Приложение
Приложение
1. Основные характеристики самолета ДВБ-102
Примечание. *Достигнутая высота.
2. Основные характеристики самолета Пе-2И и его модификаций
3. Основные характеристики самолетов ДБ-108 и ВБ-109
4. Основные характеристики проектов четырехмоторных дальних бомбардировщиков
5. Основные характеристики крылатых ракет
Примечания. 1. Ракета с двигателем Сорокина и инерциальной навигационной системой. 2. Баллистическая ракета с подвижным стартом. 3. Гиперзвуковая планирующая ракета с подвижным стартом. 4.Над целью 5. На высоте 20–24 км. 6. С боевой частью весом 1300 кг. С 5000-килограммовой боевой частью – 2500 км. 7. С перспективным топливом дальность возрастала до 8000–8500 км.
6. Основные характеристики межконтинентальных бомбардировщиков с ПД
7. Основные характеристики реактивных бомбардировщиков, проектов 1950–1951 гг.
8. Основные характеристики дальних бомбардировщиков
9. Основные характеристики модификаций дальних бомбардировщиков
* С тормозным парашютом.
** С ПТБ 2 х 8490 кг.
*** С ПТБ 2 х 2827 кг.
10. Динамика серийного выпуска самолетов М-4 и 3М по годам
* ЗМ – с АМ-3А – 30 шт., с ВД-7Б – 55 шт.
11. Основные характеристики самолета М-50 и его модификаций
* Вес посадочный 102 т.
** С одной/двумя ракетами.
*** Взлетный вес 248 т с ускорителями.
**** Практическая при Vкрейс. с двумя дозаправками.
12. Основные характеристики сверхзвуковых бомбардировщиков
13. Основные характеристики проектов сверхзвуковых пассажирских самолетов
* В перегрузочном варианте при Gком. = 5000 кг с резервом дальности 1000 км.
** С резервом дальности 1000 км.
*** Перегрузочный вариант.
**** С 5 % запасом топлива.
14. Основные характеристики высотных самолетов
15. Основные данные самолета М-101Т с двигателем М-601F и винтом V-510V
Примечания. 1. Рекламный проспект НАЗ «Сокол» и ЭМЗ имени В.М. Мясищева. 2. С аэронавигационным запасом топлива на 45 минут. 3. С реверсом тяги.
16. Основные данные самолета ВМ-Т с двигателями ВД-7МД тягой по 10750 кгс
Примечание. 1. Размах крыла – 53,14 м и его площадь – 351,78 м2. Длина самолета – 51,2 м, высота – 11,5 м. 2. Вес полезной нагрузки максимальный – 50 500. 3. На высоте 4000 м.
17. Краткое техническое описание самолета ДВБ-102
Самолет представлял собой свободнонесущий цельнометаллический высокоплан классической схемы.
Трехлонжеронное крыло типа «чайка» имело угол поперечного «V» у центроплана 9 градусов; у консолей – 6 градусов. Работающая обшивка подкреплялась гофром вдоль размаха. Крыло технологически делилось на центроплан, два кессона, две отъемные части, собиравшиеся из верхней и нижней частей со стыковкой по нейтральной оси лонжеронов. Впоследствии подобная конструкция была реализована в самолетах Ил-22 и Ил-28. Каждый кессон-бак делился на четыре отсека.
Крыло относительной толщиной 14 процентов в корневой части и 10 процентов на концах было набрано из профилей BBS и оснащалось закрылками типа ЦАГИ, предложенными профессором Глассом. Управление закрылками площадью 13,3 м2 осуществлялось вместо гидравлического привода, предусмотренного эскизным проектом, с помощью электродвигателей.
Оперение состояло из свободнонесущего стабилизатора с углом поперечного «V» 11 градусов и двух килевых шайб на его концах.
Фюзеляж типа монокок с грузовым люком длиной 5,5 м, окантованным мощными бимсами, технологически делился на три части: носовую, центральную и хвостовую. Створки бомболюка открывались с помощью гидравлического привода и убирались внутрь фюзеляжа. В носовой и хвостовой частях фюзеляжа располагались две герметические кабины вентиляционного типа, рассчитанные на избыточное давление 0,65 кг/см2, что при полете на высоте практического потолка соответствовало высоте 3700 м. При включении высотного оборудования в кабины подавался воздух от моторных нагнетателей. На случай разгерметизации имелось индивидуальное кислородное оборудование.
