Германия, начало разработки – весна 1933 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Выполненные в 1933 г. лично главным конструктором фирмы «Бауерише Флюгцойгверке» В. Мессершмиттом расчеты компоновки истребителя Bf 109 с двигателем полетной мощностью 700 л.с. и боевым весом 2000 кг по техническому заданию Rüstungsflugzeug IV («Военный самолет 4») показали, что возможно получение скорости устойчивого горизонтального полета до 500 км/ч на границе высотности. На эти величины опирался проект планера самолета во втором приближении и его уточненный аэродинамический и прочностной расчет. При этом, не считаясь с некоторым ростом веса силовых элементов, который можно будет ограничить оптимизацией их конструкции при проектировании, уже в то время Мессершмитт заложил резервы прочности и жесткости по статическим и динамическим нагрузкам (аэроупругие колебания) на возможный рост мощности вдвое, веса – в 1,5 раза, а скорости – на 20%. Дальнейшее их повышение требовало усиления планера, но это было возможно без изменения аэродинамики и наружных контуров планера, а именно они были технологической базой при сборке агрегатов.
Фото: http://www.airpages.ru/lw/mephoto2.shtml
С расчетом на будущее массовое производство, широко предприняты меры по улучшению технологичности конструкции планера путем придания ей простых форм, создания «запасов размеров» силовых элементов на случай непроизвольного невыдерживания контура деталей, смещения стыковых отверстий и прочих видов производственного брака, а также особых мер по улучшению взаимозаменяемости крупных агрегатов.
Такие решения вызвали критику со стороны заказчика, который усмотрел в этом ведущее к потере летных качеств перетяжеление самолета с целью снижения его себестоимости и уменьшения процента брака и сокращения убытков от него для фирмы. Тем не менее, В. Мессершмитт настоял на своем, и добился принятия этих решений. Именно они обеспечили возможность последовательного наращивания скоростных качеств самолета – причем до величин существенно больших, чем указанные выше пределы, а также массовый выпуск самолета в условиях войны, в т.ч. с рассредоточением производства отдельных агрегатов в т.ч. по предприятиям, не имеющим достаточного оснащения и квалифицированных рабочих. Также эти решения обеспечили конструкции самолета высокую ремонтопригодность.
Главный конструктор В. Мессершмитт в разработке исходного проекта истребителя Bf 109 определил именно скорость на средних высотах, соответствующих границе высотности типового двигателя с приводным центробежным нагнетателем, главным показателем его тактико-технических данных, ради которого возможно пожертвовать даже некоторыми другими качествами. Однако ему удалось получить и маневренность на уровне лучших истребителей-монопланов с близкой максимальной скоростью, и дальность достаточную для прикрытия фронтовых бомбардировщиков, штурмовиков и разведчиков.
Упор делался на достижение наивысших скоростей, необходимых именно в наступательных действиях, и на эксплуатацию с аэродромов с твердым покрытием или хорошо подготовленных грунтовых с достаточными размерами взлетно-посадочных полос, в значительный ресурс эксплуатации не закладывался. Все это соответствовало популярной в Германии теории «блицкрига» – молниеносной войны, которую она начнет с подготовленных позиций первой и разгромит армию противника уже в приграничных сражениях.
Для этого первостепенно необходимо захватить господство в воздухе с самого начала боевых действий, что как считал В. Мессершмитт, возможно только в случае преимущества Люфтваффе и в качестве истребителей, и в их количестве. Именно стремление достичь одновременно и того, и другого определило основные идеи всего проекта и распределение приоритетов между силовой установкой, планером и системами будущего самолета.
Итогом такого подхода стало создание такой конструкции планера самолета-истребителя, которая оставалась стабильной и почти не получала принципиальных изменений, (что делалось «сходу» без углубленной проработки альтернативных компоновок) и вплоть до 1939 г.
Крыло, фюзеляж и оперение серийных модификаций самолета Bf 109B, C, D, E и в определенной мере палубного Bf 109T почти ничем не отличались от исходного проекта, за исключением изменений связанных с силовой установкой и вооружением, со времени начала разработки самолета. И только когда слала понятной невозможность дальнейшего повышения скорости и прочности разрабатываемой модификации Bf 109F, его аэродинамика и планер стали меняться.
Ниже приведены сведения о конструкции планера истребителя Мессершмитт Bf 109 в исходном его проекте в том виде, который пошел в постройку первого опытного образца, а далее будут приведены отличия всех модификаций самолета.
Предыдущая часть: Мессершмитт Bf 109 – проект, общие сведения и силовая установка
Крыло:
- удельная нагрузка на крыло значительно выше определенной в ТЗ (что позволило получить более высокую скорость полета);
- полные размеры крыла, элеронов, закрылков и предкрылков, углы отклонения подвижных частей – см. табл. в конце раздела;
- в распространявшихся разработчиком официальных сведениях говорилось, что профиль крыла собственной разработки с постоянной по размаху относительной толщиной 14,5%, но это не соответствовало действительности – см. ниже;
- профиль крыла у корня американский NACA2315 относительной толщиной 15%, что несколько меньше среднего в то время для серийных истребителей – монопланов разработки 1933-1940 гг., у которых эта величина находилась в пределах от 13% до 19%, а среднее значение по выборке из 14 наиболее массовых самолетов этой группы, для которых это значение известно – 15,6%;
- профиль крыла по законцовкам американский NACA2310 относительной толщиной 10%, что примерно соответствует среднему значению по выборке из 13 наиболее массовых типов самолетов этого класса 10,2%, у которых эта величина находилась в пределах от 7% до 16;
- по данным разработчика угол установки крыла по корневому сечению +1°42’ и геометрической крутки нет, по данным обмера трофейного самолета Bf 109E, геометрия крыла которого пока не менялась угол установки крыла равен +1°45’ (возможно, погрешность или округление изменения);
- на виде в плане крыло имеет трапециевидные консоли (общий размах 9,900 м, корневая хорда 2,310 м, концевая – 1,022 м) с законцовками в виде очень удлиненной «полукапли», ширина («размах») которой лишь незначительно больше высоты, они имеют подштамповки под аэронавигационные огни;
- относительное удлинение и сужение умеренные и равны соответственно 5,9 единицы и 2,26 – это близко к среднему значению для серийных истребителей – монопланов разработки 1933-1940 гг., у которых этот удлинение крыла находилось в пределах от 5,4 до 6,6 единицы, а сужение – от 1,75 до 3,0;
