СССР, начало разработки – конец ноября 1971 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Остановка в августе 1971 г. строительства опытного образца легкого самолета-штурмовика ЛСШ разработки Опытного конструкторского бюро «Кулон» Павла Осиповича Сухого на Новосибирском авиационном заводе не означала прекращения работ по таким самолетам в этом коллективе. Это считал необходимым Генеральный конструктор Сухой, и его поддерживали заместитель Главкома Военно-Воздушных Сил Маршал авиации А.Н. Ефимов – в годы Великой Отечественной войны летчик-штурмовик, дважды Герой Советского Союза, начальник Отдела опытного строительства авиационной техники Управления заказов Главного штаба ВВС Ш.К. Рахматуллин, заместитель командующего 16-й Воздушной Армией генерал-майор М.К. Дубинский. Последняя представляла собой ВВС Группы Советских Войск в Германии, а она являлась передним краем противостояния с НАТО и считалась самым танкоопасным направлением. В Советском Союзе видели, как наращивается и совершенствуется эта составляющая военной мощи вероятного противника и искали способы борьбы с этим.
Предыдущая часть: Сухой Су-25 – проект ЛСШ
ЛВСШ – «Легкий войсковой самолет-штурмовик», уточненные тактико-технические требования
ЛВСШ («Легкий войсковой самолет-штурмовик»), уточненные тактико-технические требования и проедэскизный проект, легкий штурмовик.
В СССР смогли ознакомиться с образцами американского основного боевого танка М60 и знали о разработке проекта ХМ80 ему на замену, высоко оценивали потенциал нового западногерманского «Леопарда» 1 и даже старого английского «Центуриона». Рассматривались самые разные варианты борьбы с ними – от развития классической артиллерии и противотанковых управляемых ракет и до использования бомбардировочной авиации и тактического ядерного оружия. Ефимов, Дубинский и Командующий Сухопутными Войсками генерал армии И.Г. Павловский считали лучшим вариантом боевые вертолеты и самолеты-штурмовики. Ни того, ни другого в чистом виде Вооруженные Силы СССР пока не имели, и средства для решения этой задачи приходилось изыскивать подручные, приспосабливая существующую технику – вертолеты транспортные, истребители-бомбардировщики и фронтовые тактические бомбардировщики, но все это было полумерой, не способной дать должный эффект.
Сторонники этой точки зрения добились положительного решения в отношении транспортно-боевого вертолета Миль Ми-24 с широкими противотанковыми возможностями, но легкий штурмовик ЛСШ пока такой поддержки не получил. От специализированного штурмовика не отказывались, но предложенный Сухим дозвуковой самолет не соответствовал требованиям ВВС, которые предпочитали иметь некий аналог англо-французского самолета SEPECAT «Ягуар».
В сентябре 1971 г. в ОКБ «Кулон» приехали начальник Управления заказа авиатехники Главного штаба ВВС генерал-лейтенант Виктор Романович Ефремов (прямой начальник упомянутого выше Рахматуллина) и заместитель министра авиационной промышленности по опытной технике Алексей Васильевич Минаев – прямой начальник Сухого. Они оба настаивали на разработке сверхзвукового штурмовика, утверждая, что он понесет меньшие потери на подходе к цели в сравнении с самолетом дозвуковым.
В то время задачи штурмовки войск противника в советских ВВС выполняли устаревшие истребители-бомбардировщики Микоян и Гуревич МиГ-17Ф, более новые сверхзвуковые самолеты Сухой Су-7М, БМ и БКЛ не вполне подходили для этого, но приходилось использовать и их, но Дальневосточный машиностроительный завод имени Гагарина в Комсомольске-на-Амуре уже приступил к серийному выпуску созданного на основе Су-7БКЛ самолета Су-17, а Московский машиностроительный завод «Зенит» вывел на испытания самолет Микоян «32-41/1», модификацию фронтового истребителя МиГ-23 – опытный образец истребителя-бомбардировщика МиГ-23Б.
Последние две машины имели крыло изменяемой стреловидности, которое не только улучшало взлетно-посадочные качества и расширяло диапазон возможных в бою скоростей полета, но и улучшало маневренность на малых высотах. Все это качества для штурмовика полезные и самолеты Су-17 и МиГ-23Б прекрасно вписывались в существовавшую структуру ВВС СССР – они бы просто меняли устаревшее МиГ-17Ф и Су-7Б, не требуя новых штатов авиационных полков истребителей-бомбардировщиков, чего очень не хотело бы командование ВВС.
Свои соображения в пользу сверхзвукового штурмовика имело и Министерство авиационной промышленности. При прочих равных условиях он получался менее трудоемким и дешевле сверхзвукового самолета, но условия для проектов ЛСШ, Су-17 и МиГ-23. Последние два к 1970 г. уже пошли в серийное производство, в это уже вложены очень большие средства и наличные производственные мощности плотно заняты ими на многие годы вперед. Если встанет вопрос о выпуске еще одного самолета совершенно другой конструкции – придется изыскивать средства и место для этого. А в то время в Министерстве авиапромышленности в состоянии исполнения находились и многие другие программы – в части фронтовой авиации основные затраты шли на проекты бомбардировщика Т-6 (Су-24), истребителей «9» (МиГ-29) и Т-10 (Су-27), а также разрабатывались модификации самолетов Су-17 и МиГ-23Б с расширением прицельных систем и ударного вооружения – будущие семейства самолетов Су-17М и МиГ-27. Считалось, что оснащение самолетов Су-17 и МиГ-23Б / МиГ-27 автоматизированными системами управления полетом и оружием решит вопрос нехватки времени у летчика для поиска и поражения точечных целей типа танков на их скоростях полета, но это также предполагало большие затраты.
Сторонники такой точки зрения имелись и в ОКБ Сухого. Николай Григорьевич Зырин, в то время – Главный конструктор Су-17, считал, что этот самолет и бак может решать задачу борьбы с танками, а можно сделать его удешевленную модификацию с высоконесущим «фиксированным» крылом умеренной стреловидности. Заместитель Генерального конструктора ММЗ «Кулон» Е.А. Иванов дал указание на разработку «сверхзвукового штурмовика Су-15Ш – также с новым крылом для полетов на малых высотах, и это проект делался под руководством А.М. Полякова.
Тем не менее, на этом совещании Генеральный конструктор П.О. Сухой, не запретив своим подчиненным продолжать работу над «штурмовиками» на основе перехватчика Су-15 и истребителя-бомбардировщика Су-17 (а в то время «штурмовиком» во многих документах именовался и фронтовой бомбардировщик Т-6, будущий Су-24), отказался принять заказ на такой проект официально. Он продолжил настаивать на разработке дозвукового штурмовика, и совещание закончилось без оформления какого-то обязывающего решения.
Тем временем в Министерстве обороны не без влияния сведений о работах по штурмовой авиации в странах НАТО (в 1971 г. появились первые подробные сведения о проекте самолета A-10, разрабатываемого фирмой «Фэрчайлд» по программе AX – “Attack Experimental”), взгляды на такой самолет все же изменились в сторону понижения требований к скорости. Но одновременно Заказчик указал на необходимость усиления вооружения самолета и автоматизации его применения.
В конце ноября 1971 г. Министерство обороны направило ОКБ «Кулон» очередное уточнение Тактико-технических требований к самолету-штурмовику, утвержденное заместителем главкома ВВС по вооружению М.Н. Мишуком:
- основные высоты боевого применения – максимальная скорость с нормальной боевой нагрузкой там 1000 км/ч, крейсерская – 800 км/ч, дальность 750…800 км;
- длина разбега и пробега по бетонированной ВПП 500…600 м в зависимости от ее состояния;
- возможность базирования на полевых аэродромах с прочностью грунта 5…6 кгс/кв.см в зависимости от веса самолета.
