Авиация и космонавтика 1997 03 - [19]

Конструкция планера самолета В-36 была "фантастически гибкой". Так, на вираже прогиб концов крыла достигал 2 м, фюзеляж прогибался с образованием выпученностей у крыла. Сравнительно большие принятые удельные нагрузки на мощность привели к ухудшению взлетных характеристик, снижению скорости и скороподъемности самолета. К особенностям конструкции В-36 можно также отнести широкое использование высокопрочных новейших алюминиевых и магниевых сплавов. Масса деталей из магниевого сплава в конструкции планера составляла 10% общей массы планера. Применение магниевых сплавов позволило уменьшить массу пустого самолета почти на тонну. Из магниевого сплава AN-M-29 выполнялись: примерно половина обшивки фюзеляжа, обшивка передних кромок крыла и оперения, включая наружную и внутренюю обшивку каналов противообледенителей, обшивка задней части центроплана, различные усиления и воздухопроводы, обшивка бомбоотсека, приборные доски, баки гидравлической системы, капоты двигателей, коки винтов, турели, а также большое количество второстепенных деталей. Кроме того, из магниевых сплавов изготовлялись диски колес, детали двигателей и различные элементы комплектующих агрегатов. Внедрение нового высокопрочного алюминиевого сплава 75ST позволило дать экономию в массе конструкции более 3000 кг. На снижение массы положительно повлияли некоторые общие технические решения по агрегатам и системам: доработка шасси позволила уменьшить массу на 1180 кг, переход на переменный ток - около 1000 кг, применение баков-отсеков - более 3000 кг и т.д. Все эти работы позволили спроектировать самолет с высокой весовой отдачей. Для опытной машины масса полезной нагрузки от взлетной массы составила 58%, в дальнейшем в серии эта величина колебалась около этой цифры, а в конце серийного выпуска, за счет целого ряда целевых мероприятий была увеличена.

Остановимся более подробно на некоторых особенностях элементов конструкции В-36, которые определили лицо самолета и позволили достичь желаемых результатов.

Крыло

В конструкции крыла применены ламинарные профили NACA, с относительной толщиной у корня 22%, на консолях - 17%. Применение толстого профиля у конца объясняется необходимостью повысить Су и жесткость крыла при кручении в зоне элеронов. Применение толстых профилей обеспечило достаточные объемы для размещения топлива, оборудования и т.д. На консолях крыла перед элеронами во всю длину образованы щели, улучшающие работу элеронов. Крыло оборудовано щелевыми закрылками NACA, сдвигающимися при отклонении назад, закрылки занимали 42% размаха крыла. Закрылки трехсекционные, каждая секция расположена между мотогондолами, в данном случае выполняющих роль концевых шайб для каждой секции. За счет среднего расположения мотогондол относительно крыла и малой кривизны линий сопряжения их с крылом в плане удалось снизить потери на вредную интерференцию крыла и гондол. Сами гондолы имели удобообтекаемую форму, значительное удлинение и характеризовались полным отсутствием выступающих частей. Большое удлинение гондол позволило разместить в них по длине такие агрегаты как масляные и воздушные радиаторы, турбокомпрессоры и т.д., не увеличивая миделя. В носовой части крыла располагались воздухозаборники двигателей.

Крыло выполнялось из легких сплавов и состояло из центроплана и двух консольных частей. Крыло двухлонжеронное кессонной конструкции. Кессон воспринимал примерно 90% нагрузок, действовавших на крыло. Первый лонжерон располагался на 12%, а второй на 43% хорды, высота первого лонжерона у корня около 1,5 м, второго - 2,2 м. Кессон крыла использовался в качестве бака-отсека, по его размаху размещалось 12 топливных баков. В целях разгрузки крыла, кессон на размахе 6 метров от оси самолета с каждой стороны был не загружен и таким образом топливные баки были смещены к концам крыла. Для обеспечения необходимой разгрузки крыла в полете, топливо в начале полета расходовалось из околофюзеляжных баков. Эти баки не протектировались из тех соображений, что топливо из них будет выработано на маршруте до подхода к цели. Баки, располагавшиеся в концевых частях крыла, протектировались.

Сравнительные габариты бомбардировщиков

Между фюзеляжем и крылом имелись переборки, предохранявшие от попадания топлива в фюзеляж в случае течи баков. В задней части крыла, за вторым лонжероном, имелся проход, сообщавшийся с фюзеляжем и предназначавшийся для осмотра двигателей в полете, в передней кромке крыла по всему размаху проходил канал теплового воздушного противообледенителя. Элероны с сервокомпенсаторами, их конструкция была однолонжеронная из алюминиевого сплава с обшивкой из полотна.

Фюзеляж Фюзеляж имел круглое сечение диаметром 3,8 м и объемом 502 м3. В фюзеляже размещались кабины экипажа, бомбоотсеки и вооружение. Конструктивно фюзеляж состоял из четырех отсеков: носового герметизированного, в котором размещалась передняя кабина экипажа; двух средних отсеков, и хвостового отсека со второй герметической кабиной экипажа. Объем герметических кабин составлял 111 м3, бомбоотсеков -343 м3. Объем бомбоотсеков был настолько большой, что в них можно было разметить специально спроектированные истребители обороны. Створки бомбоотсеков, выполненные из магниевого сплава и при открытии сдвигались по наружной поверхности фюзеляжа. Кабины экипажа соединялись между собой туннелем из магниевого сплава диаметром 0,61 м и длиною 25,9 м. В туннеле имелась тележка для сообщения между кабинами.