США, разработка март 1949 – октябрь 1950 гг.
С.Г. Мороз
Справочник
Начиная с I квартала 1946 и по весну 1949 гг. конструкторское бюро фирмы «Боинг» (Boeing Aircraft Со.) в Сиэтле в штате Вашингтон разработало двенадцать вариантов предварительных проектов межконтинентального стратегического бомбардировщика – носителя ядерного оружия. Два из этих проектов имели по два варианта, а один – двадцать один вариант сразу. Итогом этой большой работы стали два фундаментальных изменения первоначального видения задачи:
- возможность сочетания заданного радиуса действия и высокой дозвуковой скорости полета, соответствующей числу Маха порядка 0,9 с применением экономичных двухвальных турбореактивных двигателей;
- для достижения таких летных данных одной лишь такой силовой установки недостаточно – необходимы стреловидные крыло и оперение;
- значительный рост полетного веса в сравнении с существующими стратегическими бомбардировщиками, включая считавшийся слишком большим Конвер В-36 «Писмейкер», неизбежен и это оправдывает необходимость увеличения числа двигателей против обычных четырех на самолетах Боинг В-29 и В-50 «Суперфортресс» и шести на новых Боинг В-47 «Стратоджет» и В-36 (до установки на этих самолетах дополнительных ТРД);
- в то же время следует предпринять конструктивные меры по сдерживанию роста полетного веса, не позволив этому процессу принять лавинообразный неконтролируемый характер;
- фирма заявила, что предпримет меры по ограничению продажной цены самолета и стоимости его жизненного цикла путем унификации его агрегатов и систем между собой и с предшествующим типом В-47 «Стратоджет»;
- необходимо обеспечить устойчивость и управляемость тяжелого самолета в необычно широком диапазоне чисел М;
- необходимо обеспечить прочность планера и надежное функционирование всех систем в длительных полетах из расчета на длительную эксплуатацию большого парка таких самолетов – они станут основой стратегической авиации США на много лет, тогда как самолеты В-36 и В-47 это лишь временная мера и переходный этап ее развития.
Разработанный с конца октября 1948 г. по март 1949 г. проект Боинг Модель 464-49 этому видению в целом соответствовал, но предстояло устранять замечания, выставленные заказчиком, Командованием снабжения ВВС США по итогам защиты, завершившейся 20 апреля 1949 г.
Это предстояло сделать в новом варианте проекта – Модель 464-67.
Предыдущая часть: Боинг В-52 – первые варианты проекта Модель 464
Фото: Dayton National USAF Museum Photo // http://www.nationalmuseum.af.mil
Рабочий проект Модель 464-67
B-52 Модель 464-67предварительный проект, высотный и скоростной межконтинентальный стратегический бомбардировщик – носитель ядерного оружия.
В марте 1949 г., еще до завершения защиты предварительного проекта Модель 464-49 начат выпуск рабочей документации на постройку опытных образцов – двух летных и одного в виде частичного комплекта агрегатов для статических прочностных и частотных испытаний, а также значительного числа отдельных узлов для испытаний ресурсных (прежде всего, по системам). Эта документация выполнялась под шифром Модель 464-49. Более подробная проработка конструкции и сопровождающий ее уточненный расчет показали ряд неувязок и несоответствий заданию.
Когда 20 апреля 1949 г. защита предварительного проекта Модель 464-49 завершилась и фирма получила список замечаний, она заявила заказчику, что они будут учтены в проекте Мидель 464-67, который станет развитием 49-го варианта, направленным лишь на приведение его в полное соответствие с выставленными требованиями при сохранении всех ключевых решений.
Назначение самолета и состав экипажа:
- как и в отношении проекта Модель 464-49, в брошюре [Standard Aircraft Characteristics Boeing XB-52. Eight XJ57-P-( ) Pratt & Whitney. Experimental. By Authority of Commanding General Air Force Material Command U.S. Air Force, - 6 October 1950] сказано, что это предназначенный для уничтожения наземных целей дальний высотный бомбардировщик, но с уточнением «высокоскоростной и тяжелый»;
- основной экипаж – пять человек;
- первый летчик – командир экипажа на верхней палубе 1-й гермокабины на переднем кресле, в аварийной ситуации катапультируемом вверх;
- второй летчик – он же помощник командира экипажа и бортинженер на верхней палубе 1-й гермокабины на заднем кресле, в аварийной ситуации катапультируемом вверх, для чего средняя секция фонаря кабины сбрасывается);
- два бомбардира – штурмана-навигатора – офицера по вооружению на нижней палубе 1-й гермокабины на расположенных бок о бок лицом по полету креслах, в аварийной ситуации катапультируемом вниз (под их креслами находятся два люка входа в 1-ю ГК, которые в аварийной ситуации сбрасываются), выполняя функции штурмана и бомбардира, тот что на левом кресле работает с оптическим оборудованием, а на правом – с радиолокационным, к пультам управления бомбардировочным вооружением имеют доступ оба;
- в отличие от других тяжелых бомбардировщиков, включая и В-47, выход офицеров по вооружению в бомбоотсек самолета В-52 в полете не предусматривался;
- дополнительный член экипажа – инструктор или проверяющий размещается на верхней палубе 1-й гермокабины за креслом 2-го летчика на вращающемся сиденье с привязными ремнями, в аварийной ситуации покидает самолет через сбрасываемые боковые панели остекления задней части фонаря кабины;
- фирма «Боинг» предлагала унифицировать оборонительное вооружение Модели 464 и серийного самолета В-47 с необитаемой кормовой огневой точкой, которой на В-47 управляет второй летчик на поворотном катапультном кресле, но в данном случае установить индикаторы телевизионного и радиолокационного прицелов за местом дополнительного члена экипажа, но по результатам испытаний самолета В-47 заказчик потребовал сделать обитаемую кормовую огневую установку;
- стрелок-радист размещен во 2-й гермокабине лицом в корму на обычном кресле с привязными ремнями, в аварийной ситуации покидает самолет через проем, образующийся после сброса модуля кормовой огневой установки (установить в этой кабине катапультируемое кресло оказалось невозможно, т.к. под ней находились установка тормозного парашюта, ящики боезапаса кормовой турели с рукавами его подачи и агрегаты гидравлической системы,, а над ней – стреловидная задняя кромка вертикальноо оперения, «пустое пространство» там значительно увеличивало длину и вес хвостовой части фюзеляжа, недопустимо смещая центровку назад;
- на месте дополнительного члена экипажа смонтирован второй комплект прицельного оборудования и средств управления кормовой огневой установкой;
- сообщение между 1-й и 2-й гермокабинами не предусмотрено.
Аэродинамическая схема, поверхности управления и механизации крыла:
- как и Модель 464-49, аэродинамическая схема Модели 464-67 классическая статически устойчивая, причем степень статической устойчивости положение центра масс в проекции на средние аэродинамические хорды крыла (длина САХ – 6,998 м) сместилось относительно четверти ее длины сместилось вперед;
- это достигнуто удлинением фюзеляжа на 2,926 м или на 6,7% путем вставки дополнительного отсека перед центром масс между 1-й гермокабиной и нишами основных опор шасси;
- предприняты меры по увеличению располагаемой подъемной силы крыла и ее добавки от выпуска механизации – закрылков (см. подробно ниже);
- управление по крену – интерцепторами, но добавлены малые элероны, работающие только как демпферы самовозбуждающихся колебаний по крену с отклонением автоматической системой;
- горизонтальное оперение сделано полностью новое с рулем высоты переставным для достижения оптимального угла установки по углу атаки и числу М (на Модели 464-49 оно цельноповоротное без руля высоты);
- вертикальное оперение сделано полностью новое складываемое с неподвижным в полете килем и с рулем направления (на Модели 464-49 оно цельноповоротное без руля направления), для сохранения курсовой устойчивости с увеличенной боковой проекцией носовой части фюзеляжа высота его увеличена – общая высота самолета на стоянке увеличена на 0,625 м или на 4,4%;
- на рулях высоты и направления предусмотрены триммеры для аэродинамической балансировки самолета;
- аэродинамика самолета, его прочность, ресурс и кинематика систем учитывают гибкость конструкции планера – способность его безопасно деформироваться под воздействием переменных воздушных и иных нагрузок, накапливая очень большое число циклов на протяжении длительного срока службы.