Фото: http://goskatalog.ru/portal/#/collections?id=20193318
Уточненные ТТТ согласовал заместитель главкома Сухопутных войск П.Н. Лащенко. К тому времени командование этого вида Вооруженных Сил СССР стало выражать крайнюю заинтересованность в лучшем взаимодействии с авиацией – быстром и простом, но для этого требовались не только организационно-штатные меры, но и оснащение ее соответствующими самолетами и вертолетами. Это мнение поддерживал курировавший оборонные вопросы в партийном аппарате Секретарь ЦК КПСС Дмитрий Федорович Устинов.
Теперь многие считают Д.Ф. Устинова самым влиятельным в 1970-х гг. членом Политбюро ЦК КПСС после Л.И. Брежнева, в 1971 г. даже ему не удалось добиться выделения государственных средств на разработку дозвукового штурмовика. Тем не менее, Генеральный конструктор Сухой распорядился проработать проекты штурмовика по измененным требованиям. Теперь работа шла под шифром ЛВСШ – «Легкий войсковой самолет-штурмовик», что подчеркивало пригодность самолета для непосредственного взаимодействия с сухопутными войсками.
***
ЛВСШ, компоновка Ю.В. Ивашечкина, предэскизный проект в нулевом приближении, легкий штурмовик.
В декабре 1971 г. Генеральный конструктор ММЗ «Кулон» уточненные тактико-технические требования к самолету-штурмовику согласовал и дал распоряжение Отделу проектов приступить к разработке документации на представление к защите перед Государственной комиссией, включая постройку натурного макета. При этом он оставил обозначение программы «Легкий самолет-штурмовик», но включив в это наименование определение «войсковой», указывающее на возможность непосредственного взаимодействия с сухопутными силами, и учел требования увеличения боевой нагрузки. По сути, разрабатываемый самолет выходил из разряда «легких», хотя его размеры и вес все же оставались меньше, чем в новых американских проектах Нортроп А-9 и Фэрчайлд А-10. При этом Сухой стремился сохранить в значительной мере уже проработанную компоновку ЛСШ Т-8 – высокоплана с двумя двигателями по бортам фюзеляжа, прямым крылом и однокилевым оперением, не исключая из рассмотрения и другие.
В декабре 1971 г. по этому указагию выполнен ряд компоновок самолета ЛВСШ по уточненным в конце ноября этого года ТТТ ВВС и конструктор Отдела проектов (бригады общих видов) Ю.В. Ивашечкин предложил вариант, подобный американскому Фэрчайлд А-10:
- низкоплан с прямым крылом большого удлинения;
- формы агрегатов предельно простые, конструкция технологичная в производстве, обслуживании и ремонте;
- силовая установка с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями (предположительно, типа Д-36 тягой по 6000 кгс) на хвостовой части фюзеляжа;
- баки протектированные, с наддувом инертным газом, протектором и средствами предотвращения гидроудара топлива;
- крыло с высоконесущим профилем и развитой механизацией;
- фюзеляж с бронированием кабины, топливных баков и проводки безбустерного управления;
- оперение двухкилевое – реактивные струи двигателей проходят над стабилизатором между килями;
- шасси трехопорное – носовая опора убирается в фюзеляж, основные – в гондолы под крылом частично;
- оборудование простейшее для полетов днем в простых метеоусловиях, но с возможностью применения управляемого вооружения;
- вооружение обеспечивает выполнение задач штурмовки с несколькими заходами на цель и включает пушку встроенную и подвесные в контейнерах, управляемые и неуправляемые бомбы и ракеты для поражения войск противника (и, прежде всего, бронетехники) на марше, на позициях, в т.ч. в укрытиях, а также в боевых порядках в движении.
Ивашечкин выполнил чертежи общего вида и конструктивно-силовой схемы самолета с размещением основных систем и кинематикой шасси, а также провел расчет его веса в нулевом приближении.
Проект показал следующие недостатки:
- несоответствие утвержденным требованиям по скорости и взлетно-посадочным качествам (при лучшем вооружении);
- высокую стоимость производства в сравнении с другими вариантами самолета ЛВСШ.
В то время в СССР считалось, что на вооружение ВВС США пойдет самолет Нортроп А-9, а не Фэрчайлд А-10, схема А-9 лучше и именно его компоновку в ОКБ «Кулон» взяли за основу для своего проекта ЛСШ – ЛВСШ и Сухой и начальник Отдела проектов О.С. Самойлович этого решения не поменяли.
При этом сам Ивашечкин, по-видимому, рассматривал компоновку по типу А-10 нужной лишь для сравнения с выбранной изначально и для того, чтобы показать преимущества последней – сам он на компоновке по типу А-10 не настаивал и вскоре стал ведущим конструктором рабочего проекта Т-8 – см. ниже.
Рабочий проект ЛВСШ Т-8
ЛВСШ, Т-8 2Р9-300 рабочий эскизный проект, Легкий войсковой самолет-штурмовик.
В первых числах января 1972 г. Отдел проектов Опытного конструкторского бюро «Кулон» под общим руководством Олега Сергеевича Самойловича приступил к выпуску эскизной документации на вариант проекта ЛВСШ Т-8 в компоновке высокоплана с двумя одновальными бесфорсажными турбореактивными двигателями Р9-300 по бортам фюзеляжа, прямым крылом и однокилевым оперением. Проект рассматривался как прямое продолжение работ по проекту ЛСШ с увеличением размерности.
Под руководством В.А. Николаенко и ведущего, а затем с декабря 1972 г. – и Главного конструктора самолета Т-8 Ю.В. Ивашечкина разработаны чертежи общего вида, компоновки (включая размещение бронирования и других пассивных средств защиты, а также вооружения и оборудования), конструктивно-силовой, монтажной и кинематических схем самолета. Участвовали конструкторы Н.Н. Венедиктов (с декабря 1972 г. – руководитель основных работ по выпуску документации на самолет Т-8 и его модификации), В.А. Иванов, В.М. Лебедев, Н.Т. Гордюков (впоследствии – известный историк авиации), В.И. Попов, Т.В. Сидельникова, В.А. Степанова, С.Н. Трофимов. В определении обводов самолета участвовали ведущие специалисты ОКБ Л.И. Барам и Л.Г. Чернов, они же выполнили расчет аэродинамических характеристик.
Расчет летных характеристик по полученным данным аэродинамическим и весовым выполнил М.Д. Манаников.
Расчет устойчивости и управляемости с определением потребных площадей и углов отклонения рулевых поверхностей выполнили Л.А. Кайров-Василевский, И.В. Орлов.
На основании статистических данных бригада под руководством Р.М. Дриго провела расчет веса самолета – сначала в нулевом приближении, затем уточнённо методом последующих приближений с учетом размеров самолета. Участвовали А.М. Бакаев, Е.А. Кауфман, С.И. Скобелев.