- угол поперечного V крыла для достижения устойчивости на вираже и быстрого затухания колебаний самолета после входа в него и при изменении радиуса или направления выбран значительный и составляет +7°10’ по нижнему поясу лонжерона;
***
- крыло состоит из двух консолей с законцовками (также именуемых отъемными частями крыла – ОЧК), зализами, элеронами, закрылками, предкрылками и внутренними монтажами, центроплана как такового нет и все усилия замыкаются на силовые шпангоуты фюзеляжа;
- в ряде источников, в т.ч. основанных на сведениях разработчика указано наличие «центроплана крыла» Bf 109, но в исходном проекте это были лишь две поперечные балки, входящие в конструкцию фюзеляжа и неотделимые от нее, к ним стыкуются консоли крыла по своим лонжеронам и стенкам, см. ниже;
***
- по данным разработчика крыло однолонжеронное (патент В. Мессершмитта), однако фактически изолированная консоль крыла имеет кессонную конструктивно-силовую схему, в которой изгибающий момент воспринимается не только единственным лонжероном, но и образующей замкнутый кессон по всем ее сечениям, а передача его на фюзеляж, где он сходится с изгибающим моментом от противоположной консоли, происходит в одном стыковом узле – см. ниже;
- крутящий момент воспринимается кессоном крыла и всеми девятнадцатью нервюрами консоли, и передается на бортовые нервюры фюзеляжа стыковыми узлами на лонжероне (2 точки) и на корневой нервюре консоли (1 точка), образующих двойной жесткий треугольник;
- распределенная по поверхности крыла перерезывающая сила от воздушных и инерционных нагрузок воспринимается стенкой лонжерона, передней продольной стенкой и стенками или ферменными «змейками» нервюр, а передается на фюзеляж только через стыковые узлы на лонжероне и передней стенке;
- идущий в месте наибольшей строительной высоты профиля крыла лонжерон (здесь и далее применяемые материалы – см. ч. 1), состоит из листовой стенки с подкрепляющими ее устойчивость на сжатие стойками, и поясов плавно изменяющегося переменного сечения их прессованных уголков – передние верхний и нижний на всю длину, а задние верхний и нижний – только примерно на 85% размаха и от корня до этого места лонжерон имеет двутавровое сечение, а дальше – швеллерное, обращенное полками вперед;
- идущая примерно на 25% участков хорд между передней кромкой крыла и л-ном стенка проходит только от нервюры №7, ограничивающей колодец ниши колеса основной опоры шасси, и до законцовки, усилие от н-ры 7 до бортовой передается силовой конструкцией из самого колодца и лотка, в который укладывается амортизационная стойка опоры при уборке – они изготовлены из высокопрочного алюминиевого слава (лист толщиной 1,5 мм, далее мы будем употреблять для таких сплавов наименование «дюраль», хотя его состав несколько отличается от рецептур, принятых во Франции и в СССР, немецкие наименования и механические их свойства – см. ч. 1) и образуют жесткую конструкцию;
- для исключения попадания влаги, снега и грязи в колодец ниш ООШ, его коррозии и потери прочности на нем установлен брезентовый чехол на застежке молния;
- кессон консоли крыла повторяет его профиль и имеет собственную профилировку для образования нужной формы щелей между ним, элероном, закрылком и предкрылком, он состоит из предварительно формованных панелей обшивки, и подкрепляющего их силового набора – поясов лонжерона и стенки, колодца колеса и лотка ниши стойки ООШ, нервюр, а также стрингеров;
- примерно 10% передней кромки консолей крыла от их корневых нервюр занимают поверхностные радиаторы охлаждения масла, они стальные и включены в силовой кессон крыла;
- стрингеры из прессованных уголков из дюраля установлены по одному верхнему и нижнему вдоль передней кромки примерно на 2% хорды от радиатора маслосистемы и дальше по всему размаху, два между н-рами №№ 1-4 по верхней и один по нижней панели (там роль стрингеров играет и лоток ниши ООШ) между передней кромкой и лонжероном, по одному на верхней и нижней панелях между н-рами №№ 7 и 15 примерно на половине расстояния от передней стенки до лонжерона, и за лонжероном по всему размаху примерно на 75% хорды кессона по верхней панели и на 90% по нижней;
- нервюры №№ 1, и 7 силовые ферменные, №19 – силовая балочная (отличается от рядовых наличием поясов таврового сечения), остальные – рядовые балочные и сечение их поясов уголковое;
- пояс нервюры №1 идет по всему профилю крыта и к нему стыкуются зализы, сопрягающие его с фюзеляжем, остальные – только по контуру кессона;
- корневая (бортовая) нервюра консоли крыла ферменная состоит из склепанных между собой носка и отсеков от него до л-на и от л-на до хвостика, а также листовых усилений, отштампованных из твердого дюраля с отбортовками, двух швеллерных раскосов (прессованные профили);
- в корневой нервюре передний раскос идет от единственной проушины стыкового узла на нижнем поясе передней стенки к вилке на стыковом узле лонжерона, а задний – от этой же вилки к нижнему поясу залонжеронной части нервюры примерно на 30% его длины и образованный ими двойной жесткий треугольник и передает крутящий момент с бортовой нервюры крыла на стыковые узлы фюзеляжа;
- корневая нервюра собирается при сборке консоли в стапеле вместе с лонжероном, стенкой и стыковых узлов на лонжероне и стенке;
- силовая нервюра №7 имеет конструкцию, подобную 1-й, но раскосы идут в обратном направлении – перед лонжероном от стыка ее верхнего пояса со стойкой за лотком ниши ООШ до нижнего пояса л-на, а за л-ном – от его нижнего пояса до верхнего пояса н-ры примерно на 80% его длины;
- рядовые балочные нервюры состоят каждая из носка и отсеков между продольными силовыми элементами и задней кромкой;
- все части нервюр отштампованы зацело с отбортовками по поясам и отв. облегчения и собираются в единое целое клепкой в стапеле вместе с продольным силовым набором и панелями обшивки, часть нижних панелей ставится на болтах в анкерные гайки (самоконтрящиеся), что дает доступ к клепке каркаса после установки остальных панелей и к монтажам внутри консоли для их выполнения и обслуживания;
- лобики крыла предварительно формованные, остальные обшивки крыла приобретают свою форму при установке на каркас, для чего установлен строгий порядок клепки или установки винтов, исключающий образование брыжей;
- для доступа внутрь консоли крыла при сборке, техобслуживании и ремонте самолета и его систем предусмотрены съемные панели обшивки на нижней поверхности (те, что ставятся на винтах), а также люки и на нижней, и на верхней поверхности – также с крышками на винтах (анкерные гайки – в их окантовках) и малые без окантовок, заклеиваемые перкалем;
