всю его хорду;
- консоли крыла крепятся к силовым шпангоутам фюзеляжа по лонжеронам и стенкам ухо-вильчатыми узлами, болты в которых ставятся с гарантированным натягом;
- стыки консолей крыла с фюзеляжем по верхним и нижним панелям закрыты зализами с малыми переменными радиусами – обводы планера не интегральные;
Фото: https://war-book.ru/saab-j-37-viggen-istrebitel/
- крепление зализов стыков крыла с фюзеляжем – на винтах в анкерные гайки;
- всю свободную заднюю кромку консоли крыла занимают внутренние и внешние элевоны (поверхности управления, совмещающие функции рулей высоты и элеронов и способные отклоняться вверх и вниз левые и правые совместно или раздельно попарно или обе пары), размах которых соотносится примерно как 11/9;
- внутренний элевон имеет четыре узла навески – корневой и три по размаху, и две качалки, к каждой из которых подключен свой необратимый гидравлический рулевой привод (бустер);
- внешний элевон имеет три узла навески – концевой и два по размаху, и одну качалку, к которой подключен бустер;
- все бустеры распложены ниже нижней обшивки крыла, качалки элевонов обращены соответственно вниз, те и другие закрыты своими обтекателями;
- обтекатель среднего бустера является продолжением внутреннего подкрыльевого пилона подвески вооружения, а внешнего – продолжением внешнего пилона;
- конструкция внутреннего и внешнего элевона подобна, отличаясь только размерами своих элементов, и состоит из лонжерона, профилированного носка, нервюр, усилений в местах установки узлов навески и качалок, нижних обтекателей качалок, концевого профиля, верхней и нижней обшивок и сотовых пакетов, вклеенных между ними;
- створки ниш стоек ООШ конструктивно входят в состав консоли крыла (створки ниши колес ООШ входят в конструкцию фюзеляжа);
- створка ниши стойки ООШ «плоская», что упрощает изготовление деталей и ее сборку, на виде в плане Z-образная;
- створка ниши стойки ООШ представляет собой клееную трехслойную панель, состоящую из внешней и внутренней обшивок, окантовки по контуру, местных усилений под узлы навески и замки, сотового пакета – заполнителя между обшивками и уплотнителя по контуру створки;
- створка ниши стойки ООШ крепится шарнирно к внешнему краю ниши и к стойке ООШ.
Примечание: конструкция носка основного крыла в ходе испытаний была изменена.
Переднее крыло:
- исходя из выполняемых функций и наличия механизации (закрылка) на самолете Saab 37 имеется именно переднее крыло, а не переднее горизонтальное оперение, как ошибочно указано в ряде источников (подробно об этом см. раздел «Аэродинамическая схема»);
- на виде в плане имеет трапециевидную форму с большим сужением, при этом сама неподвижная консоль имеет треугольную форму, а малое основание трапеции образует законцовка закрылка;
- стреловидность передней и задней кромок переднего крыла постоянна по размаху – у передней кромки она равна 60 град., т.е. больше, чем у передней кромки корневой части и средней основного крыла, и такая же, как на концевом участке, у задней кромки – малая отрицательная и такая же, как у задней кромки крыла;
- относительное удлинение переднего крыла равно 4,8 – вдвое больше, чем у основного крыла;
