Авиация и космонавтика 1996 02 + Техника и оружие 1996 01 - [12]
Для обеспечения штурмовых действий в двух подвесных контейнерах могли размещаться восемь НУРС типа TPC-212 или 36 штук TPC-132, или 120 штук ТРС-85. Штурмовой удар одного самолета «91» по своей эффективности соответствовал бортовому залпу тяжелого крейсера с восемью орудиями калибра 203,2 мм.
Для защиты экипажа от наземного огня передняя часть фюзеляжа, где находилась кабина экипажа, представляла собой бронекорпус, выполненный из сплава АПБА-1 толщиной от 8 до 18 мм. Сочетание стальной брони, алюминиевой брони и бронестекол позволило обеспечить необходимую защиту экипажа при очень малой массе брони (550 кг).
Главной особенностью самолета было использование ТВД типа ТВ-2М (эквивалентная мощность 6250 э. л. е., планировалось довести ее в будущем до 7650 э. л. е.), установленного позади кабины экипажа. Редуктор, стоящий в носовой части фюзеляжа, приводился во вращение с помощью длинного вала, проходящего через кабину экипажа между рабочими местами летчика и штурмана. Редуктор вращал два соосных винта, крутившиеся в противоположные стороны. Забор воздуха к двигателю был сделан спереди снизу. Выхлопныс газы выводились в стороны по бортам фюзеляжа через раздвоенное выхлопное сопло.
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.