- на всей верхней поверхности ОЧК можно стоять и ходить в обуви без подковок одному человеку при обслуживании и ремонте самолета, но при перемещении от борта консоль должна опираться на козелок – стоять на крыле без него можно только у самого борта фюзеляжа;
- в месте предкрылка лобик обшивки консоли сдвинут назад и имеет особую профилировку, соответствующую оптимальной форме щели при выпуске предкрылка;
- законцовка крыла отштампована из листа мягкого дюраля и крепится к нервюре №19, пояса которой направлены и внутрь, и наружу;
- для исключения возможности возникновения флаттера в носках концевой части консолей крыла установлены грузы, обеспечивающие его 100% балансировку относительно оси жесткости;
- консоль крыла крепится к поперечным балкам фюзеляжа на трех болтах в ухо-вильчатых узлах (см. черт. лонжерона, корневой нервюры и консоли в сборе выше и ниже), которые своей работой на срез передают все действующие на крыло нагрузки – см. ниже;
- передний узел навески консоли состоит из одной проушины на нижнем поясе ее стенки и вилки на передней поперечной балке фюзеляжа, соединяемых болтом, ось которого расположена горизонтально;
- передний узел навески консоли крепится к ее стенке и корневой нервюре фланцевым соединением, поскольку он работает только на передачу перерезывающей силы и крутящего момента, разрывных усилий в болтах крепления не возникает – они работают только на срез;
- задний главный навески консоли состоит из одной проушины на нижнем поясе ее лонжерона и вилки на задней поперечной балке фюзеляжа, соединяемых болтом, ось которого расположена горизонтально, а также из вилки на верхнем поясе лонжерона и проушины на верхнем поясе главной поперечной балки фюзеляжа, соединяемых болтом, ось которого расположена под прямым углом к нижнему болту и под острым углом к ПСС;
- проушина и вилка заднего узла навески крепятся к поясам лонжерона на болтах, работающих на срез и смятие;
- во всех проушинах устанавливаются шаровые вкладыши, которые компенсируют неизбежно возникающее в серийном производстве угловое смещение осей отверстий в значительных пределах, но не их смещение линейное;
- для исключения линейного смещения осей стыковых отв. для всех этих трех стыковых точек на консоли крыла и на фюзеляже изготовлен с очень высокой точностью единый калибр стыка – он же кондуктор сверления отверстий;
- отверстия под шаровые вкладыши в проушинах и ответные отв. под стыковые болты в вилках разделываются совместно по этому калибру стыка с учетом того, что у них разные формы (сферическая и цилиндрическая) и диаметр, по этому же приспособлению стыковые узлы ставятся на каркас;
- стыковой узел проушины с вкладышем представляет собой сферический подшипник, роль обоймы в котором выполняет сама проушина, требования к нему такие же, как и к обычным сферическим подшипникам, что определило сложность самих таких узлов в производстве и их высокую стоимость;
- посадка стыкового болта в узел со сферическим вкладышем такая же, как типового шарнирного болта в сферический подшипник – с малым гарантированным зазором, что определяет более высокую точность изготовления таких болтов, чем обычно для подобных узлов с совместной разделкой цилиндрических или конических отв. на других самолетах;
- установка консоли крыла в производстве делается до навески элерона и поверхностей механизации, в эксплуатации разрешена работа с навешенными подвижными поверхностями при соблюдении мер предосторожности и недопущения их повреждений);
Фото: https://www.flickr.com/photos/133697406@N05/albums/with/72157653893254919
- первым соединяется нижний узел и проштыривается болтом, далее поворотом консоли вверх вокруг этого болта соединяются оси вилки и проушины на верхних поясах лонжерона консоли и задней поперечной балки фюзеляжа и туда также ставится болт (для удобства установки его ось сделана под острым углом к ПСС), при этом проушина на нижнем поясе стенки совмещается с вилкой на нижнем поясе передней поперечной балки фюзеляжа и свой болт ставится и туда;
Фото: https://www.flickr.com/photos/133697406@N05/albums/with/72157653893254919
- установка силовых стыковых болтов производится на густой смазке и первоначально не допускалось забивать их молотком, однако по мере ухудшения взаимозаменяемости серийных изделий и накапливания деформаций узлов в эксплуатации такое разрешение пришлось дать;
- гайки на силовых болтах крепления консолей крыла контрятся шплинтами, кернение не допускается;
Фото: https://www.flickr.com/photos/133697406@N05/albums/with/72157653893254919
- после установки трех силовых болтов крепления консоли крыла производится соединение монтажей механической проводки управления и электрической проводки АНО с ответными системами в фюзеляже и стыки между консолью и фюзеляжем закрываются зализами;
- зализы, закрывающие стыки между фюзеляжем и ОЧК, по каждому борту состоят из трех верхних частей по всей хорде стыка, одной нижней, образующей нижнюю поверхность хвостовой части корня крыла (поскольку там закрылок, с ОЧК стыка нет), а также ленты вдоль нижнего стыка ОЧК и фюзеляжа;
- зализы предварительно отформованы из полос мягкого дюраля и ставятся на винтах в анкерные гайки (самоконтрящиеся) на каркасе ОЧК и фюзеляжа, отв. в зализах и в каркасе под гайки делаются по единым кондукторам;
- таким образом, удалось сократить подгоночные операции при установке консоли крыла и значительно облегчить отстыковкку и установку консоли в полевых условиях, но выросли вес, трудоемкость и стоимость самих стыковых узлов, уменьшились запасы прочности, в верхнем узле лонжерона появились избыточные зазоры, которые не допускали перетягивания гайки на этом болту и приводили к быстрому износу этого узла от усталостных нагрузок (но изначально самолет и не рассчитывался на большой ресурс);
- пока серийное производство самолета было сосредоточено на одном заводе, установкой сферических вкладышей и применением единого калибра стыка удалось добиться полной взаимозаменяемости консолей и фюзеляжей с возможностью их установки вообще без подгонки и перестановки консолей с одного самолета на другой, но с рассредоточением производства по разным предприятиям и изготовлением многих калибров стыков, которые получали неизбежные отклонения по размерам, взаимозаменяемость осталась только в пределах данной серии выпуска;
- левые и правые консоли крыла, элероны, закрылки и предкрылки на них полностью зеркально симметричны;
***
Перекур. Прежде чем пойти дальше, предлагаю отдохнуть, не предаваясь вредным привычкам, а проведя время в интересной беседе на канале Кот-ученый.