Остекление обеих кабин было с двойными стеклами, что в сочетании с селикагелевыми патронами исключало их запотевание. В передней кабине размещались летчик и штурман, в задней – стрелок и стрелок-радист.
Отличительной особенностью самолета было трехколесное убирающееся шасси с носовой опорой, оснащенной гидравлическим демпфером шимми. Носовая стойка с колесом размером 770х330 мм убиралась в фюзеляж, а основные стойки со сдвоенными колесами размером 900х300 мм – в мотогондолы.
Силовая установка первоначально состояла из двух двигателей М-120ТК жидкостного охлаждения с воздушными винтами АВ-5-115 и турбокомпрессорами ТК-1 или, как их тогда называли, «реакторами», располагавшимися над двигателями. На модификации М-2 стояли звездообразные двигатели воздушного охлаждения М-71Ф с турбокомпрессорами ТК-3.
В состав оборудования кроме стандартного набора пилотажно-навигационных приборов входили, в частности, радиостанция РСБ-бис, переговорное устройство СПУ-4бис, аэрофотоаппарат АФА-6.
Вооружение первого варианта самолета, получившего уже после войны обозначение ВМ-1а, состояло из трех пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм и одного пулемета УБ калибра 12,7 мм. По одному пулемету ШКАС с боезапасом 750 и 1000 патронов соответственно размещались на носовой установке НУК-1 и под фюзеляжем на установке стрелка-радиста, на установке ГУК-1, механически синхронизированной с перископическим прицелом.
Два пулемета ШКАС и УБ с боезапасом 1500 и 700 патронов соответственно размещались на верхней установке ДУС-1 с дистанционным гидравлическим управлением, разработанной под руководством В.И. Ермилова. Установка позволяла вести обстрел в горизонтальной плоскости, охватывая сектора с суммарным углом до 200 градусов и вверх до 80 градусов, а вниз до 20 градусов. В ходе государственных испытаний на носовой установке НУК-1 пулемет ШКАС заменили пушкой ШВАК калибра 20 мм. На установке ГУК-1 пулемет ШКАС заменили БС. Наступательное вооружение включало авиабомбы калибра от 50 до 2000 кг. Бомбометание осуществлялось с помощью прицелов ОПБ-1МА и НКПБ-3.
18. Краткое техническое описание бомбардировщика Пе-2И
Самолет представлял собой свободнонесущий цельнометаллический среднеплан классической схемы.
Двухлонжеронное крыло, установленное под углом 2 градуса к оси фюзеляжа, набиралось из профилей NACA-230 от носка до первого лонжерона и дальше из профилей B-BS. Тормозные щитки сняли, а посадочные, типа Шренка, на серийных Пе-2И заменили щитками-закрылками типа ЦАГИ, позволявшими снизить не только посадочную, но и взлетную скорость. Крыло технологически делилось на центроплан с нулевым поперечным «V» и две консоли с поперечным V=7 градусов. Уменьшили площадь элеронов по сравнению с серийными Пе-2, но увеличили площадь их аэродинамической компенсации. Обшивка элеронов – полотняная.
Оперение – двухкилевое, цельнометаллическое с полотняной обшивкой рулей.
Фюзеляж – типа монокок с двухместной кабиной летчика и штурмана. Бронирование кабины летчика состояло из 10-мм спинки сиденья и 8-мм бронезаголовника, а штурмана – из 10-мм вертикальной плиты сзади. Общий вес брони – 85 кг. В аварийной ситуации предусмотрено покидание экипажем самолета через сбрасываемую среднюю часть фонаря кабины.
Шасси – двухстоечное с костыльным колесом. Основные одноколесные опоры убирались в мотогондолы, а хвостовое колесо – в фюзеляж.