- изначально в проекте «самолета 1504» площадь переднего крыла выбрана равной около 15% от основного крыла и 12,5% от общей несущей поверхности;
- переднее крыло установлено под значительным положительным углом относительно СГФ и корневой хорде крыла, набрано М-устойчивыми несимметричными профилями и имеет аэродинамическую крутку за счет плавного увеличения отгиба носка крыла («клюва») от корневого сечения, где отгиба нет, до сечения концевого, где он достигает максимума;
- благодаря форме профиля с повышенной несущей способностью, а также большим значениям угла установки и относительного удлинения переднего крыла, его вклад в общую подъемную силу даже без выпуска закрылков на большинстве полетных режимов обычно превышает 12,5% (доля несущей поверхности);
- поперечного V нет (введено на последующих самолетах);
- переднее крыло состоит из двух консолей, которые крепятся к фюзеляжу в зоне воздухозаборников подобно основному крылу, но стыков по стенкам нет – только по лонжеронам;
- консоль переднего крыла состоит из неподвижной части и закрылка;
- неподвижная часть консоли переднего крыла (далее в пределах этого раздела условно – переднее крыло) по своей конструктивно-силовой схеме двухлонжеронная с работающей, но однослойной обшивкой, ее силовой набор включает также стенки, диафрагмы и нервюры;
- все л-ны и все стенки переднего крыла кроме 1-й установлены под прямым углом к ПСС;
- все нервюры переднего крыла кроме 1-й установлены по потоку;
- силовая корневая н-ра идет по потоку вдоль всей хорды переднего крыла, включая закрылок;
- стенка №1 идет вдоль передней кромки переднего крыла примерно на 20% хорды его неподвижной части до стыка со 2-м л-ном на законцовке;
- носок переднего крыла подкреплен диафрагмами, установленными под прямым углом к стенке №1 на всем ее размахе;
- лонжерон №1 (главный) установлен примерно на 70% хорды его неподвижной части и идет от бортовой н-ры до стыка с 1-й стенкой примерно на 60% ее длины;
- л-н №2 идет по задней кромке неподвижной части заднего крыла от бортовой н-ры до законцовки;
- треугольное пространство между бортовой н-рой, 1-й стенкой и 2-м л-ном подкреплено пятью стенками, идущими параллельно л-нам от бортовой нервюры до косой стенки №1 (одна перед 1-м л-ном, остальные между 1-м и 2-м л-нами, одной полной силовой нервюрой примерно на 50% размаха консоли от стенки №1 до л-на №2) и тремя неполными нормальными н-рами, идущими от 1-й стенки только до 1-го л-на на участке размаха между силовыми н-рами;
***
- всю заднюю кромку переднего крыла занимает закрылок, отклоняемый только вниз синхронно с закрылком противоположной консоли приводом, установленным в обтекателе под внешней силовой н-рой так, что часть механизма находится ниже теоретического контура переднего крыла (качалка под закрылком также имеет свой обтекатель);
- каждый закрылок имеет три узла навески (ответные части – на 2-м л-не переднего крыла);
- конструкция закрылка подобна элевону с учетом разницы в размерах, но добавлены второй лонжерон, идущий параллельно 1-му примерно на 30% корневой хорды с подкрепляющей его корневую часть короткой косой стенкой, и обшивка носка продлена до них.
Примечание: угол поперечного V и конструкция переднего крыла в ходе испытаний были изменены.