***
- элероны типа «Фрайз» с осевой компенсацией зависающие, т.е. на посадке их нейтраль смещается вниз и они начинают работать как щелевые закрылки, сохраняя возможность и управления по крену, они занимают 34,3% полного размаха крыла от его концевых нервюр к середине, хорда элеронов составляет 25% от хорды крыла, относительная их площадь 0,065;
- чтобы не вводить сервокомпенсаторы, усложняющие и удорожающие конструкцию элеронов и увеличивающие массу его весового компенсатора, площадь аэродинамической компенсации элеронов выбрана весьма значительной;
- весовая компенсация элеронов – 100%;
- элерон состоит из сборного балочного лонжерона швеллерного сечения (поз. “b” на рис. ниже), силового лобика, концевого профиля “d”, семи нервюр “c”, уголков “e” для соединения нервюр с л-ном, регулировочной пластины “f”, двух вынесенных за его нижнюю поверхность балансировочных грузов “g”, в которых сверятся отв. до достижения балансировки 100% и затем заклеиваются перкалем (при необходимости увеличения его веса часть отв. заливается свинцом, на чертеже элерон серийного Bf 109B, на котором этот груз оставлен один, но увеличен), узлов навески “a” и полотняной обшивки;
- стыковые узлы навески элеронов ухо-вильчатые (вилки на концевых частях нервюр консоли крыла, проушины со сферическими подшипниками – на лонжероне элерона, ось навески смещена относительно плоскости хорд вниз, но за контур крыла не выступает
- площадь регулировочной (компенсационной) пластины из мягкого алюминиевого спдюраля 0,46% от площади элерона, она наклепана на концевой профиль элерона между н-рами №№ 4 и 5 и отгибается по результатам первых полетов с целью устранения самопроизвольного кренения самолета из-за его аэродинамической и весовой асимметрии;
***
- для улучшения взлетно-посадочных качеств самолета и сокращения потребных размеров аэродромов на самолете установлены щелевые закрылки, представляющие собой полностью отклоняемые поворотом вокруг фиксированной оси на угол до 42 град. (по данным разработчика, по измерению на трофейных и купленных СССР самолетах – 37,5 град.) вниз хвостовые части крыла, тогда как на большинстве других легких самолетов с механизацией крыла в то время применялись щитки-закрылки;
- закрылки занимают 51,5% полного размаха, хорда закрылков составляет 25% от хорды крыла, относительная площадь – 0,135;
- конструкция закрылков такая же, как и элеронов с отличиями по размерам, числу нервюр (десять), формой лобика, отсутствием балансировочных грузов и регулировочной пластины, а также выносом осей узлов навески вниз, благодаря чему в убранном положении закрылок плотно прижат к контуру хвостовой части крыла, а при выпуске закрылок идет по радиусу, определяемому положением этой оси, и щель между ними тем больше, чем больше угол выпуска, что увеличивает обдув его верхней поверхности и затягивает возникновение срыва потока на ней;
***
- для предотвращения сваливания на крыло из-за срыва потока на крыле установлены предкрылки типа «Хэндли Пейдж», которые при падении воздушной скорости ниже 180 км/ч выдвигаются вперед, при этом в образующуюся между ними и основным крылом щель проходит поток воздуха из зоны повышенного давления под крылом на его верхнюю поверхность в зону разрежения, предотвращая срыв потока на участке элеронов и внешней части закрылков, наиболее подверженных срыву, этим обеспечено большое соотношение скоростей максимальных и минимальных эволютивных – по проекту заложено 5:1;
- предкрылки занимают 45,5% размаха крыла, хорда их относительно полной крыльевой 14,5% у корня и 14,1% по законцовке;
- предкрылок собирается путем установки на заднюю обшивку диафрагм и узлов навески (клепка с 2-стороним подходом), после чего передняя обшивка клепается только к задним кромкам задней обшивки с малым шагом заклепок (порядка 10 мм) также с 2-сторонним подходом, а с диафрагмами передняя обшивка соединяется только с концевыми, где также есть 2-сторонний подход для клепки, для чего их пояса развернуты наружу;
- каждый предкрылок навешивается на свою консоль на два узла поз. “b” на рис. ниже, для плотного его прилегания к поверхности крыла вдоль нижней поверхности его передней кромки установлена полоса “a” из мягкого деревянного шпона;
***
- внутренние монтажи крыла включают систем управления самолетом, закрылками, предкрылками и проводку питания АНО;
- монтажи систем управления самолетом и закрылками, а также проводка АНО соединяются с ответными частями в фюзеляже и выполняются по общим чертежам этих групп при сборке крыла (см. следующий раздел), а управление каждым предкрылком является законченным и автономным механизмом, не связанным с другими системами и входит непосредственно в конструкцию крыла;
- система управления предкрылком одной консоли состоит из двух связанных двумя тягами и двумя качалками пружинных механизмов (внешний и внутренний на концах предкрылка), которые держат предкрылок выпущенным до скорости 180 км/ч, когда напор встречного потока воздуха не преодолевает действие пружин, они обжимаются, и предкрылок убирается, при этом жесткая связь между пружинными механизмами исключает перекос предкрылка в его движении из-за разницы в жесткости пружин;
- механизм предкрылков обеспечивает их выпуск, при котором они смещаются вперед и вниз, образуя профилированную щель, в которой передняя кромка консоли крыла – острая, и плотное их прижатие к основной части крыла;
- поскольку изготовление пружин со стабильной жесткостью технически сложно, а в массовом производстве даже затруднительно, пружины левого и правого механизма на конкретный самолет подбираются из партии по жесткости, если же в ходе эксплуатации разница в их жесткости начнет увеличиваться, что ведет к неодновременности уборки и выпуска предкрылков, есть возможность зафиксировать их в убранном положении при техобслуживании самолета.
Подробные размеры самолетов Мессершмитт Bf 109
Фюзеляж:
- имеет хорошо обтекаемое предельно обжатое сечение с закрытой кабиной, обводы которой плавно переходят в сильно сужающийся к хвосту фюзеляж с миделем по кабине 0,955 кв.м – высота в этом сечении (по кабине) 1,385 м и ширина 0,820 м, приведенный диаметр – 1,103 м;
- поверхности фюзеляжа в месте сопряжения со стабилизатором близкие к плоским, чем не допущено возникновение затирания или больших щелей при перестановке стабилизатора;
- исходя из предполагаемого применения самолета в скоротечных наступательных операциях, в которых сразу будет завоевано господство в воздухе, неизбежное при такой компоновке значительное ухудшение обзора назад и вниз признано заказчиком несущественным;
- носовая часть (установка двигателя, гликолевого радиатора и других агрегатов силовой установки с их капотом и тоннелем) формально в конструкцию фюзеляжа не входит и относится к силовой установке, однако именно она задает обтекание не только всего фюзеляжа, но и стыка с крылом, а применение V-образного двигателя с шириной по картеру в верхней части меньше, чем по цилиндрам внизу, позволило выбрать яйцеобразную форму сечений носовой части и остальных, которая обеспечила снижение сопротивления интерференции между крылом и фюзеляжем без применения слишком больших зализов и уменьшила возможность затенения оперения и возникновения на нем бафтинга;
***
- конструктивно и технологически фюзеляж собирается из трех частей – носовой от противопожарной перегородки (шп. 1, перед которым расположен мотоотсек) и по шп. 5, средней между шп. 5 и 12 и хвостовой от шп. 12 и до конца агрегата;
- сборка носовой и средней частей фюзеляжа (НЧФ и СЧФ) начинается каждой в своем приспособлении, но заканчивается их соединением заклепками и установкой панелей обшивки в общем стапеле, после чего НЧФ и СЧФ становятся единым неразъемным агрегатом;