Силовая установка состояла из двух V-образных двигателей водяного охлаждения ВК-107А с двухскоростным нагнетателем и регулятором постоянных оборотов (3200 об/мин.) Р-7, а также винтов изменяемого шага диаметром 3,6 м. Питание моторов осуществлялось из четырех фибровых бензобаков объемом 2580 литров. Все баки были протектированы и находились под избыточным давлением нейтрального газа от выхлопа моторов. Масло размещалось в двух баках общей емкостью 115 литров.
В состав оборудования входили радиополукомпас РПКО-10, радиостанция РСБ-3бис, переговорное устройство СПУ-2Ф, кислородные приборы и аэрофотоаппараты АФА-ИМ на первой и АФА-3 на второй машине.
Оборонительное вооружение состояло из носового неподвижного пулемета УБК калибра 12,7 мм с боезапасом 200 патронов. На второй машине предусматривалась установка 20 мм пушки УБ-20. Для защиты задней полусферы имелся пулемет УБК с боекомплектом 100 патронов на дистанционной установке ДЭУ и прицел ОПКС.
Бомбардировочное вооружение включало авиабомбы калибра до 1000 кг на внутренней подвеске. На второй машине допускалась подвеска под крылом бомб калибра 250 и 500 кг. Бомбометание с горизонтального полета осуществлял штурман с помощью оптического прицела ОПБ-1р, а с пикирования – летчик с помощью прицела ПБП-1. Этот же прицел использовался для стрельбы из носового пулемета.
19. Краткое техническое описание самолета М-4
Самолет представлял собой цельнометаллический моноплан классической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом.
Фюзеляж – полумонокок круглого сечения диаметром 3,5 м и длиной 45,6 м. Технологически он делился на носовую с передней гермокабиной часть, среднюю часть, включавшую центроплан крыла, хвостовую часть и кормовую гермокабину.
В передней гермокабине размещался экипаж, основное пилотажно-навигационное оборудование и приборы управления вооружением.
В средней части фюзеляжа находились грузовой отсек и ниши уборки основных опор шасси. Там же располагались верхняя и нижняя стрелковые установки, контейнер спасательных лодок, кислородное, противопожарное и другое оборудование. Все люки под бомбовое вооружение и шасси усиливались продольными бимсами. В отсеках шасси, в центроплане и под ним размещались 14 мягких топливных баков, а в грузовом отсеке – два дополнительных подвесных бака.
В хвостовой части фюзеляжа расположены шесть мягких топливных баков, снарядные ящики для кормовой пушечной установки, фотооборудование, отсек сигнальных средств, тормозной парашют и аппаратура постановки помех.
В кормовой гермокабине находились кормовой стрелок, пушечная установка и оборудование управления ее огнем.
Основными конструкционными материалами фюзеляжа были алюминиевые сплавы В-95 и Д-16Т.
Крыло – свободнонесущее двухлонжеронное кессонной конструкции с углом стреловидности по линии фокусов 35 градусов. Угол установки крыла – 2,5 градуса, а поперечного «V» – 1 градус 50 минут. Крыло технологически делилось на центроплан, составлявший единое целое со средней частью фюзеляжа, две корневые части, в которых размещались силовая установка и две отъемные концевые части.
Основой крыла был кессон, образованный передним и задним лонжеронами, нервюрами и силовыми панелями обшивки со стрингерным набором. Носки крыла съемные и под ними проходил горячий воздух противообледенительной системы. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели крыльевых опор шасси, исполнявшие роль противофлаттерных грузов. Внутри кессона размещались мягкие топливные баки.
Механизация крыла включала посадочные щитки под мотогондолами и выдвижные закрылки типа ЦАГИ.
Элероны – двухсекционные с внутренней весовой и аэродинамической компенсацией. Внутренние секции элеронов имели триммеры.
Хвостовое оперение – однокилевое, стреловидное, кессонной конструкции. Горизонтальное оперение с рулем высоты имело угол поперечного V=10 градусов и стреловидность по линии фокусов 33,5 градуса.
Стабилизатор состоял из двух половин, состыкованных по оси самолета. Вертикальное оперение с рулем направления. Угол стреловидности киля – 35 градусов по линии фокусов.