Бригада кабин под руководством И.Э. Заславского проработала эту часть проекта. Участвовали Е.В. Алешин и Е.П. Андреев. В это время Заказчик в лице Научно-исследовательского института ВВС неоднократно указывал на недостаточный обзор из кабин отечественных боевых самолетов – особенно после знакомства с трофейными образцами современной авиатехники вероятного противника, но и по сведениям из открытых источников. Специалисты НИИ ВВС считали предпочтительной сдвинутую вперед каплевидную кабину с круговым обзором и с высокой посадкой летчика – судя по публикациям в зарубежной авиационной печати, именно такие кабины имели проекты штурмовиков А-9 и А-10, и такая кабина была у легкого штурмовика А-37, но двухместная с размещением кресел бок о бок. Но в ОКБ «Кулон» указали на недостатки такого решения применительно к штурмовику:
- основными направлениями обзора для него будет вперед и вниз в сравнительно узком секторе, определяемом необходимостью оценки обстановки на земле;
- пилотируя самолет на предельно малой высоте, летчик не сможет оглядываться еще и назад – ему необходимо сосредоточить внимание на направлении полета;
- основной угрозой для штурмовика будет мелкокалиберная зенитная артиллерия, открывающая встречный огонь, огонь вдогон менее эффективен, а под ракурсами 4/4 (т.е. под прямым углом к продольной оси самолета) прицеливание крайне затруднено из-за высокой угловой скорости воздушной цели – возможны только случайные попадания;
- для визуального обнаружения атаки истребителем противника сзади и сверху достаточно зеркала заднего обзора, основным же средством остается система предупреждения об облучении радиолокатором противника, дающая его направление (как от вражеского истребителя, так и от зенитного ракетного или артиллерийского комплекса);
- выступающая каплевидная кабина в сравнении с переходящей в закабинный гаргрот при равном полезном объеме собственно фюзеляжа без учета ее фонаря увеличивает вес и аэродинамическое сопротивление самолета, она сложнее и дороже в производстве и ремонте;
- требование обзора из кабины вступает в противоречие с необходимостью обеспечить защиту летчика в ней, и последнее – важнее.
Для самолета Т-8 оставлена кабина, переходящая в гаргрот фюзеляжа и в качестве довода в пользу правильности такого решения использован опыт с собственным самолетом Су-7 с каплевидной выступающей кабиной. Когда его специализацию по требованию Заказчика изменили с истребительной на ударную, площадь остекления в неиспользуемой для обзора задней части уменьшили, заменив металлом с меньшей массой, а в новом самолете Су-17 и вовсе делалась кабина, переходящая в гаргрот – полезный объем фюзеляжа увеличился при росте его прочности и живучести без значительной добавки веса от этого.
Выполненный в 1972 г. рабочий эскизный проект ЛВСШ Т-8 2Р9-300 являлся прямым продолжением проекта ЛСШ Т-8 1969 г. с сохранением компоновки и пропорций агрегатов, но с увеличением размерности и веса согласно уточненным ТТТ. Ниже изложены лишь основные особенности конструкции самолета Т-8 в отличиях от «окончательного» варианта ЛСШ – Т-8 по проекту 1969 г., состава его оборудования и вооружения, а полное техническое описание будет дано на серийный штурмовик Су-25 после многих переделок проекта, ставший действительной основой для дальнейших модификаций машины.
Вопросы технологии производства и соответственно конструктивного членения, выбора материалов, способов производства и соединения деталей не прорабатывались подробно – формально по причине неопределенности с заводом для серийного производства, а фактически из-за желания закончить этот этап работ быстрее. Считалось, что раз самолет дозвуковой, он будет проще сверхзвукового технологически и должного внимания этим вопросам не уделяли, что даст о себе знать при запуске серийного производства.
Общие особенности конструкции, применяемые материалы и технологии:
- конструкция приспособлена к массовому производству, использует в основном уже освоенные материалы и технологии;
- технологическими базами являются строительная горизонталь фюзеляжа (СГФ), плоскость симметрии самолета (ПСС), плоскости хорд центропланов крыла и стабилизатора, консолей крыла, оперения, поверхностей управления и механизации, оси и плоскости стыков крупных агрегатов и оси навески подвижных агрегатов;
- построение обводов, изготовление всех деталей (кроме простейших) и сборка узлов, агрегатов и окончательная – плазово-шаблонным методом с использованием математического задания координат отдельных точек;
- планер разделяется на четыере отсека фюзеляжа (здесь и далее крышки и створки ниш и люков входят в состав указываемых агрегатов), козырька и подъемной части фонаря кабины, двух воздухозаборников, двух консолей крыла с элеронами и механизацией, двух задних частей гондол двигателей, неразъемного стабилизатора с двумя половинами руля высоты, киля с единым рулем направления и законцовки киля;
- для изготовления высоконагруженных силовых деталей планера применены легированные закаливаемые стали, титановые сплавы (в т.ч. специальные для бронекорпуса), алюминиевые сплавы повышенной и нормальной прочности, формовка деталей – штамповкой или гибкой, сборка агрегатов в основном клепкой (в т.ч. высокоресурсной заклепками с компенсатором, а также с односторонним подходом вытяжными заклепками с сердечником), но также болтовыми соединениями обычными и с анкерными гайками с применением контровки по необходимости, в отдельных местах – сварка;
- для изготовления деталей, работающих под средними и малыми нагрузками, применены в основном алюминиевые сплавы нормальной прочности, сборка таких деталей – на заклепках и болтовых сведениях, но местах малых нагрузок применены и свариваемые алюминиевые сплавы;
- для изготовления объемных деталей широко применены горячая штамповка и различные виды литья, но возможна замена этого на механическую обработку их поковок и даже из не подготовленных полуфабрикатов до изготовления литейной и ковочно-прессовой оснастки;
- предприняты повышенные меры защиты планера и систем от коррозии (электрохимические и лакокрасочные покрытия, металлизация всех частей), но и от воздействия пыли и песка;
- электропроводка экранированная, блоки высоковольтного оборудования имеют металлизацию «на массу» планера;
- стекатели статического электричества установлены на всех рулевых поверхностях и соединены с «массой» всего самолета благодаря полной металлизации планера и основных механических и электрических систем;
- в механизмах применены только стандартные допуски и посадки деталей и сами детали стандартизованные;
- по возможности применено ручное механическое управление системами, силовые приводы – только в самых необходимых местах;
- на всех поверхностях управления предусмотрены аэродинамическая (для снижения усилий на командных рычагах) и весовая (противофлаттерная) компенсация, снижают усилия при управлении ими и кинематические сервокомпенсаторы, механизмы которых входят в конструкцию крыла и оперения, а не системы управления самолетом.
Силовая установка:
- является источником силы тяги для полета, но также обеспечивает выработку электроэнергии, создание давления в гидравлической и пневматической системах, подает воздух в систему кондиционирования кабины и отсеков оборудования;
- состоит из двух двигателей, двух воздухозаборников, двух хвостовых частей мотогондол (все это – отдельные агрегаты, остальная часть гондол – часть планера самолета) и систем – крепления двигателей, запуска, управления и останова двигателей, топливной системы с их подсистемами, противопожарной системы, а также контрольных приборов, система смазки входит в состав каждого двигателя, охлаждение обеспечено конструкцией гондол и их хвостовых частей;
- на двигателях установлены коробка приводов самолетных агрегатов, от которой работают второй генератор (первый – стартер-генератор – част двигателя), насос гидросистемы и компрессор системы воздушной, а также устройство отбора воздуха от его компрессора для подачи на наддув и кондиционирование кабин и отсеков.