- соединение ХЧФ с остальным фюзеляжем выполняется на болтах и она может быть снята при капремонте самолета;
- конструктивно-силовая схема всех частей фюзеляжа – балочно-стрингерный полумонокок с работающей обшивкой;
***
- основной материал фюзеляжа – дюраль различной твердости в листах и профилях (обшивки, стенки, шпангоуты, пол, окантовки вырезов и крышки люков, стрингеры и бимсы);
- стрингеры – тонкостенные гнутые профили уголкового или Z-образного сечения, в отдельных местах склепанные друг с другом до образования сечения таврового или открытого швеллерного, или тонкостенные катанные с образованием отбортовок по краям;
- два самых нагруженных бимса (в советских технических описаниях трофейных и закупленных самолетов они названы лонжеронами фюзеляжа) выполнены из прессованных уголков, склепанных с уголками гнутыми для перестыковки с другими деталями, два со средним уровнем нагружения – из толстостенных гнутых уголков, остальные – из тонкостенных дюралевых профилей швеллерного или U-образного сечения с отбортовками, которыми они приклепаны к обшивке с образованием закрытых сечений с работой на касательные напряжения в них и присоединенных участков обшивки;
- в местах установки верхних узлов крепления бака в дюралевые профили вставлены на болтах массивные деревянные поперечные балки, которые смягчают передающиеся на бак от самолета и от бака при резком движении топлива в нем на самолет ударные и вибрационные нагрузки – это единственные неметаллические силовые элементы каркаса в исходном проекте самолета;
***
- НЧФ состоит из установленных под прямым углом к СГФ шпангоутов № 1…5, пола кабины, который представляет собой единое целое с наклонным шп. №3, трех вспомогательных полушпангоутов под полом кабины, приборной доски кабины (является силовым элементом, подкрепляющим ее вырез спереди), четырех бимсов, идущих на всю длину НЧФ, постамента пулеметов с вырезом, крепящегося к этим бимсам и шп. №1 перед кабиной, двух бимсов, идущих между шп. №№ 1-2 незначительно выше СГФ, двух бимсов между шп. №№ 1-4, на которых установлен пол кабины, двух стрингеров, идущих от точки пересечения плоскости шп. 4 и СГФ по образующим фюзеляжа до шп. 5, двух бимсов, идущих на всю длину агрегата по его нижним «граням», усилений под установку систем, левой и правой бортовых нервюр и установленных на них и на шп. №№ 1 и 2 стыковых узлов навески ОЧК;
- силовой шпангоут №1 является одновременно противопожарной перегородкой, несущей конструкцией для установки моторамы (с усиливающими узлами, которые обеспечивают передачу усилий от тяги, веса и инерционных сил двигателя и др. агрегатов силовой установки на продольные силовые элементы) и в нижней своей частим – передней поперечной балкой фюзеляжа, на которую крепятся стенки консолей крыла – см. выше, а также узлы навески основных опор шасси;
- пояса нижней части шп. 1 – силовой балки из катанных стальных профилей, стенка – из дюраля средней прочности, подкреплена вертикальными стойками из профилей и косынками также из дюраля;
- силовая балка на шп. №1 соединена с бортовой нервюрой фюзеляжа, которая состоит из своих поясов и глухой стенки с подкрепляющими стойками (все – дюраль высокой прочности);
- в местах соединения нижнего пояса этой балки установлена вилка для соединения с проушиной на нижнем поясе стенки ОЧК;
- на силовой балке шп. №1 в местах ее соединения с бортовой нервюрой установлены шарнирные узлы навески основных опор шасси – они вынесены вперед относительно оси шп. 1 и для исключения нагружения этого шпангоута «из своей плоскости» покреплены каждый двумя подкосами;
- на стенку шп. №1 борта фюзеляжа между шп. №№ 1-4 выведены коммуникации и разъемы систем самолета, чем обеспечен удобный доступ к ним для сборки, обслуживания и ремонта;
- силовой шпангоут №2 вместе с приборной доской ограничивает вырез кабины спереди, его нижняя часть является силовой балкой с верхним и нижним поясами, к которой крепятся ОЧК по лонжеронам;
- пояса нижней части шп. 2 – силовой балки с конструкцией, подобной такой части на шп. 1, но с силовыми элементами большего сечения;
- к поясам нижней балки шп. 2 в местах их соединения с поясами бортовых нервюр, усиленного уголками и накладками, крепятся узлы стыка с лонжероном крыла – проушина к верхнему и вилка к нижнему поясу;
- на силовой пол и шп. №3 с глухой наклонной стенкой крепятся сиденье летчика и агрегаты поста управления над ними, и топливный бак под ними;
- три вспомогательных полушпангоута поддерживают пол кабины и шп. 3 снизу, они рассечены люком для монтажа топливного бака, имеющим силовую окантовку и легкую крышку;
- шп. 4 ограничивает глубокую часть выреза кабины, за ним его контур поднимается до верхнего обреза фюзеляжа;
- рамный шп. 5 ограничивает отсек сзади;
- на расстоянии 140 мм от шп. 5 вперед расположен вспомогательный полушпангоут, занимающий высоту от средних стрингеров (по СГФ) до верхних бимсов, на него крепится конструкция для навески бака;
- в передней части НЧФ находятся пулеметная установка с патронными ящиками, приборная доска с ее оборудованием, посты управления и проводка, идущая к силовой установке и вооружению;
- часть НЧФ перед кабиной закрыта крышкой, снятие которой открывает доступ к пулеметам, патронным ящикам и к приборной доске с ее тыльной стороны (подключение указателей);
- отсек бака расположен между шп. 3 и вспомогательным полушпангоутом на расстоянии 140 мм от шп. 5, монтаж его – через нижний люк;
- в пространстве над баком за креслом летчика находится багажник для его личных вещей, необходимых при быстром перебазировании, он отделен от остальной кабины наклонной панелью по вырезу задней части кабины и закрывается люком, предупреждающим выпадение вещей в полете;
- обшивки НЧФ состоят из сборных схемных верхней панели перед кабиной, монтажного люка бака под ней и формованных листов без подкрепляющих элементов – левой и правой верхних между шп. №№ 1-5, треугольных панелей между задним остеклением кабины, верхними бимсами фюзеляжа и краем отсека, узких средних листов (разделение введено из-за значительного изменения кривизны поверхности агрегата в этом месте) и панелей днища – перед баком цельной и за ним разделенной на левую и правую половины;
- панель перед кабиной в проекте установлена на винтах в анкерные гайки;
- по левому борту за задним остеклением кабины предусмотрено место для того, чтобы можно было браться руками при входе в кабину – оно состоит из вделанного внутрь под обшивку штампованного короба, окантовки с трубой по нижнему краю, за которую можно браться рукой и подтягиваться на ней, и подпружиненной крышки на рояльной, которая вдавливается рукой внутрь, а при освобождении возвращается обратно;
- по левому борту фюзеляжа под фонарем кабины сделан малый круглый люк для доступа к монтажам проводки в кабине под левым ее пультом снаружи, а по правому – управляемый клапан для вентиляции кабины при закрытом ее фонаре;
***
- средняя часть фюзеляжа состоит из стингеров, и разделенных по ПСС на левую и правую половины секций обшивки, понятие «шпангоутов» с технологической точки зрения для нее условное, поскольку роль их поясов и стенок выполняют отбортовки с обеих сторон каждой второй секции обивки, а также одного вспомогательного полушпангоута в верхней части СЧФ между шп. 5 и 6, на который крепится радиостанция (подобное решение впервые было применено американской фирмой «Грумман» в 1931 г.);
- между шп. 4 и 6 установлен стеллаж из профилей и листовых деталей из алюминиевого сплава, на который крепится кислородное оборудование;
- между шп. 7 и 9 установлен стеллаж из профилей и листовых деталей из алюминиевого сплава, на который крепится радиооборудование;
- заготовки всех секции обшивки выкраиваются по шаблонам развертки детали;