Шасси – велосипедной схемы, состояло из двух главных четырехколесных тележек и двухколесных свободно-ориентирующихся крыльевых опор. Для маневрирования при движении на земле передняя пара колес передней тележки могла поворачиваться на углы от +4 до – 4 градусов с помощью гидравлической рулевой машины. При этом тележка допускала разворот на углы до 27 градусов в обе стороны. Для сокращения разбега на передней опоре шасси имелся механизм вздыбливания. Колеса задней тележки имели тормоза. Все стойки шасси убирались вперед, против полета.
Для сокращения пробега на самолете использовалась трехкупольная парашютная тормозная система. Парашюты выпускались в момент касания колесами земли.
Силовая установка включала четыре двигателя АМ-3А
20. Краткое техническое описание самолета М-50А
Самолет представлял собой цельнометаллический высокоплан классической схемы.
Фюзеляж – полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 м. Технологически он делился на передний отсек с носовым обтекателем; гермокабину экипажа; передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками для шасси, топливных контейнеров, спецгрузов (бомб) и центропланом крыла; хвостовую часть с топливными отсеками и парашютным контейнером и узлами крепления оперения.
На самолете практически отсутствовали выступающие части (надстройки), за исключением фонаря кабины пилотов. Проводка системы управления, агрегаты, коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались легкосъемными гаргротами.
Крыло свободнонесущее, треугольной формы в плане, с изломом по передней кромке. Несущая поверхность технологически делилась на корневую К-1 и отъемную К-2 части. Большой угол стреловидности корневой части крыла (57 градусов) позволил увеличить строительную высоту бортовой нервюры и обеспечить требуемый запас прочности. В концевой части крыла угол стреловидности – 54 градуса. Крыло набиралось из симметричных профилей относительной толщиной 3,5 процента у корня и 4 процента в концевых частях. Угол установки крыла 2 градуса, а поперечного «V» – 3 градуса.
Технологически крыло делилось на кессон, переднюю часть кессона с носками, хвостовую часть кессона, консоли с носками и хвостовыми частями, пилоны двигателей и обтекатели крыльевых стоек. Кессон и его передняя часть служили топливными баками. Основной силовой элемент крыла – кессон состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр. Крыло изготовлено в основном из алюминиевого сплава В-95, при этом отдельные узлы выполнялись из стали 30ХГСНА. Механизация крыла включала щелевые закрылки типа ЦАГИ. Элероны имели аэродинамическую компенсацию.
Оперение самолета состояло из цельноповоротного киля кессонной конструкции с углом стреловидности 54 градуса по передней кромке и цельноповоротного стабилизатора с таким же углом стреловидности.
Шасси – велосипедной схемы, имело две главные четырехколесные опоры и две крыльевые двухколесные стойки. Колеса главных опор имели размер 1300х380 мм, а крыльевых – 520х125 мм. Для сокращения разбега на передней опоре шасси имелся механизм вздыбливания. На задней основной опоре шасси предусмотрена установка тормозной лыжи.
В состав оборудования входили комплексная система самолетовождения и бомбометания, включавшая курсовую систему КС-6Б, централи скорости и высоты ЦСВС-25/2500 с вычислительным блоком ВБ-52, центральную гировертикаль, навигационный автомат, пилотажно-навигационный прибор «Путь», бомбардировочный автомат, радиолокационный визир СБР-50 и звездно-солнечный ориентатор, радиовысотомер РВ-25.
Радиотехническое оборудование включало автоматический радиокомпас АРК-54Б и аппаратуру слепой посадки, в состав которой входили курсовой КРП-Ф и глиссадный ГРП-2 радиоприемники, радиовысотомер РВ-У и маркерный радиоприемник МРП-56П.
На самолете предусмотрели радиостанцию дальней скрытой связи «Планета» с передатчиком «Кристалл» и приемником «Руль-м», радиопередатчик «Гелий», а также командную РСИУ-4В «Дуб». Для связи между членами экипажа имелось переговорное устройство СПУ-6.
21. Краткое техническое описание самолета ВМ-Т
Самолет представлял собой цельнометаллический моноплан классической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом, двухкилевым оперением и велосипедным шасси.
Фюзеляж – полумонокок круглого сечения диаметром 3,5 м. Технологически он делился на носовую часть с негерметичным отсеком оборудования, включая РЛС и гермокабину экипажа, рассчитанную на шесть человек, среднюю часть, включавшую центроплан крыла и хвостовую часть с центропланом стабилизатора.