Методы производства планера и монтажа систем:
- увязка размеров «сверху вниз» – первоисточниками всех размеров являются увязанные по чертежу общего вида теоретические чертежи основных агрегатов планера, по увязываются чертежи узлов и деталей;
- по этим чертежам составляются плазы и теоретические таблицы размером, но когда они готовы и проверены, тогда уже они становятся эталонами для исполнения и контроля всех размеров;
- плаз общего вида выполняется в масштабе 1:10, контроль размеров, включая регламентированные зазоры между соседними деталями, контакт которых недопустим – аналитическим путем с опорой на таблицы координат;
- плазы агрегатов и все шаблоны выполняются 1:1;
- общая сборка самолета производится в стапеле простейшей конструкции, обеспечивающем лишь удобство взаимного расположения агрегатов и нахождения рабочих и их оборудования и инструмента на своих местах с учетом техники безопасности, точность установки обеспечивается качеством изготовления входящих узлов, а последующая нивелировка – регулированием стыков неподвижных и подвижных;
- планер самолета состоит из крупных агрегатов («секций» – отсеков крыла, фюзеляжа, оперения, аэродинамических поверхностей, крышек люков и пр.), которые в свою очередь разбиты на подсборки («панели» – лонжероны, сборные бимсы, нервюры, шпангоуты, стенки, собственно сборные панели обшивки и т.п.), исходя их удобства производства и ремонта
- все «секции» и «панели» собираются каждая в своем приспособлении, но предприняты меры их частичной и даже полной унификации с целью снижения номенклатуры чертежей, плазовой и сборочной оснастки;
- основной метод увязки конструкции и оснастки самолета и его сборки плазово-шаблонный (ПШМ), но с существенными отличиями от своего классического вида, примененного на всех самолетах фирмы, начиная от В-17Е и по В-47 – введено задание части поверхностей полностью в виде математических таблиц в трех координатах от базовых плоскостей (см. ниже);
- на крупных деталях введены базово-фиксирующие и координатно-фиксирующие отверстия (БФО и КФО);
- наличие БФО и КФО упрощает установку массивных и крупных деталей в сборочное приспособление – после использования эти отверстия заглушаются заклепками, при необходимости – с герметизацией;
- широко применены кондукторы для сверления и точной разделки отверстий;
- разработаны меры компенсации возможных погрешностей при изготовлении и сборке деталей и узлов так, чтобы по возможности сократить эти операции на конечных этапах производства планера;
- разработаны меры обеспечения межзаводской взаимозаменяемости деталей мелких и средних размеров, заказываемых на сторонних предприятиях по чертежам фирмы «Боинг» (не относящихся к покупным комплектующим изделиям – ПКИ);
- монтаж систем – с использованием ПШМ с применением специально разработанного комплекса средств измерения угловых и больших линейных размеров;
- обеспечена возможность внестапельной сборки и нивелировки самолета с использованием подъемников и ложементов в производстве и при проведении контрольно-восстановительных ремонтов (КВР);
- разработан комплект технологических лонжеронов, бимсов, нервюр и шпангоутов, которые позволяют перемещать агрегаты гибкой конструкции по линии сборки без опасения их повреждения – после стыковки с соседними агрегатами планера они обретают достаточную жесткость и эти технологические приспособления снимаются;
- проектирование большинства деталей – из расчета их изготовления с применением высокопроизводительных процессов – листовой и объемной штамповки, литья, групповой механической обработки в т.ч. на станках копировальных и с числовым программным управлением.
Конструктивно-технологическое членение планера и мотогондол – основные агрегаты:
- всего крупных агрегатов – «секций» в планере самолета В-52 около ста, ниже перечислены отдельно только основные, остальные же даны как комплекты;
***
Крыло:
- крыло без подвижных поверхностей состоит из центроплана, левых и правых кессонов корневых, средних и концевых частей и законцовок, а также внутренних, средних и внешних секций передних кромок – всего 15 секций;
- общими технологическими базами всех отсеков крыла являются теоретические плоскости хорд (исчисляются в уравновешенном состоянии без деформаций под своим весом и без учета крутки крыла) и концевых нервюр, точка пересечения передних кромок консолей, а также оси стыковых узлов, которыми они соединяются с соседними секциями;
- дополнительными технологическими базами центроплана являются оси узлов навески на фюзеляж, корневых частей крыла – плоскости пилонов внутренних гондол двигателей и внутренних секций закрылков, средних – обоих пилонов гондол двигателей, элеронов, внутренних секций интерцепторов, внешних секций закрылков, концевых – внешних пилонов гондол двигателей, внешних секций интерцепторов, установок поддерживающих опор шасси;
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и выпущенного положения закрылков, являются плоскости, касательные к нижней поверхности залонжеронной части крыла в их зоне;
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения элеронов, являются плоскости, касательные к верхней поверхности залонжеронной части крыла в их зоне;
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения интерцепторов, являются плоскости, касательные к верхней поверхности залонжеронной части крыла в их зоне, а также оси задних лонжеронов;
- после завершения стапельной сборки в своих приспособлениях корневые и средние кессоны каждой половины крыла соединяются между собой с проверкой взаимного положения их технологических баз и образуют единый силовой агрегат – кессон внутренней секции крыла левый и правый;
- комплекты съемных крышек люков на каждую секцию крыла с базированием по осям замков и (если есть) – петель навески, на люках в остальных агрегатах сделано так же;
- комплекты люков обслуживания на подвижных аэродинамических поверхностях крыла;
- комплект зализов, закрывающих места стыка центроплана, средних частей и фюзеляжа (увязка – по плазам);
- левая и правая внутренние секции закрылков (базы – ось навески, плоскости хорд и концевые нервюры – для остальных подвижных аэродинамических поверхностей крыла так же);
- левый и правый элероны;
- триммеры левого и правого элеронов;
- левая и правая внешние секции закрылков;
- по семь левых и правых секций интерцепторов;
- два симметричных комплекта щитков ниш поддерживающих опор шасси;
Фюзеляж:
- основные части фюзеляжа – носовая (секция 41), средняя (43), хвостовая (47) части, герметичная кабина №2 (секция 49), а также модуль кормовой пулеметной установки, который является ПКИ и поставляется на сборку в готовом виде другим предприятием – специализирующимся на выпуске авиавооружения, но кроме того, в состав фюзеляжа входят и другие указанные ниже секции и комплекты;
- общими технологическими базами всех секций фюзеляжа являются строительная горизонталь фюзеляжа СГФ, верхняя и нижняя «ватерлинии» (WL275,8 образует плоскость, касательную к верхнему обводу цилиндрической части фюзеляжа, а нижняя WL100 – к нижнему), а также расположенная под прямым углом к ним плоскость симметрии самолета ПСС;
- дополнительной технологической базой для всего самолета является «плоскость аэродрома», проходящая через нижние точки колес основных опор шасси при пустом снаряженном самолете с нормальными зарядками амортизаторов стоек и шин колес;
- нулевая дистанция проходит через переднюю (нулевую) физическую точку носовой части фюзеляжа под прямым углом к СГФ и ПСС;
- каждая секция фюзеляжа имеет свои дополнительные технологические базы для сопряжения с соседними секциями и панелями – стык между носовой и средней секциями ступенчатый и имеет три базовых плоскости, что определено удобством конструктивной компоновки отсеков, остальные – вертикальные по шпангоутам;
- сопряжение средней части фюзеляжа и центроплана – по осям, которые проходят под острым углом к СГФ, задаваемым формой центроплана и углом установки крыла;
- верхний и нижний носовые радиопрозрачные обтекатели (базы – по плоскостям, проходящим через пересечение осей их замков);
- каркасы фонаря кабины летчиков и стрелка (увязка с НЧФ – по плазу);
- комплекты стекол фонаря кабины летчиков, штурманов и стрелка (ПКИ, увязка с каркасом – по плазу);
- комплекты дверей (сама дверь, крепление, механизм открытия и закрытия) 1-й и 2-й гермокабин;
- комплекты наружных и внутренних крышек люков обслуживания на каждую секцию фюзеляжа;
- комплект усиливающих конструкций («мостов») бомбового отсека (увязка с СЧФ по плазу);
- комплект окантовки бомбового отсека (увязка с СЧФ по плазу);
- комплект створок бомбового отсека (сами створки с механизмами открытия и закрытия, увязка с СЧФ по осям навески и замков и по привалочным поверхностям по плазу);
- два комплекта окантовок и усиливающих конструкций ниш основных опор шасси;
- два комплекта створок ниш основных опор шасси (сами створки с механизмами уборки и выпуска, увязка с СЧФ по осям навески и замков и по привалочным поверхностям по плазу);
Пилоны и гондолы двигателей:
- четыре пилона навески гондол двигателей (унифицированы кроме зон сопряжения с нижними панелями крыла, технологические базы – плоскости их хорд, оси узлов навески на крыло и оси узлов навески моторам и секций самих гондол, технологические базы – плоскости хорд и концевые нервюры передней части);
- по четыре одинаковых комплекта воздухозаборников, верхних и нижних открываемых крышек и съемных крышек люков обслуживания на них (технологические базы собственные – оси двигателей, плоскости концевых шпангоутов и оси окантовочных бимсов и замков на них, выносные – как на пилонах);
Пилоны подвесных баков:
- два пилона подвесных баков (технологические базы – плоскость хорд пилона и оси узлов навески пилона на крыло и бака на пилон);
Горизонтальное оперение:
- левый и правый полукомплекты переставного в пределах +7° … -6° стабилизатора (сам стабилизатор и механизм его навески, технологические базы – плоскость хорд консоли стабилизатора, корневая нервюра, ось навески стабилизатора на фюзеляж и ось навески руля высоты на стабилизатор);
- каждая консоль стабилизатора состоит из кессона, носка и законцовки;
- левый и правый рули высоты с их навеской (технологические базы – плоскость хорд РВ, концевые нервюры, ось навески РВ на стабилизатор и ось навески триммера на руль);
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения РВ, являются плоскости, касательные к верхней поверхности залонжеронной части стабилизатора в их зоне;
- триммеры-сервокомпенсаторы левой и правой половин руля высоты с их навеской (технологические базы – плоскость хорд триммера, концевые нервюры, ось навески триммера на руль);
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения триммеров-сервокомпенсаторов РВ, являются плоскости, касательные к верхней поверхности залонжеронной части РВ в их зоне;
- комплекты люков обслуживания на консолях стабилизатора и других подвижных аэродинамических поверхностях горизонтального оперения;
Вертикальное оперение:
- комплект складываемого вертикального киля (сам киль и механизм его навески, технологические базы – плоскость хорд консоли киля, корневая нервюра, ось навески киля на фюзеляж и ось навески руля направления на киль);
- консоль киля состоит из корневого и концевого кессонов, четырех секций носка, закрывающих стык корневой и концевой частей киля лент и законцовки – всего девять агрегатов;
- руль направления с его навеской (технологические базы – плоскость хорд РН, концевые нервюры, ось навески РН на киль и ось навески триммера и сервокомпенсатора на руль);
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения РН, являются плоскости, касательные к левой и правой поверхностям залонжеронной части киля в их зоне;
- триммер и сервокомпенсатор руля направления с их навеской (технологические базы – плоскость хорд триммера и сервокомпенсатора, концевые нервюры, ос и их навески на руль);
- технологической базой для регулировки и проверки вписанного и полностью отклоненного положения триммера и сервокомпенсатора РН, являются плоскости, касательные к левой и правой поверхностям залонжеронной части РН в их зоне;
- комплекты люков обслуживания на консолях киля и других подвижных аэродинамических поверхностях вертикального оперения.