- отбортованные секции обшивки изготавливаются холодной штамповкой, неотбортованные – формуются на каркасе при сборке СЧФ в стапеле подобно обшивкам крыла, но до начала клепки крепятся технологическими болтами к отбортованным, чем исключается их смещение, по ходу клепки эти болты постепенно заменяются заклепками;
- левые и правые половинки секций обшивки СЧФ склепаны друг с другом внахлест по верхнему и нижнему стрингерам (их сечение – швеллер с отбортовками наружу), а с соседними секциями – по боковым краям (на каждом втором – с отбортовками, см. выше);
- на шп. 11 закреплена сквозная труба, служащая такелажным и швартовочным узлом, отверстия в обшивке напротив нее заклеены перкалем;
- на шп. 12 установлен передний силовой узел навески оперения;
- в СЧФ установлены радиостанция и кислородное оборудование, там проходит проводка управления рулями высоты и направления, доступ к ним для обслуживания – через люк по левому борту;
- в первой секции СЧФ по левому борту между шп. 12 и 13 вделана ступенька для удобства входа в кабину и выхода из нее – ее конструкция такая же, как ручки за остеклением кабины, но она отличается размерами и «перевернута» – рояльная петля находится на ступеньке внизу, а не вверху, крышка вдавливается носком сапога и на нее подошва наступает;
***
- хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ) состоит из двух ограничивающих ее силовых шпангоутов, расположенного между ними вспомогательного шпангоута из двух поясов по бортам на расстоянии 250 мм от шп. 12 и 260 мм от шп. 13, одного верхнего, двух боковых стрингеров и левого и правого бимсов, поддерживающих установку хвостовой опоры шасси и нижний узел навески РН, окантовки выреза ХОШ внизу, окантовок вырезов под тросы управления РН по левому и правому бортам, стыковых узлов навески поверхностей оперения (задний) и РН (нижний), левый и правый узлы навески подкосов стабилизатора, а также обшивок и –ов (зализы, закрывающие стыки консолей стабилизатора и киля ставятся по отдельным чертежам и в эту группу не входят);
- в ХЧФ находятся проводка и механизмы управления и установка ХОШ;
- проем за хвостовой опорой шасси закрыт дюралевой крышкой по обводам фюзеляжа, которая ставится на болтах в анкерные гайки в его окантовке, в ней есть овальное отв. под стойку ХОШ;
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
- фонарь кабины состоит из передней части – ветрового козырька с нижними стеклами, жестко закрепленной на НЧФ, открываемой для входа в кабину и выхода из нее средней части, а также задней части, которая при аварии сбрасывается и стягивает за собой и среднюю часть;
- рамы всех частей фонаря кабины отдельные, собираются из дюралевых и стальных гнутых уголков и труб, рама задней части в своих нижних углах имеет массивные дюралевые бобышки для упора открываемой части, изготовленные фрезерованием из дюраля;
- все прозрачные панели из плексигласа одинаковой толщины – плоские, а также гнутые по поверхности цилиндра или двойной кривизны предварительно в нагретом состоянии, что позволяет им сохранять форму без остаточных внутренних напряжений, вызывающих быстрое помутнение оргстекла;
- все стекла, кроме форточек вделаны в раму на винтах через резиновые уплотнители, чем достигается отсутствие тока воздуха через них и вибраций;
- размеры разверток и толщина панелей подобраны так, чтобы они сами не вибрировали как мембраны;
- козырек кабины состоит из рамы и шести прозрачных панелей – лобовой, левых и правых верхних и нижних боковых (все они плоские), а также формованного верхнего стекла двойной кривизны;
- рама козырька окантовывает его со всех сторон и разделяет все стекла;
- нижние стекла козырька предназначены для улучшения естественного освещения приборной доски;
- средняя часть фонаря кабины имеет левое и правое плоские боковые стекла, разделенные на задние части, жестко крепящиеся к ее раме, и передние форточки, сдвигаемые назад и фиксируемые в нужном положении только на трении, и верхнее гнутое стекло цилиндрической формы;
- задние кромки форточек и передние кромки боковых стекол средней части фонаря свободные, остальные заделаны в его раму;
- ручки форточек у их передних кромок выступают внутрь и наружу (по некоторым данным в исходном проекте их не предусмотрели, и для открытия форточки надо было браться за ее стекло, открыть форточку в перчатке оказалось невозможно);
- средняя часть фонаря кабины открывается снаружи откидыванием вправо, для чего необходимо сдвинуть назад форточку на левом его боковом стекле, потянуть назад ручку замка по левому борту кабины у переднего угла форточки и поднять крышку фонаря движением к правому борту, пока она не достигнет крайнего положения, определяемого длиной стального тросика, связывающего ее с неподвижной задней частью фонаря;
- открываемая часть фонаря установлена на отдельных жестких петлях, соосность которых при сборке рамы обеспечивается приспособлением, включающим их общую ось;
- в петлях крепления открываемой части фонаря кабины установлены валики, имеющие только одну головку с задней части петель, в передней части они никак не фиксируются и средняя часть от поступательного перемещения вперед или назад удерживается только упором в козырек и заднюю его часть;
- закрытие фонаря летчиком в кабине производится возвращением ее крышки в исходное положение и закрытием замка той же ручкой, открытие из кабины – в обратном порядке;
- в закрытом положении крышки фонаря трос ее фиксации висит петлей за головой летчика;
- задняя часть фонаря кабины сбрасываемая, состоит из рамы и левых и правых плоских нижних боковых стекол и левых и правых верхних цилиндрических стекол, разделяющая их верхняя (осевая) балка рамы усиленная для установки антенны радиостанции, а в нижние углы рамы вделаны массивные бобышки для упора открываемой части фонаря;
- задняя часть фонаря кабины крепится к бортам фюзеляжа за ней и к перегородке багажника алюминиевыми легко срезаемыми заклепками;
- преимуществом выбранного способа открытия фонаря кабины является только отсутствие направляющих, выступающих из бортов фюзеляжа, недостатки его – больший в сравнении с фонарем со сдвигом крышки назад вес при худшей жесткости (что в пределах изначально назначенного малого ресурса самолета проявиться было не должно), а также совершенная невозможность открыть его в полете даже на малой скорости;
- для аварийного покидания самолета в полете предусмотрен сброс средней и боковой частей фонаря;
- для сброса фонаря летчик тянет на себя ручку у нижнего левого стекла козырька;
- поворот ручки вызывает движение двух тяг, уложенных по левому и заднему краях выреза кабины, они срывают замки с витых цилиндрических пружин, они распрямляются, срезают заклепки крепления задней части фонаря, толкают ее назад, она выходит в поток и, работая как «тормозной парашют», стягивает также назад лишившуюся заднего упора подвижную часть фонаря;
- при аварийном сбросе стягивание средней части начинается не сразу после схода задней части, а когда распрямится связывающий их трос и растянутся до заданной длины пружины на его концах, обеспечивающие плавность схода с места задней части;
- механизмов сброса два по левому и правому задним краям задней части фонаря, они соединены поперечной тягой, обеспечивающей синхронность их срабатывания;
- каждый механизм сброса состоит из трубчатого корпуса, крепления, массивного упора и пружины строго заданной жесткости – стальная проволока диаметром 2 мм, длина в сжатом состоянии 175 мм, ход механизма 40 мм;
- механизм сброса прост и надежен, но имеет значительную себестоимость (пружины, литые, фрезерованные и точеные детали), его недостатком является возможность быстрого смещения сбрасываемой средней части фонаря вбок к голове летчика при неудачном направлении скольжения самолета, аэродинамических и инерционных сил – он должен быть готов защититься от удара руками.