В нижней части гермокабины имеется входной люк и четыре люка для катапультирования.
В средней части фюзеляжа находятся ниши уборки основных опор шасси, 11 мягких топливных баков, кислородное оборудование, огнетушители, контрольно-записывающая аппаратура и другое оборудование.
В хвостовой части фюзеляжа расположены тормозной парашют, проводка управления, противообледенительная система и прочее оборудование.
Крыло – двухлонжеронное, свободнонесущее кессонной конструкции с углом стреловидности по линии фокусов 35 градусов. Крыло технологически делится на центроплан, составляющий единое целое со средней частью фюзеляжа, две корневые части, в которых размещались силовая установка и две отъемные концевые части.
Основой крыла был кессон, образованный передним и задним лонжеронами, нервюрами и силовыми панелями обшивки со стрингерным набором. В хвостовых отсеках корневых частей несущей поверхности за вторым лонжероном расположено по два ТРД, закрепленных на силовых нервюрах. Носки крыла съемные и под ними проходил горячий воздух противообледенительной системы. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели крыльевых опор шасси, исполнявшие роль противофлаттерных грузов. Внутри кессона размещены 32 мягких топливных бака.
Механизация крыла включает посадочные щитки под мотогондолами и выдвижные закрылки типа ЦАГИ.
Элероны – двухсекционные с внутренней весовой компенсацией снабжены сервокомпенсаторами.
Хвостовое оперение – двухкилевое. Стабилизатор трехлонжеронный кессонного типа состоит из центроплана и двух консолей. На консолях навешены рули высоты с осевой аэродинамической компенсацией.
Шайбы вертикального оперения представляют собой двухлонжеронные кессоны. В носке килей и перед рулями направления имеются продольные стенки.
Шасси – велосипедной схемы, состояло из двух главных четырехколесных тележек и двухколесных свободно-ориентирующихся крыльевых опор. Колеса основных опор имеют размер 1500х500 мм, а крыльевых – 660х200 мм. Для маневрирования при движении на земле передняя опора шасси сделана управляемой, а для сокращения разбега имеется механизм вздыбливания, увеличивающий угол атаки при отрыве от ВПП на три градуса. Колеса задней тележки – тормозные. Все стойки шасси убираются вперед, против полета.
Для сокращения пробега на самолете использовалась трехкупольная парашютная тормозная система общей площадью 200 м2. Парашюты выпускались в момент касания колесами земли на скорости 200–220 км/ч.
В состав силовой установки входят четыре двигателя ВД-7МД. Для снижения интерференции газовых струй и фюзеляжа сопла двигателей отклонены на 4,5 градуса вниз и на 4 градуса в стороны от плоскости симметрии самолета. Каждый двигатель имеет индивидуальную систему питания топливом и свою группу баков. Предусмотрена система кольцевания, позволяющая в случае необходимости подключать двигатели к любой группе баков. Заправка топливом централизованная. Кроме этого имеется отдельная балластная группа баков, необходимая для обеспечения требуемой центровки самолета.
Управление рулями и элеронами осуществляется с помощью гидроусилителей, питающихся от двух независимых гидросистем. На случай их отказа предусмотрена аварийная безбустерная система управления.
Для покидания самолета в аварийной ситуации все члены экипажа имеют катапультируемые кресла. Катапультирование осуществляется вниз. Для этого предусмотрено четыре люка, причем летчики и штурман покидают машину через общий люк, остальные члены экипажа – через индивидуальные.
В состав пилотажно-навигационного и связного оборудования входят, в частности, автоматическое навигационное устройство АНУ-1А, доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-1, радиотехническая система ближней навигации РСБН-2СВ, связная радиостанция Р-807 с приемником УС-8, командная радиостанция, два комплекта радиостанций Р-832М и аварийная радиостанция АВРА-45.
22. Краткое техническое описание самолета М-17
Самолет представляет собой двухбалочный, двухкилевой цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с трапециевидным крылом.