Двигатели их крепление:
- два одновальных бесфорсажных ТРД Р9-300 тягой по 2500 кгс на взлете (чрезвычайная при отказе одного двигателя – 2700 кгс) и их удлинительными трубами с нерегулируемыми соплами (регулировка давления в газо-воздушном тракте производится только перепуском воздуха в компрессоре) установлены в хвостовых частях гондол, примыкающих к бортам фюзеляжа в его средней части и они (как и воздухозаборники) входят в состав силовой установки самолета;
- оси двигателей параллельны плоскостям симметрии самолета и строительной горизонтали фюзеляжа, удлинительные трубы с соплами (разработанные специально под самолет Т-8) отклонены от СГФ вниз на 2 град.;
- двигатель Р9-300 имеет левое и право исполнение, которые зеркально симметричны;
- крепление двигателя по среднему поясу корпуса компрессора состоит из трех регулируемых тяг, соединяющих проушины на каркасе с проушинами вверху на корпусе компрессора – внутренняя (ближе к фюзеляжу) одиночная, внешняя двойная в виде буквы V;
- крепление двигателя по силовому поясу у стыка корпуса компрессора и камеры сгорания – одной регулируемой тягой, идущей от каркаса гондолы к нижней точке этого пояса;
- каждый двигатель ставится в свою гондолу через ее нижние люки подъемом вверх на уровень заднего фланца канала воздухозаборника (см. ниже) и смещением вперед до соприкосновения с ним – эти узлы воспринимают вес двигателя и инерционные силы;
- три штыря в переднем фланце корпуса входной ступени компрессора двигателя входят в отверстия в силовом фланце проема под канал воздухозаборника на шпангоуте №20 средней части фюзеляжа – эти узлы воспринимают возникающие в полете инерционны боковые силы и крутящие моменты;
- установленный на верхней части силового пояса переднего корпуса компрессора штырь входит в регулируемое благодаря установке в него эксцентриковой втулки очко, и именно этот узел воспринимает тягу двигателя;
- в стыках между фланцами компрессора двигателя и воздухозаборника проложены прокладки из теплостойкой резины (перепад температур на них может достигать 130°С);
- насадки с соплами ставятся на задние фланцы турбин двигателей через проемы в задних обечайках их гондол предположительно на своих отдельных креплениях по передним и задним поясам этих насадок (конструкция крепления двигателей и их насадок с соплами в рабочем эскизном проекте и на опытных самолетах Т-8 2Р9-300 значительно отличается от окончательно утвержденной на серийном самолете Су-25 с двигателями Р-95Ш);
Воздухозаборники:
- боковые нерегулируемые внешнего сжатия с условно овальной формой входного сечения (фактически прямые участки между верхним и нижним радиусами заменены дугами эллипса), которое удалено от боковых поверхностей фюзеляжа на 60 мм для исключения попадания туда стекающего с него заторможенного и турбулизированного пограничного слоя воздуха, кромки их имеют «тупые» эллиптические сечения;
- стыки обшивок воздухозаборников и фюзеляжа представляют собой «обратные параболоиды» – узкие U-образные панели сложной пространственной формы, по «желобам» которых пограничный слой обтекающего фюзеляж воздуха отводится на верхние и нижние поверхности отсека фюзеляжа Ф2, не попадая в воздухозаборники;
- левый и правый воздухозаборники двигателей симметричны за исключением наличия только в правом входного устройства, подающего холодный забортный воздух в воздухо-воздушный радиатор системы кондиционирования кабины и отсеков;
- плоскости входных сечений воздухозаборников в исходном проекте были ориентированы под прямым углом к осям двигателей;
- каналы воздухозаборников прямые, но переходят от описанных выше форм на входе к окружностям на выходе, т.е. не являются ни цилиндрическими, ни коническими, что усложняет изготовление оснастки для них, но это необходимо для снижения потерь давления;
- левый и правый воздухозаборники симметричны и собираются каждый в своем приспособлении, причем они в свою очередь разбиты на подсборки, см. черт. ниже;
- один воздухозаборник включает носок канала, две секции канала, каждая из которых собирается из левой и правой половин, шпангоуты, диафрагмы, прокладки, панели и крышки люков;
- объемы верхних частей воздухозаборников использованы для размещения малоразмерных блоков оборудования, для доступа к которым предусмотрены люки.
Гондолы двигателей:
- левая и правая задние части гондол двигателей (далее просто – гондолы двигателей, конструкция – будет дана чертежом в разделе «Фюзеляж») служат для их установки, они симметричны;
- в передней части гондолы двигателей имеют форму полуовала, но круглый проем под сопла отведен от бортов фюзеляжа, а верхние внешние части гондол представляют собой аэродинамические зализы или стекатели для улучшения обтекания крыла и фюзеляжа вместе;
- одна гондола двигателя состоит из верхней и нижней основных панелей (после соединения с отсеком фюзеляжа Ф3, см. ниже они образуют жесткую П-образную конструкцию, на которую установлены узлы навески двигателя), задней обечайки (нержавеющая сталь, остальное – дюраль), а также переднюю и заднюю нижние панели – открываемые в эксплуатации, но также считающиеся силовыми;
- в верхних и боковых панелях гондолы двигателя сделаны люки для доступа внутрь отсека и клапаны для подвода охлаждающего двигатель воздуха.
Топливная система:
- обеспечивает централизованную автоматизированную закрытую под давлением или открытую заправку всех баков, их выработку на всех режимах полета, технологический и аварийный слив топлива с автоматическим поддержанием давления в надтопливном пространстве с контролем этих процессов;
- для запуска двигателей Р9-300 и работы в полете на всех режимах используется керосин авиационный Т-1 ГОСТ 4138-49 плотностью 0,830 г/см.куб., или ТС-1 ГОСТ 7149-54 плотностью 0,785 г/см.куб. или РТ с температурой начала кристаллизации –60°С;
- состоит из баков-кессонов, магистралей заправки, выработки и слива (частично они дублированы, в т.ч. путем использования одних и тех же трубопроводов для разных целей), систем наддува забортным воздухом и инертным газом, дренажа, контрольных приборов и креплений съемных частей;
- топливные магистрали состоят из трубопроводов (местами с дюритовыми соединениями), насосов подкачки (на двигателях – свои насосы высокого давления), электрических и ручных (на магистралях заправки и слива) кранов управления, клапанов постоянного давления и обратных, редукторов давления, фильтров, горловины заправки и устройств слива;
- общая емкость внутренних баков 2400 кг (на 16% больше, чем в предыдущей редакции проекта) и уже во время постройки опытных самолетов по фактическому объему баков (с учетом заполнителя) принято значение 2750 кг;
- топливными баками являются центральный кессон средней части фюзеляжа Ф2 и отсеки крыла – кессон центроплана полностью, а также 2/3 объема кессонов отъемных частей – это герметичные отсеки, заполненные крупно-пористым пенополиуретаном ППУ-70-100, что исключает гидроудар топлива при жесткой посадке, попадании бронебойно пули калибра 12,7 мм с высокой кинетической энергией или осколочно-фугасно-зажигательнго снаряда калибром до 30 мм и даже его детонации внутри, а наддув баков инертным газом уменьшает вероятность возгорания паров топлив и его самого при этом;
- наддув баков также увеличивает высотность топливной системы, уменьшает потребную мощность насосов подкачки и вместе с системой дренажа (а они работают синхронно и автоматизировано) исключают деформацию баков-отсеков от перепада давления при заправке, расходовании и сливе топлива и от изменения высоты полета;
- в проекте предусмотрена установка на все баки-отсеки наружного протектора из не вулканизированной губчатой резины и именно он должен составлять внешние обводы крыла самолета в зонах баков;
- на самолете возможна подвеска двух или четырех сбрасываемых дополнительных баков ПТБ-800 (номинальной емкостью по 800 л, фактическая заправка – по 720 л, унифицированы с истребителем-бомбардировщиком Су-17М2);
- ПТБ-800 не протектированы, в боевом вылете они вырабатываются первыми и сбрасываются, но в основном служат для перегона самолета.