Оперение:
- установлено на хвостовой части фюзеляжа, однокилевое, состоит из горизонтального и вертикального оперения (ГО и ВО);
- благодаря выбранной передней центровке и длинной хвостовой балке (аэродинамическое плечо ГО 5,430 м) удалось обойтись минимальными величинами площадей ГО и ВО, но пришлось ввести механизм перестановки стабилизатора;
- рули высоты и направления (РВ и РН) имеют развитую роговую компенсацию, обе половины РВ имеют регулировочные пластины, подобные таковым на элеронах, но триммеров и сервокомпенсаторов нет – по той же причине, что и на элеронах;
- подробные сведения о размерах оперения самолета – см. табл. в конце раздела;
- весовая балансировка РВ и РН 100% достигается так же, как и на элероне, но балансировочные грузы представляют собой цельные литые из магниевого сплава роговые компенсаторы этих рулевых поверхностей;
***
- ГО имеет симметричный аэродинамический профиль относительной толщиной по САХ 10%;
- форма в плане консоли ГО трапециевидная со скругленными законцовками с треугольным вырезом в корневой части задней кромки для обеспечения отклонения руля высоты;
- ГО переставное с возможностью отклонения стабилизатора в пределах ±5°;
- первоначально нейтральный угол установки ГО для взлета, полета и маневрирования на всех режимах, кроме планирования на малых оборотах или с выключенным двигателем и посадки выбран нулевой (а по др. данным – даже отрицательный), что соответствовало «правилу продольного V», но поскольку выдержать расчетный запас статической устойчивости не удалось, его пришлось увеличить до +3 град., что увеличило аэродинамическое сопротивление ГО и снизило его эффективность при маневрировании;
- в полете перестановка ГО используется для триммирования самолета по тагнажу и этим можно полностью снять с нее балансировочные нагрузки – правильно оттримированный самолет летит горизонтально без тенденций к кабрированию или пикированию с брошенной ручкой управления;
- поперечного V ГО не имеет;
- ГО переставное – летчик в полете может изменять его положение от крайних, ограниченных упорами;
- ГО состоит из стабилизатора и РВ, которые в свою очередь делятся на левую и правую половины;
- в конструкции каркаса оперения применены только тонкостенные гнутые дюралевые профили – дешевые в производстве;
***
- консоль стабилизатора состоит из верхней и нижней панелей, образующих сразу и главный лонжерон, установленный под прямым углом к ПСС в месте наибольших толщин профиля, и стенку вдоль ее передней кромки, и нервюры, и верхние и нижние обшивки, лобика и узлов навески РВ, а также закоцовки;
- верхняя и нижняя панели зеркально симметричны и состоят из половины лонжерона, половины стенки (профили Z-образного сечения), передней и задней частей нервюр также Z-образного сечения, но не из полуфабрикатов, а штампованных из листа дюраля, и обшивки, задняя кромка которой опирается только на хвостики нервюр и жесткость им придают приклепанные вдоль полосовые профили с отогнутыми передними краями – панели подаются на сборку консоли стабилизатора в таком виде;
- на корневых краях панелей обшивки стабилизатора наклепаны зализы, улучшающие обтекание их сопряжения с фюзеляжем и килем, но с их обшивками они не соединены, а скользят вдоль них при перестановке ГО;
- во внутренних полках лонжеронов, которыми они будут соприкасаться при сборке, заранее в общем кондукторе делаются отв. под соединяющие их заклепки – необходимо точно выдержать взаимное положение этих профилей и при выполнении отв. под заклепки, и потом при сборке панелей;
- в стапеле сборки консоли стабилизатора верхние и нижние его панели соединяются и фиксируются, затем в отверстиях в хвостовых частях нервюр ставятся болты, а обращенные вперед полки стенки, которыми панели соприкасаются, склепываются;
- все внутреннее пространство стабилизатора от задних кромок его обшивки и до лонжерона остается открытым и заклепки по обращенным назад полкам лонжеронов, которыми панели также соприкасаются, ставятся безударно механическими обжимками с длинными губками, изготавливаемыми специально по чертежам этого самолета;
- в стенке стабилизатора в ее плоскости хорд вделаны вкладыши с самоконтрящейся резьбой;
- лобик консоли стабилизатора – узкий желоб по форме его носка, изготовлен литьем из магниевого сплава, крепится к резьбовым вкладышам в передней стенке болтами, конические шлицевые головки которых шпатлюются;
- на внешней нервюре консоли стабилизатора установлены анкерные гайки для крепления законцовки стабилизатора;
- законцовка стабилизатора состоит из основной части, имеющей U-образное сечение и форму на виде в плане по контуру агрегата с учетом подреза под роговой компенсатор РВ и задней стенки;
- задняя стенка законцовки стабилизатора состоит из верхней и нижней половин Z-образного сечения, склепанных по средним поясам, а на внешних установлены анкерные гайки;
- основная часть и половинки задней стенки стабилизатора изготовлены штамповкой из листового дюраля, причем для первой детали требуется много переходов из-за большой глубины вытяжки и малого радиуса кромки;
- основная часть и задняя стенка законцовки стабилизатора склепываются по внутренним поясам верхней и нижней стенки, а по остальному контуру ставятся винты в анкерные гайки, которыми она крепится и к консоли стабилизатора;
- консоли стабилизатора в сборе с законцовками соединяются по передним стенкам (предположительно, в проекте они были из стальных тонкостенных труб), а проушинами на лонжеронах – к двусторонней вилке-шарнире на киле (поз. “d” на его рисунке – см. подраздел по вертикальному оперению), шарнирными узлами на нижних поясах лонжеронов – с ответными узлами на подкосах, расположенных на одной оси с двусторонней вилкой-шарниром, все эти узлы безмоментные, но лонжероны консолей стабилизатора поддерживают подкосы, идущие от низинки шп. №12 (на нем же крепится и механизм перестановки ГО, и ХОШ) к нижней полке консоли ГО на середине ее размаха;
- узлы навески РВ крепятся к трем нервюрам стабилизатора – внешним и средней, на которой же находится узел соединения с подкосом стабилизатора;
- половина руля высоты состоит из лонжерона с установленными на нем узлами навески, выполненного как единая сборка с лобиком роговым компенсатором – поз. “a” на рисунке ниже, семи нервюр “b” (внутренняя образует контур выреза в РВ), уложенных на н-ры №№ 4 и 6 косынок “e” для подкрепления установки 2-го и 3-го узлов навески, кромочного профиля, рогового компенсатора, приклепанной к кромочному профилю, весового балансира “f” и полотняной обшивки, регулировочный «нож» (триммерная пластина “d”) первоначально в проекте не предусматривался;
- половины РВ соединены по лонжеронам в единое целое трубой, на которой установлена качалка РВ («кабанчик»);
***
- ВО установлено в плоскости симметрии самолета, но профиль его несимметричный (относительная толщина по условной САХ 10%), чем достигается компенсация реактивного момента воздушного винта;