Фюзеляж представляет собой монокок со съемным носовым коком. В носовой части расположен негерметичный отсек с оптоэлектронной поисково-прицельной станцией и гермокабина, под полом которой находится отсек электрооборудования. Кабина летчика снабжена катапультным креслом К-36Л.
В центральной части фюзеляжа размещена подвижная пушечная установка с двухствольным орудием ГШ-23Л и ее боезапас (800 патронов), а в хвостовой – силовая установка с боковыми воздухозаборниками и ее оборудование.
Крыло – двухлонжеронное кессонной конструкции состоит из двух половин, технологически делящихся на средние и отъемные части. На крыле размещены элероны и тормозные щитки. Кессон используется в качестве топливного бака.
К центроплану крепятся хвостовые балки. Каждая балка имеет передний обтекатель и отсек основной опоры шасси. К ее концам крепится вертикальное оперение.
Хвостовое оперение состоит из двух килей с рулями поворота и высокорасположенного стабилизатора с двухсекционным рулем высоты.
Шасси – трехопорное. На носовой стойке имеются два колеса размером 570х140 мм. Основные опоры снабжены двумя тормозными колесами размером 660х200 мм. Все опоры убираются назад, по полету.
Система управления самолетом – жесткая, механическая.
Снаряжение летчика включает высотно-компенсирующий костюм, защитный шлем и кислородную маску.
В состав оборудования кроме стандартного набора контролирующих приборов входят, в частности, прицельно-навигационный комплекс ПрНК-17 с цифровой ЭВМ, пилотажно-командный прибор ПКП-72, навигационно-плановый прибор НПП, радиосистема ближней навигации «Коралл». В состав радиосвязного оборудования входят связная и командные приемо-передающие станции Р-863иР-864.
23. Краткое техническое описание самолета М-101Т
Самолет представляет собой цельнометаллический низкоплан, выполненный по классической схеме.
Фюзеляж – полумонокок с силовым набором из стрингеров и балок и 33 шпангоутами. Технологически фюзеляж делится на отсек силовой установки, передний технический отсек, гермокабину и хвостовую часть.
В отсеке силовой установки расположен двигатель, электрогенераторы постоянного и переменного напряжения, радиатор системы кондиционирования воздуха и другое оборудование.
В переднем техотсеке размещены аккумуляторная батарея и электрооборудование, агрегаты гидравлической, топливной и антиобледенительной систем.
Между первым и третьим шпангоутами расположена ниша передней опоры шасси, закрываемая створками.
Лобовые стекла гермокабины – обогреваемые, а боковое стекло у левого пилота имеет форточку.
В левом борту имеется дверь пилота, предназначенная для использования в аварийных ситуациях, и большая грузопассажирская дверь. Напротив нее имеется аварийная дверь меньшего размера. По полу гермокабины проложены направляющие для крепления пассажирских кресел с шагом, в зависимости от требований пассажиров. В обоих бортах имеется по три иллюминатора для пассажиров, а в задней части салона – багажное отделение с защитной сеткой.
В хвостовой негерметичной части фюзеляжа размещены электрооборудование и бортовой регистратор – «черный ящик».
Крыло – двухлонжеронное, кессонной конструкции технологически делится на центроплан и отъемные части – консоли. На консолях размещены элероны и щелевые закрылки с дефлекторами. Кессон используется в качестве топливного бака. На передней кромке крыла предусмотрена пневматическая антиобледенительная система.
Хвостовое оперение – однокилевое. Киль кессонной конструкции имеет руль поворота с роговой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Стабилизатор кессонной схемы состоит их двух половин с рулями высоты, стыкующихся в плоскости симметрии самолета. Киль и стабилизатор оснащены антиобледенительными устройствами.
Шасси – трехопорное. Передняя полурычажная самоориентирующаяся стойка с одним колесом. Основные стойки с тормозными колесами убираются в фюзеляжные ниши.
Силовая установка состоит из турбовинтового двигателя М-601F с электрическим запуском от аккумуляторной батареи и флюгерно-реверсивным винтом V-510. Лопасти винта имеют электротепловую антиобледенительную систему.
Система управления самолетом – штурвального типа, прямая, смешанная. Для отклонения рулей высоты используются жесткие тяги, а элеронов – тросовая проводка.
Данный текст является ознакомительным фрагментом.