***
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»
***
Применяемые материалы и технологии их обработки:
- как и для бомбардировщика В-47, конструкция планера В-52 сделана «гибкой», т.е. способной выдерживать много циклов значительных деформаций не только без мгновенного, но и в пределах установленного ресурса и без усталостного разрушения, для чего расчет прочности шел не на напряжения предела текучести, а на разрушающие напряжения – например, для сплава алклед 6061-Т4 (аналог дюраля с отличиями по рецептуре и покрытию) предел текучести 13,3 кгс/кв.мм, а прочности – 23,2 и если деталь рассчитывать на эту величину, то ее сечение станет в 1,7 раза меньше и во столько же раз уменьшится масса;
- на чертежах ниже показано применение различных материалов для изготовления наружных панелей планера и остекления кабин самолетов В-52 первых модификаций, которое осталось таким же, как было в проекте Модель 464-67;
- неплакированные алюминиевые сплавы в листах и тонких профилях (на схемах Bare Aluminim, электрохимическое покрытие анодным оксидированием с наполнением хромпиком) – каркас всех агрегатов, внешние боковые и верхние панели фюзеляжа, основная часть конструкции крыла и оперения, рули, элероны и закрылки, пилоны мотогондол, центральная часть законцовки левого крыла, панели ниш, а также створки шасси и кроме указанного ниже;
- неплакированные алюминиевые сплавы в профилях, поковках – пояса силовых элементов, стыковые узлы и фитинги каркаса и систем с высоким и средним уровнем нагружения, покрытие как для листов;
- алклед (Clad Aluninium, покрытие слоем олова) плакированные алюминиевые сплавы в листах и профилях больших сечений – наружные панели пилонов подвесных баков;
- магниевые сплавы в листах (Magnesium, электрохимическое покрытие химическое оксидирование) – обшивки у корня залонжрононной части крыла сверху, внешних секций передних кромок, верхних и нижних залонжеронных панелей внешних секций крыла, часть панелей средней части фюзеляжа и люков кроме больших, створок бомбового отсека, воздухозаборников, передние части открываемых панелей мотогондол;
- магниевые сплавы литейные – слабонагруженные кронштейны, фитинги систем и т.п., покрытие – как для листов;
- титановые сплавы коррозионно-стойкие в листах и тонких профилях (Titanium Or Cres, покрытие химическое пассивирование) – задние части открываемых панелей мотогондол, подфонарные рамы кабин летчиков и стрелка-радиста, большие нижние люки средней части фюзеляжа, боковые панели, соединяющие хвостовую часть фюзеляжа и модуль кормовой огневой установки, секция, соединяющая нижнюю и верхнюю часть киля;
- нержавеющие стали в листах и тонких профилях (Corrosion Resistant Steel, химическое пассивирование) – задние части мотогондол, возможна замена на сталь деталей из титановых сплавов до их освоения в производстве;
- высокопрочные легированные стали (покрытие кадмированием) – высоконагруженные стыковые узлы каркаса и систем;
- противокоррозионная защита всех металлических деталей – электрохимическое и лакокрасочное покрытие, а также полная металлизация всех подвижных и неподвижных соединений (кроме некоторых мелких деталей внутренних конструкций), выходящая на съемники статического электричества, что также повышает пожарную безопасность самолета и улучшает условия для работы РЭО;
- мягкие баки, мембраны и т.п. – синтетическая прорезиненная ткань;
- композиционные материалы на основе стеклотканей (Glass Fabric, в то время в документации самолета само понятие «композиционные материалы» еще не звучало) – все радиопрозрачные части, включая законцовки крыла кроме средней внешней панели левой законцовки, верхний и нижний обтекатели антенн радиоэлектронного оборудования в носовой части фюзеляжа, крышки антенн радиовысотомеров на нижней поверхности фюзеляжа, крышки антенн РЭО на боковых панелях киля и его законцовка, обтекатель антенн радиолокационного прицела кормовой огневой установки, стеклопластики «хвостики» пилонов мотогондол;
- тросы во всех системах состоят из предварительно вытянутых и пропитанных пушечной смазкой витых стальных канатов и стальных же наконечников, если трос в механизме один, тогда один из наконечников регулируемый, если два и более – соседние соединены регулирующими тандерами;
- все трубопроводы топливной системы и ветвей нагнетания гидравлической системы стальные цинкованные, остальные – алюминиевые с анодным оксидированием, лакокрасочное покрытие – наружное;
- соединения трубопроводов – стальными, латунными (без покрытия) или алюминиевыми штуцерами, дюритовые соединения применены по минимуму и с металлической оплеткой;
- стекла кабин и перед объективами прицельных устройств – триплекс, лобовое и два боковых за ним в кабине летчиков, а также все стекла в кабине стрелка – с пленочным электрообогревом.
Общие конструктивные меры по обеспечению надежности и ресурса планера и систем:
- во всех ответственных соединениях вне зависимости от требований герметичности клепка высокоресурсными заклепками, по возможности двусторонняя и безударная, ударная в узлах каркаса – только с применением заклепок с компенсатором;
- все резьбовые соединения где нет самоконтрящихся гаек, контрятся проволокой, отгибными шайбами или шплинтами, кернение и пружинные шайбы применены только там, где другой вариант невозможен и эти места контролируются в эксплуатации;
- предусмотрены меры противокоррозионной защиты, в т.ч. подбор материалов с учетом их свойств, исключение скопления и застоя влаги и технических жидкостей, в т.ч. из конденсата, металлизация и съем статического электричества, электрохимические и лакокрасочные покрытия и методы их восстановления;
- проработаны все, в т.ч. малонагруженные соединения на предмет запасов прочности на случай невыдерживания размеров в производстве, повреждений и износа в эксплуатации;
- определены общие требования к зазорам между соседними деталями, исключающими их повреждение от нештатного контакта вследствие деформаций самолета под воздействием силовых нагрузок или перепадов температур;
- общие меры по контролю планера и систем (общее состояние, давления, напряжения в сети, натяжение тросов, ходы и зазоры в механизмах, нивелировка самолета и пр. – такие же, как на предыдущих тяжелых самолетах фирмы «Боинг», что облегчает переучивание личного состава, это же касается и мер, изложенных ниже;
- эксплуатация самолета предусматривает приемку заказчиком с проведением испытаний каждой серийной машины по типовой программе, повседневное обслуживание, предварительную и предполетную подготовку, контроль в полете, послеполетный осмотр и анализ записей бортового регистратора параметров полета, регламентные работы и замену ресурсных агрегатов и покупных комплектующих изделий по налету часов, числу циклов работы и сроков службы, различные формы ремонта, включая контрольно-восстановительный, по результатам которого принимается решение о продлении ресурса;
- проектом предусмотрена возможность последовательной модернизации готовых самолетов путем их доработки силами производителя или эксплуатационных служб заказчика по согласованию с разработчиком;
- все этапы жизненного цикла каждого конкретного экземпляра самолета фиксируются в формуляре, привязанном к присваиваемому заказчиком уникальному регистрационному номеру, состоящему из двух последних цифр финансового года заказа и порядкового номера заказа на данный конкретный самолет в бюджете ВВС на этот год;
- при сдаче каждого конкретного экземпляра самолета заказчику к его формуляру прилагается ведомость отклонений от конструкторской и технологической документации, пропущенных в дальнейшее производство с устранением или без – в состоянии исполнения, если это сочтено не опасным.