Фото: https://tvzvezda.ru/news/20217292036-h4Yio.html
Система управления силовой установкой:
- состоит из подсистем запуска и регулирования тяги двигателей и управления топливной системой;
- запуск двигателя каждого в отдельности на земле и в полете осуществляется своим электрическим стартер-генератором путем раскрутки его ротора до оборотов, достаточных для работы камеры сгорания, куда подается топливо и включается зажигание;
- стартер-генератор является частью двигателя Р9-300, установлен на корпусе компрессора и имеет единый двухскоростной привод, связывающий его с ротором двигателя;
- «I скорость» стартер-генератора представляет собой понижающий редуктор с передаточным отношением 4,0 – при запуске силовой установки самолета он работает как электромотор с питанием от аэродромной сети, автономного пускового агрегата (АПА) или от бортового аккумулятора и раскручивает ротор запускаемого двигателя;
- «II скорость» стартер-генератора представляет собой высокооборотную механическую передачу от ротора на стартер-генератор, который при запущенном двигателе ток вырабатывает;
- запуск одного или обоих двигателей осуществляется нажатием кнопки на щитке в кабине и после их раскрутки (сто контролируется двухстрелочным указателем оборотов) установкой одного или обоих рычагов управления двигателями (РУД в едином блоке по левому борту кабины) в положение «земной малый газ», а далее после стабилизации оборотов ЗМГ летчик может использовать режимы «полетный малый газ» (на нем же – и руление), «номинал», «максимал» и «чрезвычайный режим» – для них предусмотрены упоры РУД (также есть упор «стоп»), РУД можно устанавливать в положение и между упорами;
- проводка системы управления двигателями от РУД – жесткая механическая (тяги на качалках, частично дублированные), остальными подсистемами силовой установки – электрическая;
- при работе РУД необходимо учитывать приемистость двигателей Р9-300 – слишком резкое движение ими может привести к отказу;
- чрезвычайны режим (ЧР) используется только на одном двигателе для продолжения взлета, если в его ходе второй отказал и невозможно взлет прекратить – после этого следует выполнить посадку, работавший на режиме ЧР двигатель подлежит осмотру для допуска к дальнейшей эксплуатации;
- система управления силовой установкой имеет связи с другими системами самолета и обеспечивает автоматическую блокировку режимов по положению механизации крыла, а также тормозов колес обеих основных опор шасси и закрытия замков левой основной опоры шасси.
Противопожарная система:
- обеспечивает сигнализацию летчику о возникновении пожара в гондолах двигателя или у баков и его тушение в автоматическом или ручном режиме;
- состоит из датчиков температуры, указателей температуры, средств управления, баллонов с огнегасящим составом (фреон) со средствами заправки, технологической и рабочей разрядки, трубопроводов с патрубками подачи в отсеки, средств контроля состояния и креплений.
Приборы контроля силовой установки:
- выдают значения остатка (объема) топлива в баках, давления в топливных и масляных магистралях, оборотов двигателей, температуры масла, а также о возникающих отказах;
- состоят из датчиков (остатка топлива в баках – емкостные), указателей и сигнальных ламп или световых табло (часть – на щитке заправки, остальные в кабине), а также связывающих их сетей – электрических и давления.
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
Крыло:
- создает подъемную силу для полета, обеспечивает устойчивость и управляемость по крену, но также служит для размещения топлива, подвесного вооружения и части радиоэлектронного оборудования;
- при сохранении трапециевидной формы крыла со стреловидностью передней кромки 19°54´ (она прямолинейна) и прямой задней кромкой с относительным удлинением 5,0 и сужением 2,64 (в ходе проектирования рассматривались трапециевидные крылья с удлинением от 2,5 до 6,5 при сужении от 2,5 до 4,0 и стреловидности передней кромки от 15 до 60 град.) его площадь увеличена на 7 кв.м (на треть) и достигла 28 кв.м, размах увеличился на 1550 мм (на 15%);
- базовый профиль крыла несимметричный двояковыпуклый взят с уменьшенной с 11,0 до 10,5% относительной толщиной, при этом с учетом унификации закрылков (см. ниже) в их зоне он модифицирован;
- угол установки крыла по плоскости симметрии самолета – нулевой, по законцовкам – малый отрицательный, что необходимо для сохранения эффективности элеронов при маневрировании на больших углах атаки (введено уже в ходе рабочего проектирования самолета по результатам продувок);
- с учетом изменения профиля крыла в зоне закрылков и углов установки сечений крыло имеет и аэродинамическую, и геометрическую крутку, но и деформированную срединную поверхность – это дало примерно эллиптическую эпюру распределения подъемной силы по размаху крыла, что выгодно и с точки зрения его аэродинамического качества, но усложнило форму его обводов – она перестала быть чисто конической линейчатой и это значительно усложнило создание производственной оснастки, что не учли своевременно при запуске серийного производства;
- угол поперечного V крыла отрицательный для достижения оптимального соотношения статической и динамической устойчивости по всем осям;
- на половине размаха каждой из секций закрылков (см. ниже) установлена аэродинамическая перегородка, состоящая из двух частей – неподвижной на консоли и крепящейся на выдвигаемый и отклоняемый вниз закрылок;
***
- крыло состоит из центроплана, который соединяется со средней частью фюзеляжа (отсек Ф2) в единый агрегат, и двух консолей;
- силовой набор всех частей крыла состоит из продольных и поперечных силовых элементов и работающей на касательные, т.е. направленные вдоль ее поверхностей обшивки, все вместе они образуют обводы крыла и воспринимают все действующие на него нагрузки;
- продольный силовой набор крыла разделяется на лонжероны, воспринимающие значительные распределенные изгибные нагрузки растяжением или сжатием своих поясов и поперечные сосредоточенные нагрузки стенками, а также спрингеры, подкрепляющие обшивку в своих направлениях, работая на растяжение или сжатие в зависимости от направления нагрузки;
- поперечный силовой набор крыла воспринимает крутящий момент, возникающий от несовпадения точек приложения равнодействующей аэродинамических сил с центрами жесткости сечений, и состоит из нервюр между лонжеронами кессона, а отъемных частей крыла – еще и из носков (диафрагм) перед кессоном и хвостиков нервюр за ним;
- все лонжероны и нервюры всех частей крыла балочные, состоят из поясов (прессованные профили большого сечения), листовых стенок и подкрепляющих их стоек из прессованных профилей тонкого сечения;
- пояса нервюр всех частей крыла имеют подсечки или рассекаются поясами лонжеронов и стрингерами, которые на нервюрах не перестыковываются;
Центроплан:
- представляет собой герметичный бак-кессон с постоянным по размаху сечением;
- центроплан состоит из двух лонжеронов, нервюр, обшивок с подкрепляющим их стрингеров, окантовок и крышек люков, местных усилений и стыковых узлов – для крепления к фюзеляжу на нижних поясах средних силовых нервюр и фланцевых для соединения с отъемными частями крыла (ОЧК) снаружи крайних нервюр по верхним и нижним их поясам;
Отъемные части крыла с механизацией и элеронами:
- левая и правая ОЧК полностью симметричны;
- ОЧК состоит из кессона, носка, предкрылка (четыре секции), залонжеронной части, закрылков (две секции), двух аэродинамических перегородок (гребней), элерона с кинематическим сервокомпенсатором, встроенных балочных держателей и законцовок, механизмы навески предкрылков, закрылков и элеронов относятся к их системам управления;
***
- кессон – основная часть ОЧК, занимающая примерно 95% ее размаха и 45% хорд, его конструктивно-силовая схема подобна кессону крыла с отличиями по размерам и форме;
- кессон воспринимает все основные нагрузки, действующие на крыло – перерезывающую силу, изгибающий и крутящий моменты от потока, отекающего крыло, элероны, предкрылки и закрылки, а также подвески под ним и от их веса (через реакции в узлах их навески);
- обшивка кессона – из отдельных панелей алюминиевого сплава переменной толщины, верхние («сжатые») панели подкреплены стрингерами с двутавровыми сечениями (но их внутренние полки значительно меньше внешних, примыкающих к обшивке), а нижняя «растянутая» – уголковыми стрингерами с меньшими сечениями;
- те люки в обшивке крыла, что имеют большую длину (на всех таких люках – длинная сторона направлена вдоль размаха крыла), силовые и выполнены в виде прессованных монолитных панелей с отформованными на них ребрами жесткости;
- именно панели обшивки кессона крыла воспринимают большую часть приходящих на крыло изгибающего и крутящего моментов;
- около 2/3 объема кессона у его корня занимают разделенные нервюрами герметичные баки-отсеки, нижние пояса нервюр внутри их имеют подштамповки для свободного протекания топлива при заправке, выработке и сливе;
Фото: http://urban3p.ru/blogs/40665/
- лонжероны, как изначально задумано, расположены по образующим конической поверхности ОЧК и предполагалось, что их пояса будут прямолинейны, но идея сделать четыре одинаковых секции закрылков заставила их искривить, поскольку перестал быть одинаковым по размаху профиль крыла и того же потребовало введение его крутки;
- нервюры кессона расположены по потоку, стрингеры – по образующим;
Носок отъемной части крыла:
- состоит из диафрагм, установленных на передний лонжерон под прямым углом к нему, и подкрепленных стрингерами верхних и нижних панелей обшивки, образующей внутреннюю поверхность между носком и предкрылком при его выдвижении, в ней выполнены проемы под механизмы предкрылков и коммуникации и люки для доступа в закрытые объемы;
- в носке ОЧК проходят проводки управления элеронами и предкрылками, фидеры антенн радиоэлектронного оборудования, электрическая проводка к аэронавигационным огням, замкам и пусковым устройствам вооружения;
***
Залонжеронная (хвостовая) часть консоли крыла:
- состоит из хвостовых частей нервюр и подкрепленных стрингерами обшивок с люками в ней, в этом отсеке проходят трубопроводы выработки баков, патрубки аварийного слива топливной системы, проводка управления закрылками;
- в залонжеронной части крыла установлены механизмы управоения закрылками.