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
Фюзеляж:
- особенностью самолета Saab 37, проистекающей от размеров выбранного двигателя и отличающей его от других тактических истребителей IV поколения, является сравнительно большой мидель и соответственно меньшее, чем у др. самолетов относительное удлинение фюзеляжа (отношение его длины к приведенному к условной окружности той же площади диаметру миделя;
- фюзеляж самолета спроектирован с учетом правила площадей (см. раздел «Аэродинамика самолета»), что усложнило его конструкцию;
- конструкция и технология производства фюзеляжа самолета Saab 37 в значительной мере унифицирована с предыдущей машиной фирмы – Saab 35 «Дракен»;
- фюзеляж разделяется на разъемные в эксплуатации отсеки как это описано в первой части статьи, в производстве все эти отсеки разделены на подсборки, соединенные неразъемно, а также на отъемные части – крышки люков, створки ниш шасси и подъемная часть фонаря кабины;
- все шпангоуты установлены под прямым углом к ПСС, а бимсы и др. элементы продольного силового набора – по образующим фюзеляжа, кроме указанных особо;
- здесь приведено описание конструкции фюзеляжа самолета Saab 37 в базовом варианте истребителя-бомбардировщика (AJ 37), но одновременно в проекте «1504» прорабатывались фюзеляжи перехватчика AJ 37 и тактического разведчика S 37, а позже разведчики были разделены на варианты SF 37 и SH 37, а также начата разработка учебно-тренировочной модификации SK 37 – конструктивные отличия их фюзеляжей будут описаны в соответствующих разделах;
***
- обтекатель антенны РЛС своей заостренной оживальной формой и конструкцией подобен самолету Saab 35 «Дракен», отличаясь размерами, и состоит из дюралевого силового контурного шпангоута, основной радиопрозрачной части, выклеенной из стеклопластика в виде пространственной трехслойной панели из двух обшивок и сотового пакета между ними и установки штанги ПВД;
- для быстрого доступа к антенному блоку РЛС его стеклопластиковый может быть сдвинут вперед без полного снятия с самолета, что безопаснее, чем подъем его вверх, для этого на его контурном шпангоуте сделаны направляющие;
***
- носовая часть фюзеляжа (НЧФ) в свою очередь разделяется на носовой отсек БРЭО, надстройку-обтекатель перед козырьком кабины, саму кабину, козырек и подъемную часть фонаря кабины, нишу передней опоры шасси и ее створки, закабинный отсек, левый и правый воздухозаборники, гаргрот, отсек двигателя, узлы боковых и центрального пилонов подвески грузов, а также ниши колес левой и правой основных опор шасси с их створками;
- носовой отсек РЭО по форме продолжает обводы обтекателя антенны РЛС с круглыми переменными по диаметру сечениями, негерметичный (кондиционируются блоки РЭО в нем), простейшей и очень легкой конструкции, состоящей из контурного силового шпангоута №1, шести бимсов, которыми шп. №1 соединяется с гермошпангоутом №2, за которым начинается отсек кабины, несъемной обшивки, окантовок и крышек люков;
- на шпангоуте №1 и на бимсах носового отсека РЭО установлены направляющие для сдвига обтекаля антенны РЛС при ее обслуживании;
- надстройка-обтекатель перед козырьком кабины имеет коническую форму, состоит из окантовки, диафрагм и обшивки;
- герметичный отсек кабины имеет переменные сечения, переходящие от круглого по гермошпангоуту №2 к эллипсовидному по наклонному силовому гермошпангоуту №8, остальной его силовой набор состоит из подфонарной рамы, окантовки ниши передней опоры шасси (ПОШ), нормальных шпангоутов №№ 3-6 и усиленного шпангоута №7, обшивка и крышки люков – сборные панели из листового дюраля и профилей (также дюралевых различных сортов этого сплава);
- на силовом гермошпангоуте №8 установлены направляющие катапультируемого кресла;
- ниша ПОШ призматической формы состоит из каркаса, стенок и местных усилений для ее соединения с остальной конструкцией НЧФ и установки механизмов ПОШ и ее створок;
- козырек фонаря кабины конической формы состоит из контурного замкнутого каркаса, собранного из дюралевых профилей, и цельного стекла из закаленного триплекса с пленочным электрическим обогревом;