Конструкция силового набора и компоновка систем самолета:
- представлена на чертеже ниже для самолетов первых крупносерийных модификаций В-52В и С, проект Боинг Модель 464-67 отличается в основном конструкцией носовой части фюзеляжа и 1-й гермокабины в ней, компоновкой топливных баков в фюзеляже, а также установкой стартовых ускорителей и бака для окислителя для них в средней части фюзеляжа за крылом;
- описание указанных на чертеже позиций приведено ниже – с указанием основных отличий изображенного самолета В-52С от проекта Модель 464-67;
1) антенна механизм ее сканирования и генераторный блок РЛС AN/APS-23 навигационно-бомбардировочной системы МА-6А (в проекте Модель 464-67 – K-1);
2) нижний радиопрозрачный обтекатель, сдвигаемый для открытия вперед на рельсах;
3) носовая антенна ответчика дальности;
4) спиральная антенна приемника радиостанций;
5) гермошпангоуты;
6) стеклоочиститель («дворник») левого лобового стекла командира экипажа – вся компоновка 1-й гермокабины, ее остекления и носовой части фюзеляжа проекта Модель 464-67 приобрела такой вид на самолете В-52А. претерпев очень значительные изменения – см. пп. 6 – 20);
7) переднее боковое стекло командира экипажа;
8) среднее боковое стекло командира экипажа;
9) сбрасываемые в аварийной ситуации крышки над катапультными креслами на верхней палубе 1-й ГК;
10) катапультные кресла 1-го и 2-го летчиков;
11) дополнительное некатапультируемое сиденье;
12) стойка радиоэлектронного оборудования (РЭО);
13) створки порта дозаправки в полете;
14) пол верхней палубы 1-й гермокабины;
15) пол нижней палубы 1-й гермокабины;
16) кресло штурмана-навигатора;
17) кресло бомбардира;
18) левый и правый входные люки 1-й гермокабины со встроенными трапами;
19) оптический бомбардировочный прицел;
20) главная приборная панель летчиков;
21) съемная панель доступа в отсек турбогенераторов;
22) фюзеляжные баки;
23) рамные силовые шпангоуты навески основных опор шасси передний и задний;
24) правые основные опоры шасси передняя и задняя;
25) левые основные опоры шасси передняя и задняя;
26) механизмы разворота колес основных опор шасси (для руления);
27) створки ниш основных опор шасси;
28) рулежные фары на створках передних ниш основных опор шасси;
29) «ломающиеся подкосы» основных опор шасси (подпись в источнике «гидроцилиндры уборки и выпуска основных опор шасси» ошибочна);
30) резиновые упоры для шин колес в убранном положении стоек;
31) узлы навески центроплана крыла на силовых шпангоутах фюзеляжа и на стенках кессона (всего 4, пояса кессона напрямую со шпангоутами не соединены);
32) шпангоуты, ограничивающие отсек вооружения спереди и сзади;
33) съемная панель обшивки для доступа к механизмам управления, шасси и бомбового вооружения;
34) съемная панель обшивки для доступа к агрегатам топливной и гидравлической систем, проводке и механизмам управления, бортовому оборудованию;
35) створки отсека вооружения – три левых и три правых секции с устройствами их навески и механизмами открытия и закрытия;
36) приводы открытия и закрытия створок отсека вооружения и их тросовая проводка;
37) кронштейн лебедки подъема подвесок;
38) электрические лебедки подъема подвесок;
39) верхняя силовая и герметичная панель отсека вооружения;
40) герметичная кондиционируемая капсула для разведывательного оборудования и его операторов (подвешивается в отсек вооружения вместо части бомбового вооружения и его створок);
41) кронштейн навески разведывательной капсулы передний;
42) передний и задний силовые шпангоуты герметичного отсека разведывательной капсулы;
43) катапультируемые вниз кресла операторов разведывательного оборудования;
44) агрегатный отсек разведывательной капсулы;
45) четыре аэрофотоаппарата;
46) место установки дополнительных аэрофотоаппаратов или приборов метеонаблюдения, средств радиотехнической разведки и постановки активных радиоэлектронных помех;
47) проход из ниши задних опор шасси в отсек фюзеляжа за ней;
48) дверь прохода из ниши задних опор шасси в отсек фюзеляжа за ней;
49) стыковой узел каркаса;
50) люки доступа в хвостовую часть фюзеляжа снизу;
51) вал навески левой консоли стабилизатора;
52) герметичная дверь из 2-й гермокабины в хвостовой отсек фюзеляжа;
53) силовой привод перестановки стабилизатора;
54) входной люк 2-й гермокабины по правому борту;
55) контейнер тормозного парашюта;
56) сиденье стрелка-радиста;
57) люк доступа к патронному ящику, креплению и агрегатам привода кормовой огневой установки;
58) кормовая дистанционно-управляемая огневая установка с четырьмя пулеметами (в проекте Модель 464-67 два пулемета);
59) двухосевое карданное крепление пулеметной установки;
60) обтекатель антенны моноимпульсного радиолокационного прицела кормовой огневой установки (в проекте Модель 464-67 он находится в подвижной ее части непосредственно над стволами пулеметов, антенна установлена в нем жестко и отклоняется вместе с пулеметами);
61) полусферический обтекатель подвижного объектива телевизионного прицела (в проекте Модель 464-67 он неподвижный широкоугольный и встроен в заднее стекло фонаря кабины стрелка);
62) окна выброса стреляных гильз и звеньев ленты;
63) фонарь кабины стрелка с обогреваемыми стеклами (по отношению к проекту Модель 464-67 претерпел значительные изменения);
64) места установки пироболтов аварийного отстрела модуля кормовой огневой установки;
65) крайние положения носка стабилизатора при его перестановке на углы +7°…-6°;
66) главный лонжерон консоли стабилизатора (к нему крепится вал навески);
67) весовой балансир руля высоты;
68) триммер-сервокомпенсатор руля высоты;
69) ось механизма складывания киля;
70) штыри замка сложенного положения киля;
71) электрически изолированная силовая панель, связывающая нижнюю и верхнюю части киля;
72) люк антенны радиосистемы ближней навигации VOR;
73) сделанный в основании складываемого киля воздухозаборник подачи забортного воздуха в систему кондиционирования 2-й ГК с его трубопроводом из двух секций;
74) сделанный в основании складываемого киля воздухозаборник под первым подачи забортного воздуха в систему охлаждения насосной станции и бака гидросистемы с его трубопроводом из двух секций;
75) сигнальные огни для построения боевого порядка и бомбометания по ведущему;
76) такелажные узлы хвостовой секции фюзеляжа;
77) бак гидросистемы;
78) силовой шпангоут навески задних основных опор шасси;
79) нервюры крыла и их сечение;
80) торцевые нервюры кессонов центроплана и корневых секций крыла;
81) стыковые ленты соединения кессонов центроплана и корневых секций крыла – 13 Т-образных болтов в верхней и 11 в нижней;
82) фрезерованные для получения переменной толщины панели кессонов корневых частей крыла с приклепанными к ним стрингерами;
83) места установки передних узлов навески пилонов двигателей на I лонжеронах крыла;
84) воздухозаборники типа NACA магистрали наддува топливной системы забортным воздухом;
85) топливные баки в крыле;
86) элероны – демпферы крена;
87) привод триммера правого элерона;
88) интерцепторы на верхней поверхности крыла;
89) четыре каретки внутренней секции закрылка и их рельсы;
90) шарико-винтовые подъемники закрылков – три на каждой внутренней секции и два на внешней;
91) три каретки внешней секции закрылка и их рельсы;
92) гидромоторы на каждом подъемнике закрылков;
93) блоки электрокранов гидросистемы – всего четыре;
94) три вспомогательных силовых установки – турбогенераторы, представляют собой малый турбореактивный двигатель со стартер-генератором и устройством отвода избытка сжатого воздуха из своего компрессора в пневмосистему самолета, см. выноска поз. 94 на чертеже (два турбогенератора введены на первых В-52А установочной серии, начиная с модификации В-52В их три);
95) десять насосных станций гидросистемы;
96) выходы горячего воздуха из сопел турбогенераторов;
97) турбореактивные двигатели J7-P;
98) воздухозаборники турбостартера и маслорадиатора в едином модуле на передних агрегатных картерах двигателей;
99) маслобак на двигателе (входит в ее конструкцию);
