Авиация и космонавтика 1996 02 + Техника и оружие 1996 01

Автор неизвестен

Компоновочная схема Ту-91

Интересным конструктивным элементом были основные стойки шасси, имевшие рычажную подвеску колес. При уборке ноги не только поворачивались вбок, убираясь в центральную часть крыла, но и поджимались при этом, занимая в убранном положении очень мало места. Учитывая сравнительно небольшие максимальные скорости, для самолета выбрали прямое крыло. Однако для уменьшения вредной интерференции и обеспечения необходимого объема

центральной части крыла для размещения в ней шасси ей придали стреловидность по передней кромке 20*.

Установка ТВД, малые удельные нагрузки на крыло и хорошие аэродинамические характеристики позволили получить большой эксплуатационный диапазон скоростей, хорошие взлетно-посадочные характеристики, дальность полета 2100-2350 км без наружных подвесок и 1600-1900 км при максимальной боевой нагрузке.

Самолет «91» был приспособлен для скоростного пикирования (скорость пикирования 700-750 км/ч) и для заторможенного с помощью воздушных винтов (скорость пикирования 500-550 км/ч). Заторможенное пикирование позволяло применять самолет на очень малых высотах с выходом на бреющий полет.

При небольшой взлетной массе и сравнительно малых размерах самолет «91» позволял решать очень важные тактические задачи непосредственной поддержки соединений армии и флота.

Конструкция планера

Планер самолета – цельнометаллический моноплан с низкорасположенным крылом. Крыло самолета состояло из следующих основных частей: центроплана размахом 2,2 м, имеющего стреловидность в плане по передней кромке 19° 12' 45" и поперечное V=0; двух отъемных частей крыла, имеющих стреловидность в плане 8°1'30" и поперечное V =+5° 23'30". Задняя часть крыла была занята по всему размаху закрылками и элеронами. Закрылки щелевые, выдвигавшиеся назад по дугообразным рельсам. Максимальный угол отклонения закрылков 40е . Конструкция крыла выполнялась из сплава В-95 и Д16ТНВ.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. В передней его части располагалась кабина экипажа, устанавливались двигатель, передняя стойка шасси, два топливных бака, масляный бак и всасывающий воздушный канал двигателя, идущий от носка фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа размещались хвостовое оперение, кормовая дистанционная пушечная установка, выхлопные трубы двигателя, четыре топливных бака и основное оборудование.

В конструкцию кабины для защиты экипажа от осколков зенитных снарядов была введена бронеобшив- ка из плит толщиной от 8 до 16 мм из материала АПБА-1. Общая масса брони – 568 кг. В конструкции фюзеляжа широко применялось литье из магниевого сплава МА-5 (каркас фюзеляжа, крышки фонаря и несиловые детали конструкции), а также сплав В-95 и Д16ТНВ. Для установки и демонтажа двигателя сверху фюзеляжа имелся

большой люк. В передней части имелись три специальных триплексных стекла в фонаре летчика и два специальных триплексных стекла внизу, справа и слева. Фонарь кабины экипажа выполнялся из органического стекла, кроме вышеуказанных триплексных стекол, с правой и левой откидными крышками.

Хвостовое оперение стреловидное. Угол установки стабилизатора можно было менять на земле. Рули высоты и поворота имели осевую компенсацию и триммеры.

Система управления самолетом жесткая. Проводка управления рулями высоты и направления двойная. Проводка управления элеронами двойная по фюзеляжу и одинарная по крылу. Триммер правого руля высоты имел тросовое управление и дублирующее электрическое. Триммер правого руля высоты был связан с системой автомата пикирования. Триммер руля направления имел электрическое управление и одновременно работал как флетнер. На правом и левом элеронах устанавливались флетнеры, кроме того, флетнер левого элерона мог работать как триммер от электромеханизма. Система управления самолетом

оборудовалась механизмом стопорения рулей на стоянке. Управление закрылками осуществлялось при помощи винтовых подъемников шарикового типа, приводимых в действие через общую трансмиссию от электромеханизма.

Шасси самолета выполнялось по трехколесной схеме. Главные стойки шасси устанавливались на центроплане и убирались в него по размаху в сторону фюзеляжа. Размер основных колес 1050x300, давление в пневматиках 7 кг/см2 . Передняя стойка шасси располагалась под кабиной экипажа и убиралась назад по полету. На передней стойке шасси устанавливались два колеса 570х 140 с давлением в пневматиках 6 кг/ см2 . Для обеспечения маневрирования самолета на земле при рулежке передняя нога шасси была сделана управляемой от гидросистемы. В хвостовой части фюзеляжа имелась убирающаяся предохранительная пята. Управление уборкой и выпуском шасси гидравлическое, аварийный выпуск шасси воздушный от пневмосистемы.

Гидравлическая система самолета предназначалась для:

управления поворотом передней ноги;

управления тормозами колес;

управления уборкой и выпуском шасси;

управления выпуском и уборкой блоков реактивных снарядов.

Система работала от гидронасоса, установленного на двигателе, нормальное давление в системе было 80 кг/ см2 .

От пневматической системы приводились в действие:

системы пневмоперезарядки пушек; аварийный выпуск шасси; сброс крышек фонаря экипажа; установка глубины хода торпед PAT; управление кранами антиобледенительной системы. Система питалась от компрессора, установленного на двигателе, рабочее давление в системе 150 кг/ см2 .

Силовая установка самолета состояла из турбовинтового двигателя ТВ-2М с соосными трехлопастными винтами АВ-44 диаметром 4,4 м (разработки ОКБ-120).

Схема членения Ту-91

Газотурбинная часть двигателя соединялась удлиненным валом с планетарным редуктором, приводившим в действие два соосных винта.

Топливная система самолета вмещала в себя до 3410 кг топлива (керосин Т-1). Топливо размещалось в шести фюзеляжных и центропланных мягких топливных баках. Смазка двигателя осуществлялась масляной системой. Маслорадиатор с воздухозаборником находился в левой части центроплана.

Противопожарная система самолета включала в себя систему заполнения топливных баков нейтральным газом, системы тушения пожара в отсеках топливных баков и системы тушения пожара в отсеках двигателя. Системы автоматические утлекислотные.

Самолет оборудовался катапультируемыми сиденьями экипажа, которые обеспечивали вертикальную скорость покидания самолета 20-22 м/с при перегрузке 16. Кресла имели защитные шторки, предохранявшие лицо летчика и штурмана от воздушного потока.

Пилотажно-навигационное оборудование самолета состояло из: автоматического радиокомпаса АРК-5;

дистанционного гиромагнитного компаса ДГМК-ЗМ; радиовысотомера малых высот РВ-2; электрического гирополукомпаса ЭГПК-48; двух авиагоризонтов АГИ-1; указателей скорости КУС-1200; указателей высоты ВД-17; вариометра ВАР-30-3; навигационного индикатора НИ-50Б. Радиосвязное оборудование самолета включало в себя:

КВ радиостанции РСБ-5;

УКВ радиостанции РСИУ-3;

самолетное переговорное устройство СПУ-5.

аппаратура опроса и опознавания «Узел»;

радиодальномер кормовой пушечной установки «Гамма»;