Законцовка отъемной части крыла:
- законцовка представляет собой типовую конструкцию такого рода для самолетов тех лет и состоит из штампованных обшивок, окантовки, двух диафрагм, являющихся продолжением лонжеронов, и двух диафрагм перед носком ОЧК и за ее кессоном, закрывая внутренний объем законцовки в этих местах;
- на законцовках ОЧК установлены антенны станции предупреждения об облучении РЛС противника и аэронавигационные огни.
Элероны и их сервокомпенсаторы:
- служат для управления по крену, левый и правый симметричны;
- состоят из лонжерона, стенки в зоне сервокомпенсатора, концевого профиля, нервюр, лобика с проемами под узлы навески, верхней и нижней обшивок, узлов навески, приводной качалки и противофлаттерного груза;
- нервюры элерона разделены его лонжероном на передние и задние части – лобики, связанные носком, и хвостики, соединенные концевым профилем;
- сервокомпенсатор состоит из П-образного лонжерона с узлами навески на нем, профиля по задней кромке, нервюр, верхней и нижней обшивок и качалки;
- связь качалки сервокомпенсатора элерона с лонжероном крыла шарнирной тягой обеспечивает отклонение сервокомпенсатора в противоположную сторону от движения элерона и возникающая на нем сила (малая, но с большим плечом) уменьшает шарнирный момент элерона (наряду с его аэродинамической компенсацией).
Механизация крыла и аэродинамические перегородки (гребни):
- для обеспечения безотрывного обтекания крыла передняя кромка ОЧК сделана в виде выдвижного предкрылка, состоящего из четырех секций, каждая из которых навешена на два рельса и при выпуске смещается вперед и вниз – при этом между предкрылком и носовой частью ОЧК образуется профилированная щель, через которую часть потока, обтекающего нижнюю поверхность крыла (зона повышенного давления) проходит над верхней поверхностью (зона разрежения), стабилизируя ее обтекание и не давая пограничному слою это потока и дальше тормозиться и отрываться от поверхности крыла;
- секции предкрылка конструктивно подобны и состоят из диафрагм, узлов навески с каретками, шарниров соединения с приводами, верхней и нижней обшивок с лючками (а нижние – еще и с окантовками проемов под рельсы).
***
- для улучшения взлетно-посадочных качеств предусмотрены щелевые выдвижные двухщелевые закрылки – по две секции на каждой консоли с относительным размахом около 50% (от полного размаха крыла с частью, занятой фюзеляжем);
- все секции закрылков полностью одинаковые и взаимозаменяемые – их форма на виде в плане прямоугольная, а сечения постоянны по размаху, т.е. для изготовления всех секций закрылков можно использовать единый комплект оснастки, но для обеспечения вписываемости закрылков в общий обвод крыла профили консолей в их зоне пришлось плавно менять – увеличение трудоемкости изготовления оснастки и собственно крыла намного превысило экономию от унификации закрылков, которая оказалась решением невыгодным;
***
- на верхней обшивке ОЧК на кессоне и независимо на переднем звене закрылка установлены два аэродинамических гребня – дюралевые пластины вклепаны между двумя уголками, приклепанными к верхней обшивке кессона (и изогнутыми по ее форме) и закрылка.
Стыковка отъемных частей крыла с центропланом и фюзеляжем:
- кессоны центроплана и ОЧК соединяются болтами (с гайками и шайбами), устанавливаемыми в фитинги на поясах бортовых (крайних) нервюр, соединенные со стрингерами панелей обшивки;
- на переднюю часть воздухозаборников и на мотогондолы вверху установлены зализы сложной пространственной формы для плавного сопряжения крыла с фюзеляжем, колодцы фитингов фланцевых соединений ОЧК с центропланом закрыты простыми дюралевыми лентами, ставящимися на винты в анкерные гайки на поясах тех же нервюр, что и фитинги – эти стыки силовыми не являются, а лишь закрывают проемы между указанными агрегатами.