100) коробка приводов агрегатов, компрессор и электрогенератор на двигателе (входит в ее конструкцию);
101) вспомогательный воздухозаборник маслорадиатора (два на каждой мотогондоле);
102) выход клапана перепуска воздуха компрессора двигателя (два на каждой мотогондоле);
103) нижняя часть пилона гондолы двигателей – противопожарная перегородка между ними;
104) противопомпажные створки воздухозаборников – в проекте Модель 464-67 отсутствовали, введены только на модификации B-52D;
105) крепление пилона мотогондолы к каркасу крыла;
106) подкладные гофры под обшивкой залонжеронной части крыла в зоне закрылков;
107) поддерживающие внешние опоры шасси;
108) колесо поддерживающей внешней опоры шасси;
109) подкрыльевой сбрасываемый топливный бак;
110) внешние крыльевые баки-кессоны (предусмотрены уже в проекте Модель 464-67);
111) замки закрытого положения ниш основных опор шасси (подпись в источнике «воздухозаборник стартера двигателя» ошибочна);
112) панель, в которую встроены горловины централизованной заправки топливом под давлением (сами горловины не показаны);
113) обогреваемые передние кромки крыла – часть противообледенительной системы;
114) сделанные на бортах фюзеляжа выходы воздуха из системы его кондиционирования;
115) турбулизаторы пограничного слоя обтекающего воздуха на верхней поверхности крыла – в проекте Модель 464-67 отсутствовали, введены по результатам испытаний опытных образцов;
116) подпись «антенны радиоэлектронного оборудования…» ошибочна, см. поз. 94;
117) открываемые панели мотогондол;
118) колеса основных опор шасси;
119) отверстия датчиков статического давления приборного оборудования;
120) приемник статического и динамического воздушных давлений для изменения скорости и высоты полета, а также числа М;
121) шарниры крепления гидроцилиндров – позиция отсутствует;
122) выходы сопел турбостартеров двигателей на мотогондолах;
123) гидроцилиндры уборки и выпуска основных опор шасси (подпись в источнике «аккумуляторные батареи в переднем отсеке» ошибочна);
124) секторные воздухозаборники подачи воздуха на питание и охлаждение турбогенераторов (по два на борт);
125) основные агрегаты системы кондиционирования воздуха гермокабин, включая турбохолодильник, фильтры, влагоотделитель, увлажнитель и систему автоматического поддержания температур и рампределения;
126) воздухозаборники системы воздуха гермокабин в передней кромке крыла (также СКВ получает воздух от компрессоров низкого давления двигателей).
Типовые конструктивные элементы планера, пилонов и гондол двигателей:
- конструкция планера с работающей обшивкой – она воспринимает своими касательными напряжениями значительную часть изгибных и крутильных нагрузок даже там, где толщины малы – например, на фюзеляже за счет очень больших его поперечных сечений, остальное, а также все перерезывающие силы и сосредоточенные нагрузки, берет на себя силовой набор продольный и поперечный;
- конструкция всех частей консолей крыла и оперения кессонная и такие соседние секции в неподвижных стыках соединяются и по лонжеронам ухо-вильчатыми узлами, и по панелям стыковыми лентами с расположением болтов под прямым углом к их местным плоскостям;
- лонжероны, стенки и секции нервюр всех частей крыла и оперения балочные, нервюры имеют уголковые пояса и плоские стенки, остальные элементы – в основном двутавровое сечение и состоят из верхнего и нижнего поясов и соединяющей их стенки, подкрепленной вертикальными стойками, а также стыковых узлов;
- лонжероны консолей стабилизатора, которые идут под прямым углом к обводу фюзеляжа и корневым нервюрам, средний (главный) лонжерон нижней секции киля, а также главные задние лонжероны пилонов гондол двигателей коробчатого сечения и имеют П-образные пояса и две стенки, замыкающие их контур;
- лонжероны имеют стыковые узлы на каждом своем поясе и передают они и изгибающий момент, и перерезывающую силу, стенки имеют один узел между их поясами и он передает только перерезывающую силу;
- стыковые ленты в местах соединения кессонов передают касательные напряжения в их панелях и болты их расположены против стрингеров;
- стенки лонжеронов отверстий облегчения не имеют;
- нервюры всех частей крыла и оперения состоят из отдельных секций, разделенных сплошными лонжеронами и стенками, в стенках всех нервюр, кроме ограничивающих баки-отсеки, есть отверстия облегчения, а во внутренних нервюрах кессон-баков – еще и подштамповки по поясам для снижения невырабатываемого остатка топлива;
- в значительной доле отверстий облегчения в стенках силовых элементов, даже высоконагруженных, не предусмотрены отбортовки или наклепываемые сверху окантовки – для снижения веса конструкции и ее себестоимости;
- бимсы фюзеляжа придают ему прочность для восприятия изгибающих моментов по всей длине и в местах вырезов, они коробчатого сечения, состоят из четырех или двух (если бимс треугольного сечения примыкает к наружной обшивке) уголковых поясов и стенок, их замыкающих – в части из них сделаны отверстия облечения и они же используются для прокладки в этих бимсах коммуникаций и доступа к ним при обслуживании;
Фото: https://www.barksdale.af.mil/News/Article-Display/Article/320510/its-just-a-phase/
- большинство шпангоутов фюзеляжа, включая усиленные, рамные и состоят из поясов, гнутых из прессованных профилей, и в отдельных местах из стягивающих их стоек или рам;
- герметичные и наиболее нагруженные шпангоуты имеют сплошные стенки, подкрепленные стойками, поперечными стяжками или гофрами, стенки всех шпангоутов, включая герметичные, – плоские;
- несъемные в эксплуатации (кроме контрольно-восстановительного ремонта) панели обшивки состоят из предварительно выкроенного и формованного по обводам листа обшивки и приклепанных вдоль направления силовых элементов стрингеров, а наиболее нагруженные имеют еще и окантовку по всему контуру или по его части и подкладные ленты в местах соединения с поясами поперечного силового набора;
- большинство обшивок – формованные листы из алюминиевых сплавов постоянной толщины в состоянии поставки, но имеющие значительную толщину панели кессонов корневых частей крыла имеют переменную толщину в соответствии с расчетными местными напряжениями, получаемую фрезерованием, и приклепываемые к ним стрингеры также имеют подфрезерованные полки;
- съемные и открываемые створки гондол двигателей, отсека вооружения, ниш шасси, крышки люков и двери кабин и других герметичных отсеков кроме наружных входных состоят из предварительно формованных наружной и внутренней или только наружной обшивок, подкрепляющего силового набора (включая окантовки), местных усилений, контурных уплотнений, узлов навески, замков, а некоторые имеют и ручки для открытия, входные двери врезаны в нижние панели фюзеляжа и помимо этого имеют замки, запираемые на ключ, нижние люки передней кабины имеют встроенные трапы;
- стрингеры преимущественно сплошные, имеют подштамповки в местах пересечения с поперечным силовым набором;
- предприняты меры по снижению концентрации напряжений во всех элементах планера и систем.
Силовая установка:
- обеспечивает тягу для движения самолета по аэродрому и для полета, электроэнергию для работы основной части систем (наряду с аккумуляторами), воздух для питания систем кондиционирования кабин и отсеков, крутящий момент на привод электрогенератора и компрессора воздушной системы, контроль своего состояния в отладке, обслуживании и в полете, а также сигналов для других систем, в т.ч. блокирующих для предупреждения аварийных ситуаций;
- состоит из маршевых двигателей со турбостартерами и маслорадиаторами в модулях в передних картерах двигателей, их установок (пилоны, крепления и гондолы), стартовых ракетных ускорителей и их установок, а также систем запуска и (только для маршевых двигателей) управления, топливопитания, смазки, контроля, связи с другими системами;
- также к составу силовой установки исходя из удобства составления рабочей конструкторской документации отнесены противообледенительная и противопожарная системы в целом (однако отдельные их части включены в другие системы и агрегаты).