- подъемная часть фонаря кабины в форме сегмента деформированного эллипсоида состоит из контурного замкнутого каркаса, собранного из дюралевых профилей, проложенного по контуру каркаса и соединенного с пневмосистемой самолета шланга герметизации, цельного стекла из незакаленного для безопасного катапультирования через него триплекса с пленочным электрическим обогревом, а также механизма штатного открытия (возможно от пневмосистемы и ручное) и аварийного сброса;
- закабинный отсек по форме является продолжением предыдущего с плавным увеличением сечений по высоте и уменьшением по ширине;
- закабинный отсек состоит из шпангоутов – контурный №8а наклонный, является стыковым и опирается на силовой гермошпангоут №8, следующие шп. №№ 9 … 13 нормальные, №№ 14 … 17 – силовые и выходят на наружный теоретический контур воздухозаборников, окантовок люков, их крышек, занимающих значительную часть боковых поверхностей отсека, и несъемных обшивок на остальной части;
- обшивка значительной части этого отсека и люки большой площади – трехслойные панели, остальная – листовая
- кроме РЭО в этом отсеке установлены блоки и агрегаты всех других систем самолета (кроме шасси), включая выдвижной электрогенератор с приводом от набегающего потока и расходный бак топливной системы;
- левый и правый воздухозаборники двигателя симметричны;
- воздухозаборник представляют собой «рукав» переменного сечения, подобного сечению канала воздухозаборника (см. силовая установка), но постепенно увеличивающегося, с отделяющим его от фюзеляжа щитком, входной «губой», двойной обшивкой, подкрепленной десятью шпангоутами (последний – силовой, на него крепятся 1-е лонжероны переднего крыла и он стыкуется с 14-м шпангоутом закабинного отсека), двух бортовой нервюр пеерднего крыла, идущей на всю его хорду, а также надстройки и двух стрежней обтекаемого сечения, которыми воздухозаборник соединяется с бортом закабинного отсека;
- отсек двигателя (в нем находится его часть до форкамеры) имеет постепенно сужающиеся сечения в виде деформированных эллипсов;
- силовой набор отсека двигателя самый мощный, состоит из восьми бимсов, двух бортовых нервюр основного крыла, идущих на всю его хорду, передних частей бортовых нервюр основного крыла с разрезом в месте ниши колес ООШ, десяти шпангоутов (№№ 17а … 26, все силовые, но особо мощные шпангоуты – №№ 17а, 25 и 26), местных усилений, окантовок ниш колес ООШ, люков и мест установки пилонов для подвески грузов;
- наружная поверхность отсека – сборные панели из листового дюраля и одиночной предварительно формованных обшивок, конструкция люков и створок отсека подобна створкам ниши ПОШ с отличием в форме и размерах;
- внутренняя обшивка отсека представляет собой трубчатую противопожарную перегородку, подкрепленную бандажами и местными усилениями, полностью изготовлена из титановых сплавов разных сортов;
- закабинный гаргрот в утвержденном проекте «самолета 1504» имел цилиндрическую форму с прямолинейными образующими и служит для обеспечения лучшей взаимной обтекаемости фонаря кабины и остального фюзеляжа, но по ходу испытаний 1-го опытного образца был изменен – см. далее;
- в закабинном гаргроте проложена часть коммуникаций систем;
- закабинный гаргрот разделен по длине на секции;
- силовой набор секции закабинного гаргрота состоит из двух бимсов и диафрагм, секций №№ 1-4 и 6 предварительно формованная листовая дюралевая, секции №5 и устройства выхода воздуха охлаждения двигателя – выклеена из композиционного материала;
- все панели обшивки закабинного гаргрота съемные, установлены на болтах в анкерные гайки;
- узлы установки боковых и центрального пилона подвески грузов представляют собой сложные (особенно, центральный) сборные конструкции, которые служат для крепления и самих пилонов, и разъемов коммуникаций, соединяющих подвешиваемые грузы с системами самолета;