***
Перекур. Чтобы отдохнуть чуток, прежде чем пойти дальше, перекур – дело совершенно необходимое. Но курить – здоровью вредить, а вместо этого лучше прокатиться на велосипеде, да осмотреться вокруг! Лучше всего это сделать на канале «Деревянные лошадки»
***
Фото: https://defence.ru/assets/content/article/7492/43669/8c31fcdd7d-fotor.jpg?nocache=431833
Фюзеляж:
- является основным и самым крупным агрегатом самолета, объединяющим все остальные и все его системы;
- длина фюзеляжа увеличена в сравнении с предыдущей редакцией проекта увеличена на 1160 мм или на 9% и достигла 13,700 м;
- обводы фюзеляжа выбраны из соображений простоты массового производства (поверхности где возможно – линейчатые с задаваемыми легко рассчитываемыми сечениями в виде окружностей или эллипсов, а то и плоские), достаточных внутренних объемов при приемлемой обтекаемости на крейсерских дозвуковых режимах и хорошего обзора земли для летчика;
- для выполнения последнего условия фюзеляж перед кабиной выполнен сужающимся вперед и вниз, а от первоначальной идеи еще и отклонить всю носовую часть вниз отказались – это усложняло конструкцию, увеличивало вес и аэродинамическое сопротивление (на авторство этой идеи претендуют ОКБ «Зенит» А.И. Микояна и «Скорость» А.С. Яковлева, осуществившие ее в самолетах МиГ-23Б / МиГ-27 и Як-36М / Як-38, а также ЦАГИ и НИИ ВВС, выпустившие соответственные рекомендации для конструкторов, однако уже в начале 1960-х гг. в СССР поступили и тщательно изучались подробные материалы по американскому штурмовику МакДоннелл Дуглас А-4 «Скайхок» с такой носовой частью фюзеляжа, носовые части новых американских штурмовиков А-9 и А-10 также сделаны подобным образом);
- фюзеляж состоит из четырех главных частей – отсеков, головной Ф1, средней Ф2, хвостовой Ф3 и контейнер тормозного парашюта Ф4, но все они разделяются еще и на крупные агрегаты, собираемые в своих стапелях, а также фонаря кабины из козырька и подъемной части см. ниже;
- большинство агрегатов фюзеляжа конструктивно представляют собой классический полумонокок из продольного и поперечного силового набора и работающей на касательные напряжения обшивки (на ряде больших люков – двойной) – за исключением откидного носка, части люков и бронекабины, см. ниже;
- продольный силовой набор фюзеляжа разделяется на лонжероны и стрингеры, работающие так же, как и лонжероны и стрингеры крыла, но в нем есть еще и балки (бимсы), рассчитанные только на изгиб и в отдельных местах на кручение;
- поперечный силовой набор отсеков фюзеляжа состоит из силовых и рядовых (нормальных) шпангоутов, воспринимающих нагрузки вдоль своих стенок (если есть, они подкреплены стойками, на части рядовых шпангоутов стенок нет – только пояса), а вместе с обшивкой – и вдоль поясов, работая на кручение;
- большинство крышек крупных люков состоят из наружной обшивки по обводу агрегата, силового набора из профилей (не на всех), внутренней обшивки, образующей с наружной коробчатые сечения и тем дающей крышке жесткость, рояльной петли навески (на некоторых – две или несколько) и замков;
- все отсеки фюзеляжа негерметичные, но часть из них, включая кабину, имеют обогрев или охлаждение и наддув давлением 0,03…0,05 атм., препятствующий значительному попаданию туда пыли;
Головной отсек Ф1:
- состоит установленного на петлях откидного вниз носка со стеклом для лазерной прицельной системы (его открытие дает доступ к объективу), приборного отсека, бронекабины, нижнего и закабинного отчеков;
- откидной носок состоит из верхней и нижней обшивок, соединенных на сборном замкнутом шпангоуте, в нижней в передней части в раме вделано стекло лазерного дальномера, а к задней и к шпангоуту приклепана петля навески, в верхней установлены замки;
- совпадение замков при закрытии носка обеспечено направляющими штырями;
- за носком находится отсек оборудования (прицельного, приборного, электрического), состоящий из носового замкнутого шпангоута, двух рядовых шпангоутов, верхней и нижней панелей обшивки, отдельных поперечных бимсов в местах установки блоков оборудования – и там же углы люков под него, ослабляющих конструкцию, крышки этих люков тоже входят в конструкцию этого отсека, но нагрузок не несут;
- отсек оборудования не имеет замыкающего шпангоута и может выдерживать нагрузки от его веса только после соединения с соседними отсеками;
- кабина летчика представляет собой силовой монокок – бронекорпус, сваренный из передней и задней стенок, днища (все их основные детали плоские) и левого и правого бортов – они также в основном плоские с изгибом в одной плоскости в верхних своих частях, все это изготовлено из листовой стальной брони толщиной отдельных деталей от 5 до 17 мм с установленными на них изнутри дополнительными экранами из листов толщиной 18 мм из твердого алюминиевого сплава;
- все отверстия в деталях бронекорпуса под крепеж и проход коммуникаций выполняются до термообработки;
- сварка бронекорпуса ведется с применением методов, исключающих наводораживание и потерю прочности шва;
- передняя стенка бронекорпуса установлена под прямым углом к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), она является верхней опорой для приборного отсека;
- пол бронекорпуса параллелен СГФ) и к нему крепится нижняя часть отсека Ф1;
- задняя стенка бронекорпуса установлена под таким же наклоном к СГФ, как и спинка катапультного кресла летчика – на нем установлены направляющие кресла, представляющие собой жесткую конструкцию из деталей из стали, титановых и твердых алюминиевых сплавов;
- левая и правая стенки бронекорпуса симметричны кроме наличия в левой откидной ступеньки для удобства входа в кабину и выхода из нее (из того же материала, что и стенка), а также расположения отверстий под навеску вспомогательных конструкций в кабине;
- на бронекорпус установлена подфонарная рама – сборная из профилей алюминиевых сплавов и стальных деталей;
- на пол бронекорпуса крепятся установки пушечного контейнера, поста основного управления самолетом и нижняя опора катапультного кресла;
- на стыке пола и задней стенки бронекорпуса навешена передняя опора шасси, а на пол – ее подкос, и это место усилено поперечной балкой;
- в нижней части отсека Ф1 размещены ни ниши передней опоры шасси (смещена от плоскости симметрии самолета влево) и пушечного контейнера (смещен от ПСС вправо), там проходят коммуникации всех систем самолета;
- нижняя часть отсека Ф1 состоит из шпангоута №4, являющегося продолжением передней стенки бронекорпуса, но изготовленной из алюминиевых сплавов (на него опирается нижняя часть приборного отсека), корытообразной крышки, образующей переднюю часть этого агрегата, короба ниши передней опоры шасси с куполом для колеса в убранном положении и закрывающей ее при этом створкой, а также левой и правой сборных легких панелей цилиндрической формы по бокам ниши ПОШ;
- поперечный силовой набор нижней части и закабинного отсека включает шпангоуты с 4-го по 11-й;
- створка передней опоры шасси единая и навешена на левую стенку ниши;
- в закабинном отсеке размещена большая часть оборудования самолета – приборного (датчики – в других местах, индикаторы – в кабине), эклектического, кислородного, кондиционирования отсеков и др.;
- закабинный отсек состоит из левой и правой боковой панелей, горизонтальной панели, и двух верхних крышек, соединяющих их и расположенных одна за другой;
- в боковых панелях закабинного отсека имеются люки для доступа к оборудованию в нем, а в левом – еще и выдвижная стремянка для входа в кабину и выхода из нее;
Фото: https://tvzvezda.ru/news/20217292036-h4Yio.html
Отсек фюзеляжа Ф2:
- состоит из центрального бака-кессона фюзеляжа, кессона центроплана крыла над ним (также герметичная топливная емкость), верхнего граргрота, шпангоутов, верхних, боковых и нижних панелей, створок и коробов ниш основных опор шасси, каналов воздухозаборников, в этом агрегате проходят коммуникации всех систем самолета;
- два кессона отсека Ф3 соединяются неразъемно и являются основным его силовым элементом, центральный кессон призматической формы состоит из шести панелей (обшивка и подкрепляющий набор), а также установленных на них узлов для соединения с другими агрегатами;
- передний и задний шпангоуты отсека Ф2 (№№ 12 и 20) состоят каждый из трех сборных частей – центральной и двух боковых со стенками, но в них есть большие проемы под центральный кессон и каналы воздухозаборников – они соединяются и после этого шпангоут №12 становится по поясу замкнутым, а пояс шп. 20 становится U-образным открытым сверху;
- шпангоуты №№ 13…19 представляют собой лишь профили на панелях и гаргроте фюзеляжа, не соединенные в единое целое, причем значительная часть этих деталей прямолинейна и изготавливается простой обрезкой из полуфабрииката по разметке;
- гаргрот цилиндрической формы состоит из арочных шпангоутов (гнутые профили), стрингеров и обшивки из нескольких гнутых деталей;
- верхние боковые панели – самые сложные в производстве части отсека Ф2 из-за своей формы для плавного сопряжения верхних поверхностей центроплана и боковых частей отсека;
- конструкция панелей, створок и коробов ниш отсека типовая – см. выше;
- левый и правый воздухозаборники цилиндрические, каждый состоит из двух сборных секций – между шп. №№ 12...18 и 18…20;
- во всех наружных панелях предусмотрены люк доступа внутрь отсека;
Отсек фюзеляжа Ф3:
- в отсеке фюзеляжа Ф3 расположены агрегаты силовой установки и других систем, проходит проводка управления рулями высоты и направления, тормозной парашютной установки, электро- и радиооборудования, с боков его передней части крепятся задние части гондол двигателей (в которые собственно двигатели и устанавливаются – но это отдельные агрегаты и их конструкция описана выше в разделе «Силовая установка»);
- на этот отсек крепятся стабилизатор и киль самолета;
- каркас хвостовой части фюзеляжа включает все описанные выше силовые элементы – они воспринимают и передают на соседний отсек Ф2 нагрузки от двигателей и оперения;
- основные стыки панелей обшивки Ф3 – по ПСС, но также предусмотрено значительное число люков, которые используются при сборке самолета (например, верхний люк задней части отсека Ф3 закрывается только после установки на него стабилизатора) и при его обслуживании и ремонте;
- нижние панели обшивки в передней части отсека Ф3 в зоне реактивных струй двигателей изготовлены из нержавеющей стали, остальное – дюраль;
- на боковых панелях обшивки отсека Ф3 установлены гнутые профили для стыковки с задними частями гондол двигателей;
- хвостовой отсек фюзеляжа Ф4 имеет самые малые размеры и самую простую конструкцию – он представляет собой парашютную тормозную установку (ПТУ) и рассчитан на нагрузки от нее;
- отсек Ф4 состоит из конического контейнера ПТУ с ее креплением и механизмами и сферического концевого обтекателя, передняя часть которого крепится на контейнер ПТУ, а задняя представляет собой створку, открывающаяся вверх;
***
- козырек фонаря кабины состоит из рамы и трех стекол – плоского лобового из прозрачной брони и двух гнутых конусом боковых;
- все стекла фонаря кабины – триплекс, лобовое отличается толщиной 55 мм и термообработкой;
- козырек кабины ставится на подфонарную раму отсека Ф1 неразъемно;
- подъемная часть фонаря кабины состоит из рамы, левого и правого стекол, разделенных продольной балкой этой рамы по ПСС, а также перископа заднего обзора, унифицированного с самолетом Су-17;
- подъемная часть фонаря кабины навешена на правую балку подфонарной рамы на две петли, а на левой балке рамы этой части фонаря имеется замок с ручками для открытия и закрытия – его ответная часть встроена в левую балку подфонарной рамы;
- открытие подъемной части фонаря кабины производится только на стоящем самолете ручкой замка вручную (изнутри для этого есть и вспомогательная П-образная ручка, предусмотрен аварийный сброс этой части фонаря при катапультировании на всех режимах, а если он не срабатывает, фонарь срывает заголовником катапультного кресла.
