Авиация и космонавтика 2007 10 - [39]
Окончательное решение было принято в пользу самолета Ан-6 «Метео», который выпускался серийно в 1956- 1958 годах.
Схема технологического членения самолета Су-12
Приборная доска летчика
Приборная доска штурмана
Электрощиток летчика
Самолет Су-12 представлял собой цельнометаллический среднеплан с оперением на двух хвостовых балках.
Фюзеляж (гондола) был выполнен без технологических разъемов. Силовой каркас состоял из 13 шпангоутов и четырех лонжеронов. При сборке самолета фюзеляж опускался сверху на центроплан и крепился к основному лонжерону при помощи болтов.
Передняя и почти вся верхняя часть фюзеляжа имела остекление. Для исключения искажения передние верхние и нижние стекла были выполнены плоскими.
В передней части фюзеляжа размещался летчик, справа от него – штурман. За ними находилось место стрелка с прицельной станцией, а в задней части фюзеляжа размещался стрелок, обслуживающий кормовую стрелковую установку.
Для входа в переднюю кабину в нижней части фюзеляжа был сделан люк, а в заднюю – дверь с левой стороны фюзеляжа. Люк и дверь имели механизмы аварийного сброса.
Крыло свободнонесущее цельнометаллическое, трапецевидной формы в плане, состояло из центроплана с двумя мотогондолами и двух отъемных консолей. Угол поперечного V крыла составлял 5°.
Силовой каркас центроплана включал один неразъемный лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, набор нервюр и обшивку. Профиль центроплана – П-7. В центроплане и в мотогондолах размещались мягкие топливные баки. В задней части центроплана на участке между фюзеляжем и моторными гондолами размещались щелевые закрылки.
Силовой каркас отъемной консоли крыла включал лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, набор нервюр и обшивку. Профиль консолей крыла – К-4.
На задней кромке каждой консоли подвешивался разрезной элерон. Углы отклонения элеронов: вверх – 18°, вниз – 11°. Каркас элерона состоял из лонжерона и листовых штампованных нервюр. Обшивка элерона – полотно, носок – дюралевый. В носке элерона для весовой балансировки крепилась стальная труба, залитая свинцом.
Между моторными гондолами и элеронами подвешивались щелевые закрылки. Углы отклонения закрылков: взлетный – 20® посадочный – 45°. Конструкция закрылка аналогична конструкции элерона.
Оперение крепилось на хвостовых балках, являвшихся продолжением мотогондол, причем кили были продолжением хвостовых балок, а стабилизатор соединял хвостовые балки между собой. Каждая балка представляла собой каркас, набранный из шпангоутов переменного сечения, стрингеров и дюралевой обшивки.
Левый пульт летчика
Верхний электрощиток летчика
Схема вооружения
Верхняя стрелковая установка
Кормовая стрелковая установка
Каркас киля состоял из шпангоутов- стрингеров, нервюр и обшивки. Задний шпангоут-стрингер был усилен, к нему шарнирно крепился руль поворота. Углы отклонения руля поворота ±25°
Силовой каркас руля поворота состоял из лонжерона, стрингеров, набора нервюр. Обшивка руля – полотно, носок – дюралевый. В задней части каждого руля поворота размещался триммер.
Силовой каркас стабилизатора состоял из двух лонжеронов, стрингеров, набора нервюр и дюралевой обшивки. В нижней части стабилизатора размещался отсек хвостового колеса. В задней части стабилизатора крепился руль высоты с триммером. Углы отклонения руля высоты: вверх – 30°, вниз – 25° Конструкция руля высоты аналогична конструкции руля поворота.
Шасси – трехколесное с хвостовым колесом. Основные опоры убирались в моторные гондолы, а хвостовое колесо – в стабилизатор. В убранном положении отсеки шасси закрывались створками. На основных опорах устанавливались тормозные колеса размером 900x300, а на хвостовой опоре – колесо размером 420x185.
Система управления самолетом – смешанная. Управление рулем высоты и элеронами – жесткое, рулем поворота – тросовое. Управление триммерами – электромеханическое.
Гидравлическая система состояла из двух независимых систем – основной и дополнительной.
Основная система обеспечивала – уборку и выпуск шасси, закрылков, торможение колес и управление створками бомболюков. Дополнительная система осуществляла управление кормовой стрелковой установкой КГ-1. Давление в системах создавалось четырьмя гидронасосами. Рабочая жидкость – смесь 50% спирта и 50% глицерина.
Силовая установка состояла из двух опытных 14-цилиндровых двухрядных звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения АШ-82М, в процессе заводских испытаний замененных серийными двигателями АШ-82ФН, оборудованных четырехлопас- тными воздушными винтами АВ-9ВФ- 21К диаметром 3,6 метров. АШ-82М (М-93) был спроектирован на базе АШ- 82ФН и ALU-83 на заводе №29 (главный конструктор В.С.Нитченко) путем увеличения диаметра цилиндров. Взлетная мощность – 2100 л.с. (Взлетная мощность АШ-82ФН – 1850 л.с.)
Схема размещения фотооборудования
Передняя неподвижная пушечная установка
Моторная установка была выполнена по принципу автономности и позволяла производить монтаж мотора отдельно на стенде, и затем с минимальной затратой времени устанавливать ее на самолет.
Топливная система включала четыре топливных бака общей емкостью 1240 л., кран кольцевания, два подкачивающих насоса, две клапанных коробки, два пожарных крана, трубопроводы и фильтры. Сорт топлива – бензин 4Б-78 (октановое число 94) Для нормальной эксплуатации топливной системы в обычных условиях и в боевой обстановке она имела систему дренажа и систему нейтрального газа.