***
- хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) условно цилиндрической формы (плавное сужение – только в ее конце) состоит из основного отсека, в котором находятся форсажная камера двигателя и его регулируемое сопло, а также часть агрегатов и коммуникаций систем самолета, окантовок и самих тормозных щитков, а также верхнего гаргрота;
- основной отсек ХЧФ состоит из двенадцати шпангоутов (все силовые, особо мощные – стыковые №№ 26а и 37 силовые), двух легких верхних бимсов, четырех мощных боковых бимсов, на которые опираются рельсы закатки двигателя, средних частей бортовых нервюр, подкилевой нервюры, усиления подфюзеляжного киля, окантовок люков и их крышек, местных усилений, а также панелей обшивки;
- подкилевая нервюра имеет в утвержденном проекте «самолета 1504» значительную толщину и выступает вверх за обвод гаргрота, плавный переход от нее к обшивке фюзеляжа обеспечивает зализ с переменными радиусами, крепящийся на винтах в анкерные гайки;
- конструкция крышек люков и панелей обшивки и противопожарной трубчатой перегородки такая же, как на др. отсеках фюзеляжа (трехслойные панели не применяются), сужающаяся обечайка перед эжектором – сборная из нержавеющей стали;
- окантовки ниш тормозных щитков призматической формы штампованные из дюраля с наклепанными местными усилениями;
- обводы тормозных щитков в убранном положении вписаны в обводы ХЧФ;
- боковые тормозные щитки представляют собой трехслойные панели;
- нижние тормозные щитки стальные, состоят собственно из щитка (в первоначальном проекте перфорации не имел) и каркаса с механизмом навески;
- гаргрот ХЧФ несъемный, отличается от секций закабинного гаргрота с металлической обшивкой наличием своей подкилевой нервюры, соединенной вертикальными диафрагмами с подкилевой нервюрой на основной части отсека в единую жесткую пространственную конструкцию;
***
- замыкает фюзеляж отсек эжекторного сопла, выполненный зацело с подкилевой надстройкой;
- силовой набор отсека эжекторного сопла состоит из бимсов (предположительно, их 11), шести направляющих створок эжекторного сопла (от этих створок отказались еще в ходе проектирования силовой установки, но сами направляющие остались на всех построенных опытных и серийных самолетах Saab 37), пяти силовых шпангоутов (самый мощный стыковой №37а), хвостовых частей бортовых нервюр крыла, которые вместе с зализами представляют собой жесткие трехгранные конструкции, идущие до заднего обреза отсека, и местных усилений, обшивка предварительно формованная наружная дюралевая, внутренняя – из титанового сплава, передние обечайки проемов эжектора стальные);
- подкилевая надстройка представляет собой продолжение гаргрота и является его хвостовым стекателем, уменьшая сопротивление интерференции фюзеляжа и киля;
- подкилевая надстройка состоит из окантовки, которой крепится к отсеку эжекторного сопла, диафрагм, предварительно отформованных панелей обшивки, а также кронштейнов для установки блоков и антенн РЭО в ней.
Оперение:
- состоит только из основной поверхности вертикального оперения (ВО) на хвостовой части фюзеляжа и малого вспомогательного киля под ней;
- основная поверхность ВО состоит из киля и руля направления, которые вместе имеют трапециевидную форму с большой положительной стреловидностью передней кромки и малой отрицательной для задней кромки;
- профиль ВО тонкий М-устойчивый чечевицеобразный симметричный, его средняя линия совпадает с ПСС;
- основная поверхность ВО складываемая для сокращения потребной высоты укрытий, складывание киля уменьшает высоту снаряженного, но не заправленного и не вооруженного самолета на шасси с 5,6 до 4,0 м (для закатки самолета в стандартные легкие ангары и навесы, применяемые на стационарных авиабазах ВВС Швеции, складывание ее не требуется);
- складывание основной поверхности ВО производится вручную путем расстыковки проушины узла крепления стенки №2, правых проушин стыковых узлов, а также коммуникаций систем в киле, для чего открываются люки на гаргроте, и поворота ее консоли влево до упора (удар в конце хода не допускается), раскладывание – в обратном порядке, эта процедура занимает значительное время;