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
Маршевые двигатели:
- в четырех сдвоенных гондолах под крылом установлены восемь двухвальных турбореактивных двигателей Пратт-Уитни J57-P;
- на первых двух опытных образцах предполагалось применить YJ57-P-3, на которых с нерегулируемым соплом к тому времени получили взлетную тягу 3947 кгс, но расчет летных характеристик в проекте Модель 464-67 делался на его комплектацию с регулируемым двухпозиционным соплом с тремя режимами взлетной тяги – «максимальный» (Max) 4997 кгс, «боевой» (Military) 4083 кгс и «нормальный» (Normal) – 3947 кгс или 3902 кгс;
- в дальнейшем предполагалось увеличить взлетную тягу за счет впрыска в компрессор воды или водо-метаноловой смеси для увеличения массы протекающего газа и снижения его температуры на входе в камеры сгорания;
- предусмотрена возможность установки двигателей XJ57-P-1 в случае неготовности YJ57-P-3 к началу летных испытаний самолета;
- в проекте Модель 464-57 рассматривалась возможность применения модификации двигателя J57-P с форсажной камерой – хотя это ведет к значительному перерасходу топлива;
- двигатель J57-P проектировался на базе двухвального ТВД Пратт-Уитни T45-P (PT-4) также с независимо вращающимися каскадами низкого и высокого давления первоначально с компрессором со средней напорностью (степень повышения давления менее 4,5) с валом КВД переменного сечения («вал-колокол», вал КДН – обычный трубчатый постоянного сечения) и именно под такой вариант разработка проекта Боинг Модель 464-67 начиналась «бочкообразным корпусом» (“barrel case”), разработка начата в середине 1947 г., первый запуск на стенде – в июне 1949 г., но в ходе стендовой отработки выявился недобор тяги и этот вариант забракован;
- второй вариант проекта J57-P c компрессорами низкого и высокого давления с четырьмя ступенями в каждом со степенью повышения давления 10,0 (первоначально – 4,5 как и в первом варианте, что давало малый вес при хорошем ресурсе), трубчато-кольцевой камерой сгорания и турбинами высокого и низкого давления с одной ступенью в каждой с валами обоих каскадов в виде труб примерно постоянного сечения и с корпусом переменного сечения с «осиной талией» (“Wasp Waist”) начат разработкой в мае 1949 г., первый запуск на стенде – январь 1950 г., первый запуск в воздухе – в марте 1951 г., выбран для дальнейшей разработки и под него переделан проект самолета Модель 464-67;
- запуск двигателя J57-P(подробно см. ниже) производится турбостартером, установленным в модуле на его переднем картере, его воздухозаборник находится в носке этого модуля, а компрессор подает основную часть сжатого воздуха на раскрутку КНД маршевого двигателя, вслед за чем подается топливо в пусковые форсунки камер сгорания и включается зажигание;
- тот же заборник турбрстартера поступает воздух и на радиатор охлаждения масла этого двигателя;
- запуск турбостартера – электрическим стартер-генератором, который включается от бортового аккумулятора или внешнего источника питания, а после выхода двигателя на режим малого газа начинает сам вырабатывать ток (помимо того на двигателе имеется и основной электрогенератор).
***
Примечание. Даже после «заморозки» проекта силовой установки с восемью маршевыми турбореактивными двигателями J57-Pфирма «Боинг» значительное время продолжала разрабатывать проект межконтинентального бомбардировщика с двигателями турбовинтовыми. Это считалось необходимым для подстраховки на случай внезапного провала с запуском двигателя Пратт-Уитни J57-P в серийное производство или существенной недодачи заявленных характеристик.
Стартовые ракетные ускорители:
- снаружи по бортам средней части фюзеляжа у ее заднего торцевого шпангоута установлены сбрасываемые стартовые ракетные ускорители общей тягой 13611 кгс;
- с внедрением маршевых двигателей с впрыском воды и увеличенной взлетной тягой предполагалось снизить общую тягу ускорителей до 9074 кгс для улучшения безопасности полетов;
- каждый стартовый ракетный ускоритель представляет собой подключенный к бортовым системам управления и топливопитания автономный агрегат, состоящий из корпуса с креплением, встроенной части системы управления, жидкостного ракетного двигателя и парашютной системы спасения;
- топливо для стартовых ракетных ускорителей подается из общих баков самолета – оно то же самое, что и для маршевых двигателей и нагнетается их же топливной системой;
- окислитель (предположительно азотная кислота) подается во все ускорители из единого бака емкостью 6806 кг в средней части фюзеляжа за нишей задних основных опор шасси и крайними топливными баками;
- сопла стартовых ускорителей направлены назад, наружу и вниз под малыми углами к ПСС и СГФ так, чтобы горячие струи их газов выходили, не касаясь бортов фюзеляжа и под стабилизатором;
- стартовые ускорители включаются одновременно на взлете один раз и работают 60 секунд, после чего они сбрасываются, подбираются службами авиабазы и приводятся в готовность к повторному использованию.
Система запуска маршевых двигателей:
- обеспечивает автоматизированный запуск каждого двигателя на аэродроме и в полете в отдельности своей кнопкой в указанной ниже последовательности;
- пусковые кнопки установлены на пультах в кабинах 1-го и 2-го летчиков (последний – также и бортинженер);
- после нажатия кнопки запуска данного двигателя подключается электропитание к его стартер-генератору и открывается воздухозаборник турбостартера;
- стартер-генератор производит раскрутку ротора турбостартера, в камеру сгорания которого подается пусковое топливо, а в воздухозаборник поступает воздух;
- производимые турбостартером горячие отработанные газы вместе с чистым сжатым воздухом из его компрессора подаются в компрессор запускаемого двигателя;
- 1-й и / или 2-й летчики контролируют обороты двигателя и (по секундной стрелке часов на приборной доске) – время их удержания;
- по достижению компрессором низкого давления запускаемого двигателя заданных оборотов устойчиво и заданное время 1-й и / или 2-й летчики плавно, не допуская рывков, переводят рычаг управления запускаемым двигателем в положение «земной малый газ», при этом в турбостартере отключается зажигание и подача топлива и закрывается его воздухозаборник, стартер-генератор переходит в холостой режим, подается топливо в пусковые форсунки запускаемого двигателя и включается зажигание в нем;
- по достижению компрессорами низкого и высокого давления запускаемого двигателя оборотов ЗМГ подача топлива переключается на основные форсунки;
- 1-й и / или 2-й летчики контролируют обороты двигателя на режиме ЗМГ и (по секундной стрелке часов на приборной доске, при этом стартер-генератор автоматически переходит в режим выработки электроэнергии) – время их удержания, производят прогрев и газовку двигателя согласно руководству по летной эксплуатации и программе данного полета;
- в полете на малых и средних высотах возможен запуск любого двигателя указанным выше порядком или без турбостартера при достаточных оборотах авторотации после его остановки рычагом управления двигателем в учебном порядке или из-за отказа, не приведшего к механическим повреждениям или к пожару;
- возможен «холодный запуск» всех двигателей без подачи топлива и включения зажигания в них – только на земле в учебных целях
- система обеспечивает выдачу своих сигналов для контроля состояния силовой установки и для блокирования тех ошибочных действий летного и наземного экипажей, которые могут вызвать аварию;
- после отказа любого одного двигателя на разбеге после точки принятия решения на прекращение взлета возможны продолжение взлета и набор высоты, необходимой для выработки топлива для выполнения посадки.
Система запуска стартовых ускорителей:
- обеспечивает автоматизированный запуск и сброс после отработки всех стартовых ускорителей одновременно в полете одной кнопкой в указанной ниже последовательности;
- пусковые кнопки установлены на пультах в кабинах 1-го и 2-го летчиков;
- после нажатия кнопки запуска стартовых ускорителей подключается электропитание к их агрегатам подачи топлива и включается зажигание – обычно это делается уже после начала разбега;
- после полной выработки окислителя ускорителей по 1-му сигналу реле времени отключается их электропитание и подача топлива в ускорители, а по 2-му – производится отсечка ускорителей от бортовых систем сброс ускорителей;
- в аварийной ситуации возможны отключение и сброс ускорителей по команде экипажа.