Оперение:
- обеспечивает устойчивость и управление самолетом в по тангажу и курсу, состоит из горизонтального и вертикального оперения, установленных на хвостовой части отсека Ф3 фюзеляжа;
- все поверхности оперения имеют симметричный двояковыпуклый профиль;
- конструктивно и технологически агрегаты оперения отчасти подобны таковым на отъемной части крыла, но имеет и принципиальные отличия, указанные ниже;
- на чертеже в конце раздела представлена конструкция оперения серийного самолета Су-25 – принципиальными отличиями исходного рабочего проекта Т-8 в этой части является отрицательный угол поперечного V (в данном случае можно считать, что на чертеже дан вид на ГО снизу, а не сверху) и единый руль направления вместо разделенного на две секции.
Горизонтальное оперение:
- имеет трапециевидную на виде в плане форму (передняя кромка умеренной положительной стреловидности, задняя – малой отрицательной), нулевой угол установки и отрицательный угол поперечного V;
- общая площадь ГО 6,470 кв. (относительная 0,23), состоит из цельного стабилизатора, а также соединенных только проводкой управления левой и правой половин руля высоты, на каждой из которых установлен кинематический сервокомпенсатор – общая площадь двух половин руля высоты с ними 1,880 кв.м, относительная площадь РВ – 0,29;
- стабилизатор состоит из двух лонжеронов, двух стенок и двух обогреваемых лобовиков (носков по передним кромкам консольных частей), 26 полных нервюр, четырех нервюр только по межлонжеронным частям и двух законцовок, единой нижней панели обшивки, пяти верхних панелей обшивки, а также узлов навески стабилизатора на фюзеляж, руля высоты на стабилизатор и тяг сервокомпенсаторов на него же;
- широкие консольные части стабилизатора соединены общим узким центропланом, ограниченным лонжеронами – не являющейся отдельным агрегатом частью этого агрегата, ширина которой равна примерно 45% от длины корневых нервюр;
- главный лонжерон стабилизатора проходит под прямым углом к ПСС примерно на 55% длины бортовых нервюр между левой и правой нервюрами №№11 и стыкуется с их концами;
- второй (задний) стабилизатора проходит на весь его размах, соединяясь концами левой и правой нервюр №№11, и имеет два излома – средний участок ограничивает центроплан стабилизатора сзади и идет под прямым углом к ПСС, а концевые имеют малую положительную стреловидность;
- стенки стабилизатора соединяют носки всех нервюр консольных частей и на них ставятся лобовики;
- все нервюры расположены по потоку;
- стабилизатор навешивается на отсек Ф3 фюзеляжа в четырех точках, отсутствие щелей в стыках обеспечено качеством изготовления и сборки деталей;
***
- левая и правая половины руля высоты симметричны, по конструкции подобны элерону, отличаясь установкой приводных качалок не на нервюре, а на валу, соединенном с элероном;
- каждая половина руля высоты навешена на задний лонжерон стабилизатора тремя узлами, два из которых имеют промежуточные шарнирные звенья, компенсирующие неточности изготовления и сборки стабилизатора и РВ и их деформации от нагрузок и перепада температур.
Вертикальное оперение:
- имеет трапециевидную на виде в плане форму (передняя кромка умеренной положительной стреловидности, задняя – малой отрицательной);
- общая площадь ВО 4,300 кв. (относительная 0,154), состоит из киля и одной секции руля высоты площадью 0,960 кв.м, относительная площадь РН – 0,22;
- киль состоит из трех лонжеронов, передней стенки, обогреваемого лобовика, нервюр, задней балки под рулем направления, трех узлов навески, левой и правой панели обшивки с люками в них и законцовки;
- все лонжероны расположены под прямым углом к СГФ и на них установлены узлы навески, которыми они крепятся к фюзеляжу передний идет от корневой нервюры и до стенки примерно на половине высоты киля, второй и третий – на всю его высоту, кроме законцовки;
- стенка идет вдоль передней кромки на малом расстоянии от нее и соединяет носки нервюр;
- задняя балка представляет собой коробчатую конструкцию, на которой установлены антенны радиоэлектронного оборудования и внутри проходят их фидеры;
- законцовка киля состоит из выклеенного из стеклоткани корпуса и сборной дюралевой корневой нервюры – она радиопрозрачная и под ней расположены антенны РЭО, а их фидеры иду в киле;
- стык киля с задней балкой с фюзеляжем закрыт зализами, ставящимися на винтах в анкерные гайки на каркасах отсека Ф3 и Ф4;
- конструкция руля направления и его сервокомпенсатора подобна рулю высоты с отличиями по форме.
При проектировании силовой установки и планера легкого войскового штурмовика Т-8 Генеральный конструктор П.О. Сухой ставил задачи не только достижения заданных тактико-технических данных, достаточной прочности и ресурса на длительной службы, закладки резервов для дальнейшего совершенствования для повышения тактико-технических данных и создания модификаций, высокой живучести, эксплуатационной и ремонтной пригодности. Но также он требовал от подчиненных обеспечения хорошей технологичности и низкой трудоемкости и себестоимости массового производства в мирное и военное время. О том, насколько этого удалось достичь, мы увидим в последующих разделах Справочника, посвященных самолету Су-25, а в ближайшем рассмотрим системы и вооружение в его исходном проекте Т-8.
Продолжение следует
Послесловие не в тему: а теперь, уважаемый читатель, одолев очередной раздел Справочника, можно «пересесть» с летательного аппарата на велосипед или на самокат, что кому нравится, и прокатиться с ветерком вместе с каналом Деревянные лошадки. Но и о самолетах там можно кое-что найти – естественно, о деревянных
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