Фото: https://www.flickr.com/photos/ajw1970/7497723496/
- киль основной поверхности ВО состоит из своей основной части (далее в пределах этого раздела – консоли) и съемной законцовки;
- консоль киля имеет лонжеронную конструктивно-силовую схему с работающей обшивкой, часть ее панелей – предварительно отформованы из листового дюраля, а съемные крышки люков в основании – трехслойные панели с сотовым заполнителем;
- все элементы силового набора этого агрегата – балочного типа;
- продольный силовой набор консоли киля состоит из идущих по его образующим пяти стенок №№ 1, 2, 3 и 5 (№1 идет от бортовой нервюры №1 до предпоследней н-ры №5, стенка №2 – на всю высоту от н-ры №1 до н-ры №6, стенка №3 – между н-рами №№ 1 и 5, стенка №4 – между н-рами №№ 2 и 6, стенка №5 – между н-рами №№ 1 и 5), 1-го главного лонжерона, идущего между н-рами №1 и 6 до стыка со 2-м л-ном (см. далее), стенки №6, идущей от н-ры №2 до стыка н-ры №5 со 2-м л-ном, стенки №7, идущей от н-ры №2 до стыка н-ры №4 со 2-м л-ном, стенки №8, идущей от н-ры №1 до стыка н-ры №3 со 2-м л-ном, а также 2-го л-на, идущего под прямым углом к СГФ на всю высоту киля между н-рами №1 (бортовой) и №6 (концевой);
- поперечный силовой набор консоли киля состоит из поддерживающих носок и сориентированных под прямым углом к стенке №2 одиннадцати диафрагм (№№ 1, 3, 5, 7, 9 идут только от передней кромки до стенки №1, остальные – до стенки №2), а также идущих по потоку шести нервюр, из которых №№ 3 и 4 легкие нормальные, остальные силовые;
- бустер управления рулем направления установлен на силовой н-ре №2 так, что он и качалка РН выступают за обвод ВО влево и закрыты каждый своим обтекателем;
- законцовка киля выклеена из КМ, радиопрозрачная установкой штанги ПВД №2 (под ней размещена антенна РЭО, на первых опытных образцах временно заменена металлической с контейнером дополнительного радиолокационного ответчика дальности, необходимого для точных траекторных изменений в ходе испытаний);
- киль крепится к силовым шпангоутам хвостовой части фюзеляжа ухо-вильчатыми соединениями одним болтом по стенке №2, и двумя болтами в каждом из ухо-вильчатых узлов на 1-м и 2-м л-нах;
- все болты ориентированы вдоль плоскости хорд киля и ставятся с гарантированным малым зазором на периодически возобновляемой смазке;
- руль направления трапециевидный, имеет два концевых и два промежуточных узла навески;
- конструкция РН подобна элевону с отличием только в форме и размерах;
- вспомогательный подфюзеляжный киль имеет на виде в плане четырехугольную форму (стреловидность передней кромки большая положительная, задней – малая отрицательная, законцовка срезана по максимальному взлетному углу) и симметричный профиль в виде сильно растянутого шестиугольника со средней линией по ПСС;
- силовой набор законцовки состоит из бортовой и концевой нервюр, а также переднего и заднего лонжеронов, обшивка работающая – до 1-го л-на радиопрозрачная из КМ, за ним – дюралевая.
***
При проектировании силовой установки и планера самолета учитывалось не только требование достижения заданных летных данных (которые особенно в части скороподъемности, дальности и маневренности в проекте «самолета 1504» были заложены все же ниже, чем у созданных позже других тактических истребителей IV поколения), но и условия технологичности конструкции и удобства доступа к системам и оборудованию, что дало существенное снижение себестоимости ее производства и обслуживания.
Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике
Список использованных источников будет дан в последнем разделе Справочника, посвященном этому самолету
Продолжение следует
Послесловие не в тему: а теперь я как обычно предлагаю Вам, уважаемый читатель, переключить свое внимание и открыть замечательный канал Кот-ученый. Там каждый найдет то, что он ищет – разумное, доброе, вечное. Ну и, конечно, интересное!
Фото: https://www.jugg.se/fullscreen-page/comp-ipr1u74o/d57a4162-19ee-4b15-a475-2bd0474dd5b8/20/%3Fi%3D20