Система управления маршевыми двигателями:
- обеспечивает завершение запуска двигателей путем вывода на режим земного малого газа, изменение режимов их работы плавное или с фиксацией в положениях Normal, Military и Мах, а также их останов;
- после запуска возможно управление всеми двигателями одновременно (основной режим) или каждым двигателем отдельно;
- управление двигателями осуществляется рычагами (РУД) на двух механически связанных блоках («квадрантах») по левому борту кабины у рабочих мест 1-го и 2-го летчиков;
- каждый блок РУД состоит из корпуса с лимбами, редуктора, установленных на нем рычагов (всего их девять – по одному на каждый двигатель и один объединяющий, он выше остальных и расположен самым правым ближе к летчику), восьми рычагов управления турбостартерами (на тех же осях, что и РУДы) защелок фиксации рычагов в выбранных положениях (они работают независимо друг от друга), потенциометров и концевых выключателей, выдающих электрические сигналы о положении каждого рычага и блокирующие ошибочные действия наземного и летного экипажей;
- конструкция редуктора БРУД включает муфты для предупреждения самопроизвольного перемещения рычагов от появления длительно действующих реакций в проводке или вибраций;
- управление двигателями гидромеханическое основное и чисто механическое дублирующее;
- проводка от блоков рычагов управления двигателями смешанная, включает тяги на качалках и тросы на роликах и секторах, переход от жестких участков к тросовым – через секторные качалки, исключающие провисание тросов;
- управление газом двигателей производится путем воздействия на рычаги их командно-топливных агрегатов, которые также дублированы, при этом на крейсерских режимах работает автоматика, обеспечивающая правильное дозирование топлива и поддержание заданной полноты его сгорания в зависимости от оборотов роторов и скоростного напора в проточной части.
Топливная система:
- в ходе разработки силовой установки в проекте Модель 464-49 расчет велся на авиационный керосин JP-3 (Spec. AN-F-58), однако на 1950 г. штатным топливом для ТРД J57-P-1 в проекте Модель 464-67 считался бензин авиационный с октановым числом 100/130 и плотностью 6 фунтов на галлон (0,719 г/куб.см);
- при обслуживании самолета и в полете на всех режимах топливная система обеспечивает автоматизированную заправку и выработку баков, а также аварийный слив топлива из них, исключая повреждения баков и трубопроводов, а также их соединений от перепада давления, а также контроль своего состояния;
- обеспечена дозаправка самолета в полете с использованием системы «летающая штанга» от танкера Боинг KC-97 «Стратофрейтер», который только начал испытания;
Фото: http://stellar-views.com/Photos_USAF_P2.html
- топливная система самолета Боинг Модель 464-67 включает горловины заправки на земле и в полете, баки-кессоны, ресиверы, вкладные мягкие баки и два внешних подвесных сбрасываемых бака, разделенные на подсистемы заправки, дренажа, наддува, трубопроводы, фильтры, клапаны управления, постоянного давления, обратные и сливные, дроссели, насосы, датчики уровня и их арматуру;
- расположение и емкости баков топливной системы в галлонах (1 галлон – 3,7854 л), установка маслобаков на двигателях и общего бака для окислителя стартовых ракетных ускорителей показано на схеме ниже;
- по четыре протектированных мягких вкладных топливных бака общей емкостью 37400 л в средних и концевых частях крыла, разбитых на четыре группы попарно;
- три непротектированных топливных бака-кессона общей емкостью 37173 л в центроплане и в корневых частях крыла;
- пять протектированных вкладных баков в фюзеляже общей емкостью 67274 л, разбитых на три группы (1-я включает два бака перед крылом и один за ней, во 2-й и 3-й группах по два бака (на схеме ниже они упрощенно изображены как едины баки) и расположены они последовательно друг за другом);
- расходные баки не предусмотрены, но крыльевые их группы имеют ресиверы, обеспечивающие равномерную их выработку, сглаживая пульсации;
- под концевыми частями крыла подвешены на коротких пилонах два сбрасываемых бака емкостью по 3785 л, конструкция их типовая для того времени – дюралевый цилиндрический корпус с оживальными законцовками с силовым набором из шпангоутов и стрингеров и внутренних перегородок, исключающих гидроудар топлива при смещении его масс под действием инерционных сил;
Фото: Dayton National USAF Museum Photo // http://www.nationalmuseum.af.mil
- в каждом подвесном баке есть свои горловины открытой заправки и подключения к системе централизованной заправки, насос подкачки, клапан выработки, датчик уровня, система дренажа и наддува;
- баки объединены в группы для удобства управления ими и контроля состояния;
- каждая группа баков представляет собой подсистему с магистралями заправки, выработки и слива, наддува и дренажа;
- заправка всех баков или конкретных групп централизованная закрытая под давлением, при этом используются одна точка по левому борту фюзеляжа или две – по левому и правому борту, точки расположены так, что техник может подсоединить к ним шланг, не пользуясь стремянкой;
- при заправке на земле техник задает объем принимаемого топлива на щитке заправки на месте бортинженера, по мере заполнения баков лишнее давление в надтопливном пространстве сбрасывается в атмосферу, а по достижению заданного объема дальнейшая подача топлива отключается;
- на земле первым заправляется передний нижний фюзеляжный бак, из него топливо подается в передний верхний фюзеляжный бак, а из него топливо распределяется по остальным бакам;
- горловина заправки в воздухе имеет автоматический стыковой узел для соединения с заправочной штангой, он расположен за передним шпангоутом средней части фюзеляжа и в походном положении закрыт створками;
- топливоприемник системы дозаправки в воздухе соединен с передним верхним фюзеляжным топливным баком, из которого топливо распределяется по другим бакам как и при заправке на земле;
- управляет дозаправкой в полете оператор в задней кабине танкера – летчики заправляемого самолета выдерживают прямолинейный полет за танкером и ниже него примерно на заданном расстоянии и подготавливают топливную систему своего самолета, открывая порт дозаправки, оператор опускает штангу, управляя ее аэродинамическими поверхностями, добивается ее правильного положения против горловины на заправляемом самолете, выдвигает телескопическую трубу штанги так, чтобы она попала в горловину;
- после получения сигнала о срабатывании замка горловины экипаж заправляемого самолета включает насосы перекачки и контролирует количество принимаемого топлива, но отключает его подачу оператор заправки;
- для рассоединения с танкером экипаж заправляемого самолета просто снижает скорость – под возникшим усилием замок рассоединяется автоматически;
- наддув баков – инертным газом из баллонов – а при его нехватке забортным воздухом;
- дренаж баков – по группам, интенсивность его в зависимости от перепада давления регулируется автоматически;
- в каждом баке на каждой первичной магистрали выработки (а в некоторых баках их две и более) установлен один насос I ступени подкачки, в каждой магистрали, подающей топливо непосредственно в конкретный двигатель – один насос II ступени подкачки, насосы III ступени нагнетания входят в конструкцию автоматов дозировки топлива самих двигателей;
- насосы I ступени двойного действия и работают как на заполнение баков, так и на их опорожнение – на выработку в двигатели, технологический или аварийный слив топлива;
- предусмотрены краны-отстойники для ручного технологического слива топлива из баков и отдельных участков магистралей, что делается для ремонта и удаления из баков накапливающихся там осадочных веществ;
- автоматика топливной системы построена из учета последовательного запуска двигателей, раздельного или совместного регулирования их работы и отключения в штатном и аварийном режиме, возможно аварийное перекрытие отдельных магистралей и аварийный слив топлива с них или полный;
- приборы контроля системы показывают полный объем (остаток топлива) во всех баках, сигнализируют об остатке топлива менее аварийного навигационного запаса, давление и расход топлива в магистралях заправки, выработки и слива, а также сигнализируют об отказах насосов и электрических кранов управления.
Система смазки двигателей:
- маслосистема с баком емкостью 30 л (масло минеральное) является частью двигателя J57-P-1, но в состав самолета Боинг Модель 464-67 входят средства ее контроля на каждом двигателе – она получает от его датчиков и отражает на индикаторах на рабочих местах летчиков значения давления масла в магистралях нагнетания и его температуру в магистралях слива.
Система контроля состояния силовой установки:
- выдает техническому и летному экипажам всю информацию, необходимую для правильной эксплуатации матчасти, предупреждает их об отказах и возможных неправильных действиях;
- помимо указанных выше сведений о работе топливной и масляной систем, для каждого двигателя замеряются и отображаются давления топлива на выходе из насосов III ступени подкачки в АДТ, обороты роторов низкого и высокого давления и температуры перед их турбинами, а также выдаются предупреждающие сигналы об отказах двигателей и других агрегатов силовой установки.