- ВО состоит из киля, РВ и зализов, соединяющих киль и обшивки хвостовой части фюзеляжа;
- конструктивно киль состоит из законцовки (обозначена буквой “a” на рисунке ниже), передней кромки (на рисунке не обозначена, но видна), направляющей “b”, обеспечивающей перемещение переднего узла навески стабилизатора при перестановке ГО, корневой нервюры (на рисунке специально не обозначена, но ее передний торец виден там же, где и поз. “b”, “e”, “f”), левой и правой боковых панелей обшивки “с”, двусторонней вилки-шарнира “d”, обеспечивающей поворот левой и правой консолей стабилизатора при его перестановке, для чего она установлена на одной оси с проушинами подкосов стабилизатора, установленного вертикально в передней части корневой нервюры ушкового болта “е”, которым киль крепится к ответной проушине на фюзеляже, а также монтажной плиты, которая служит для удобства точного соединения без ручной подгонки корневой нервюры, направляющей стабилизатора, передней кромки и обшивок в стапеле;
- конструкция и порядок сборки основной части киля подобны консоли подобны консоли стабилизатора с отличием в размерах и пропорциях (намного меньше удлинение и больше сужение), нервюр всего три (корневая, средняя и концевая), а лонжерон сдвинут к задней кромке киля и находится у края панелей обшивки, залонжеронные части нервюр короткие;
- законцовка киля штампуется зацело из листа мягкого дюраля вместе с основанием задней (короткой) мачты антенны, напоминая сильно сплюснутую «лейку»;
- передняя кромка РН повторяет заднюю кромку киля и хвостовой обрез фюзеляжа, задняя криволинейная с переменной кривизной (наименьшей в средней части);
- РН состоит из склепанного вместе с гнутой из листа дюраля передней кромкой лонжерона (поз. “c” на рис. ниже) с тремя узлами навески (против концевой нервюры киля и продольных силовых элементов ХЧФ – верхних и нижних), и двурогой качалки “I” подключения тросов управления внизу, семи нервюр “b”, четырех накладок (книц) “c”, усиливающих соединение нервюр, на которых установлены верхний и средний узлы навески, с полами лонжерона, U-образного профиля по верхней части задней кромки “f”, U-образного (переменного сечения) нижнего желоба “f”, образующего нижний обвод РН и усиливающего соединение его нижней н-ры (на которой также узел навеки РН) с лонжероном, нижней части задней кромки “g” с очком для крепления аэронавигационного огня, а также весового балансира (противофлаттерного груза) “h” в роговом компенсаторе РН;
- регулировочная пластина на РН в проекте не была предусмотрена, но введена по результатам испытаний;
- в киле установлен механизм перестановки стабилизатора и проходит крайняя тяга управления РВ;
- после установки киля с законцовкой и РН, подключения всех тросов и последней тяги управления к качалкам на рулевых поверхностях с регулировкой их хода производится установка зализов, сопрягающих киль с поверхностью фюзеляжа – одного переднего глубокого U-образного сечения с профилем, как у лобика киля, и двух почти плоских боковых;
- зализы киля входят в конструкцию оперения и ставятся в анкерные гайки на фюзеляже и на корневой нервюре киля.
Технические надписи и знаки:
- на планере предусмотрено нанесение технических надписей и знаков черной, красной или белой краской в зависимости от тона обшивки краской ясно читаемым шрифтом;
- надписи указывают способ открытия фонаря кабины и люков, тип и при необходимости давление зарядки применяемых жидкостей и газов, порядок (нумерацию) отвинчивания и завинчивания винтов съемных панелей, дают предупреждения о запрете определенных действий;
- знаки (стрелки, символы, риски, точки) указываю на нахождение точек обслуживания под данным люком, места установки козелков и такелажных устройств;
- на фюзеляже снаружи отмечено ясно видимое положение его технологических баз – плоскости симметрии самолета (ПСС) и строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), для чего на его верхней части и на бортах установлены заклепки с выступающей полукруглой головкой (остальные заклепки на внешней поверхности фюзеляжа – потайные), на которых нанесены краской риски вдоль этих плоскостей;
- для нивелировки планера самолета используются осевые точки на фюзеляже, нанесенные краской реперные точки на нем и на других агрегатах, шаблоны-рубильники, отвесы, универсальный и специальный мерительный инструмент, в т.ч. угломер с отвесом;
- люки заправки топливом и маслом имеют цветовую маркировку – о них в разделе «Силовая установка».
Чтобы сократить трудоемкость сборочных операций, почти полностью исключив из них слесарную подгонку, пришлось пойти на создание чрезвычайно дорогостоящего комплекса оснастки для всех агрегатов планера, который использовался на всех этапах производства от изготовления заготовок деталей и до окончательной сборки. Он включал натурные плазы, вычерченные на металле по теоретическим чертежам и таблицам, шаблоны заготовок, контуров и сечений готовых деталей, эталоны и контр-эталоны всех стыков, а для деталей, изготавливаемых листовой штамповкой – и поверхностей, кондукторы сверления отверстий (в т.ч. совместно в сопрягаемых деталях), а также сборочные приспособления и стапеля, причем плазы стали единым источником размеров, осей и контуров, через который увязывалась вся остальная производственная оснастка. Фактически комплекс производственной оснастки был такой же, что примерно в то же время разрабатывался компанией «Дуглас» в США для серийного производства самолета DC-2, которая запатентовала это как свое изобретение под наименованием «плазово-шаблонный метод сборки и увязки оснастки» – ПШМ. Однако достоверных сведений о покупке или заимствовании другим путем ПШМ фирмой «Мессершмитт» у компании «Дуглас» или наоборот нет – возможно, они разработали такой метод независимо, поскольку он логично вытекал из методов, уже существующих, и возможных путей их совершенствования.
Указанный метод начинал давать выгоду только при массовом производстве, и решить использовать его в проекте такой новизны – шаг чрезвычайно рискованный в финансовом плане. А когда такой сложный, объемный и дорогостоящий комплекс оснастки создан, он может стать «тормозом» дальнейшего улучшения конструкции самолета, поскольку это тянет за собой опять же и изменение этой оснастки, часть которой будет просто выведена из строя, а другую часть придется переделывать.
Так что возможно не только правильно разработанная конструкция планера со значительными резервами по восприятию нагрузок, но и это обстоятельство стало причиной того, что конструкция эта держалась без принципиальных изменений по планеру от первых самолетов и вплоть до модификаций Bf 109E и Т (кроме удлиненной части крыла), выпуск которых продолжался шесть лет – с 1935 по 1940 г.
***
Листая таблицы по этой ссылке смотрите:
- размеры планера самолеты Мессершмитт Bf 109 общие и отдельных агрегатов исходном проекте подробно
- Сравнение размерности, элеронов и механизации крыльев самолетов-истребителей 1930…1940-х гг.
***
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!