Пилоны и гондолы двигателей с их воздухозаборниками:
- двигатели размещены по два бок обок в гондолах на пилонах под крылом существенно ниже плоскости хорд и их воздухозаборники выдвинуты вперед относительно передней кромки крыла в этом месте также на значительное расстояние – это определило значительные размеры и вес пилонов, но создало хорошие условия для работы воздухозаборников, уменьшило сопротивление интерференции от взаимодействия потоков, обтекающих крыло и гондолы, а также поводило использовать вес мотоустановок как противофлаттерный груз крыла;
- все четыре установки двигателей в значительной мере унифицированы между собой по узлам и деталям;
- на пилон крепятся и сами двигатели, и все части гондол, и коммуникации мотоустановок – трубопроводы и проводка управления;
Фото: Dayton National USAF Museum Photo // http://www.nationalmuseum.af.mil
***
- пилон представляет собой конструкцию типа «киля» стреловидной сужающейся к низу формы с тонким симметричным аэродинамическим профилем сечений, с учетом направления действия нагрузок плоскости хорд всех пилонов вертикальны, а не расположены под прямым углом к плоскостям хорд крыла, как нервюры – это несколько усложнило их конструкцию и стыковку с силовым набором крыла, но снизило вес;
- пилон воспринимает вес и боковые инерционные нагрузки от установок двигателей, а также их тягу своими силовым набором и панелями обшивки и передает их на планер самолета через точки крепления в местах соединения лонжеронов и силовых нервюр кессона крыла – наряду с корневыми и концевыми нервюрами консолей, они единственные идут по потоку, остальные расположены под прямым углом к заднему лонжерону кессона или (нервюры №№1 и 2) близко к тому;
- оба лонжерона пилона состоят из двух частей – вертикальной, ограничивающей стенку, на которой крепятся двигатели, и наклонной идущей вдоль передней или задней кромки пи лона и которой он крепится к кессону крыла;
- вверху передний лонжерон пилона соединяется ухо-вильчатым узлом непосредственно с верхним поясом силовой нервюры и с верхним поясом лонжерона кессона, нижний лонжерон пилона – с нижним поясом силовой нервюры с нижним поясом лонжерона кессона, но оба они через стойки соединяются и с противоположными силовыми элементами кессона;
- нервюры передней части пилона (до начала кессона крыла) установлены под прямым углом к его переднему лонжерону, задней – под прямым углом к плоскости хорд крыла параллельно стойкам, усиливающим стенку силовой нервюры кессона;
- внизу лонжероны замыкаются верхней и нижней продольными балками и стенкой между ними – она же противопожарная перегородка;
- стенка – противопожарная перегородка пилона представляет собой подкрепленный вертикальными стойками стальной лист, соединенный с продольными балками и нижними вертикальными частями лонжеронов пилона;
- обшивка межлонжеронной части пилона силовая и подкреплена двумя стрингерами с каждой стороны;
- носок пилона легкий не силовой и подкреплен диафрагмами;
- залонжеронная часть пилона имеет форму, выбранную из условия достижения минимального аэродинамического сопротивления от взаимодействия потоков, обтекающих крыло, пилон и гондолу двигателей с их реактивными струями и имеет в месте соединения с гондолой фасонный стекатель, она также состоит из обшивок и диафрагм;
- во всех обшивках пилона имеются люки доступа к трубопроводам и проводке управления двигателями в них;
***
- на примыкающих к стенке пилона частях его лонжеронов крепятся два силовых С-образных полушпангоута, на которых установлены узлы навески двигателей, воспринимающие их вес, тягу и все инерционные силы и моменты, возникающие при работе двигателей и маневрировании самолета;
- все узлы навески двигателей регулируемые для компенсации погрешностей установки их самих и ответных узлов на двигателях;
- после установки двигателей концы С-образных силовых шпангоутов замыкаются легкими также С-образными частями, на которые навешиваются воздухозаборники и створки гондолы двигателей;
***
- гондола двигателей (обе с одной стороны одинаковы, противоположные – зеркально симметричны) имеет форму «двойной сигары» и представляет собой единое целое с воздухозаборниками и открываемыми панелями – левыми и правыми верхними и нижними;
- воздухозаборники маршевых двигателей кольцевые, вместе представляют собой «лежачую восьмерку», каналы их очень короткие, на малых скоростях, на которых не проявляется явление сжимаемости воздуха, давление по длине его канала практически постоянно и равно скоростному напору, а когда начинает формироваться прямой скачок уплотнения, они работают как воздухозаборники внешнего сжатия;
- каждый канал воздухозаборника кольцевой, он образован наружным корпусом воздухозаборника и модулем с турбостартером и маслорадиатором на переднем агрегатном картере двигателя – наружный диаметр этого модуля составляет примерно 40% от внутреннего диаметра проточной части воздухозаборника;
- воздухозаборники нерегулируемые, для исключения помпажа сам компрессор имеет перепуск воздуха;
- основа конструкции воздухозаборника – два шпангоута в виде «лежачих восьмерок», между которыми установлены диафрагмы, на них крепятся передняя кромка, наружная и внутренняя обшивки, а также по шесть стоек плавно обтекаемого сечения в каждом канале, которыми воздухозаборник соединяется с модулями трубостартера и маслорадиатора;
- воздухозаборник крепится к нижней вертикальной части переднего лонжерона пилона и к переднему шпангоуту гондолы на болтах и может сниматься после снятия створок гондолы за ним;
- остальная часть гондолы двигателей состоит из четырех створок – левых и правых верхних и нижних, любую из них можно открыть или снять отдельно;
- горизонтальный стык створок гондолы двигателей находится несколько ниже ее строительной горизонтали, проходящей через оси самих двигателей;
- верхние створки гондолы двигателей крепятся разъемными шарнирами на силовые части С-образных шпангоутов гондолы у пилонов и для открытия поднимаются вверх и удерживаются в таком положении передним и задним стержнями подобно крышке капота автомобиля, при закрытии капота эти стержни укладываются в клипсы на шпангоутах этих створок;
- нижние створки гондолы двигателей крепятся разъемными шарнирами на внешние легкие части С-образных шпангоутов гондолы у стыков с верхними створками, они открываются вниз и в открытом положении также удерживаются предохранительными стержнями;
Фото: http://qa.operatorchan.org/v/res/651.html
- в закрытом положении створки соединяются соседние створки соединяются стяжными замками – по восемь замков на стык, так верхние створки крепятся к нижним, а нижние – между собой;
- в каждой верхней створке имеются по одному выходу воздуха из системы перепуска компрессора, а в каждой нижней – также по одному такому выходу, по одному вспомогательному воздухозаборнику маслорадиатора.
Противообледенительная система:
- сигнализирует экипажу о возникновении и накоплении льда на передних кромках крыла от внутренних пилонов гондол двигателей и до законцовок и на воздухозаборниках двигателей, а также обеспечивает удаление этого льда с указанных мест и предупреждает образование льда на датчиках измерения статического и динамического давления, на лобовом и передних боковых стеклах кабины летчиков и на всех стеклах кабины стрелка-радиста;
- состоит из датчиков обледенения в передних кромках крыла и в воздухозаборниках, индикаторов в кабине, устройств и сетей управления, средств подачи горячего воздуха из компрессоров двигателей в передние кромки крыла и в воздухозаборники, сетей подключения пленочного обогрева указанных стекол кабин к электросистеме самолета и каналов обдува их теплым воздухом изнутри от системы кондиционирования кабин;
- воздушно-тепловая ПОС работает в ручном и автоматическом режиме, обогрев стекол – только вручную;
- двигатель J57-Pимеет собственную работающую автоматически встроенную воздушно-тепловая ПОС входного направляющего аппарата.
Противопожарная система:
- сигнализирует экипажу о возникновении возгораний на борту вследствие неисправностей систем или боевых повреждений и предпринимает меры по их тушению в мотогондолах, отсеках у вкладных топливных баков и у смонтированных компактно агрегатов топливной и гидравлической систем, а также в кабинах;
- о возникновении пожара в кабинах предупреждают газоанализаторы, а для его тушения предусмотрены ручные огнетушители, в остальных местах имеются электрические датчики температуры (термопары), которые выдают сигналы на указатели на местах 2-го летчика (он же – бортинженер, оператор ППС) и 1-го летчика (командир экипажа);
- 2-й и 1-й летчики могут установить ППС вне кабин на автоматический и ручной режим работы, в последнем случае они включают огнетушители по группам сами, получив сигнал о возгорании;
- пневмоцилиндры принудительного открытия входных дверей и сброса крышек аварийных выходов работают на негорючем углекислом газе, оговорено запрещение заправки этих ветвей пневмосистемы воздухом и они не подключены к общим компрессорам.
***
В таком виде силовая установка проекта Модель 464-67 представлена к защите перед уполномоченной комиссией заказчика – Командования снабжения ВВС США. И она получила значительное число замечаний. Все они учтены при постройке опытных образцов – подробно о введении изменений в силовую установку будет сказано в разделе о постройке и испытаниях опытных образцов. Это потребовало существенных неплановых затрат сил и средств, но фирмы «Боинг» гораздо важнее казалось сделать «с ходу» не требующий больших переделок и пригодный к последовательной модернизации и длительной строевой эксплуатации планер самолета.
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, 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
Фото: http://www.fairchild.af.mil/news/story.asp?id=123291340