Авиация и космонавтика 2011 07 - [28]
Двигатель RM6
Шасси самолета трехопорное с двумя основными опорами, установленными под центропланом, и передней управляемой опорой. При отказе гидравлической системы, предусматривалась возможность аварийного выпуска шасси с использованием запаса сжатого воздуха. База шасси — 4,0 м, колея — 2,7 м. Основные стойки телескопического типа с гидро-пневматическими амортизаторами. Для уменьшения занимаемого объема, в процессе уборки стойки поджимались, вплоть до полного обжатия амортизаторов. Возможность посадки на шоссе и неподготовленные полосы обеспечивалась высокой прочностью шасси (рассчитано на вертикальную скорость до 5 м/с). Носовое колесо оснащалось защитным щитком. Дополнительная хвостовая опора шасси, называемая летчиками "шпора", позволяла осуществлять взлет и посадку на больших углах атаки, не рискуя повредить хвостовую часть фюзеляжа. Учебно-тренировочные варианты самолета Sk 35С, изготовленные на основе планера "короткохвостых" J 35А1, сохранили в хвостовой части фюзеляжа посадочную лыжу-демпфер.
Для уменьшения длины пробега использовался тормозной парашют, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. При использовании парашюта пробег составлял 650 м, без парашюта — 810 метров.
Первоначальные планы оснащать серийные "Дракены" двигателями отечественной разработки не увенчались успехом, и в 1952 году фирма "Svenska Flygmotor" (позднее "Volvo Flygmotor") приобрела лицензию на производство двигателей Rolls Royce Avon Mk 48A. Самолеты Saab J 35A и J 35В оснащались двигателями RM 6B (шведское обозначение двигателя Avon Mk 48А), на варианты Saab J 35D, J 35Е, J 35F и J35J устанавливались двигатели RM 6С (Rolls Royce Avon Mk 60). Длина двигателя 8140 мм, диаметр — 1067 мм, сухая масса — 1770 кг. Максимальная бесфорсажная тяга — 5840 кг, тяга на форсаже — 7830 кг. В период с 1961 по 1971 год предприятие "Volvo Flugmotor" выпустило 445 двигателей RM 6С для оснащения самолетов Saab J 35D, J 35Е, J 35F и несколько позже J 35 J.
Автономный запуск двигателя обеспечивал стартер Plessey. Принцип работы стартера — смесь изопропилнитрата при сгорании в камере создавала давление газов, необходимое для раскручивания турбины. Запас топлива в системе позволял осуществить три запуска двигателя. Работа стартера, по воспоминаниям пилотов, сопровождалась сильным шумом (свист) и характерным запахом.
Топливная система обеспечивала подачу топлива двигателю на всех режимах полета самолета и при любом положении его в воздухе. Топливо размещалось в четырнадцати баках центроплана. Внутренний запас топлива для варианта J 35А составлял 2240 литров и на последующих моделях был увеличен до 2865 литров. Подача топлива осуществлялась электронасосами из двух расходных баков емкостью 75 литров, которые постоянно подпитывались от периферийных баков. Автоматизированная система управления осуществляла контроль расхода топлива и сохранение требуемого положение центра масс самолета на всех режимах полета. Система заправки централизованная, с пропускной способностью 830 л/мин.
На вариантах J 35А и В дополнительный 500 литровый подвесной топливный бак устанавливался на центральном фюзеляжном пилоне. Начиная с варианта J 35D, на самолетах была реализована возможность подвески до четырех подвесных топливных баков (два 500 литровых бака на крыльевых и два бака на фюзеляжных пилонах).
Пушечное вооружение вариантов J 35А, В, D — две встроенные 30-мм пушки Aden М/55 со скорострельностью 1200 выстрелов в минуту и боезапасом по 90 снарядов, размещенных в корневой части крыла. На самолетах J 35F и J была установлена одна пушка в правом крыле. Разведывательные и учебные варианты не имели пушечного вооружения.
Три узла подвески вооружения J 35А позволяли нести внешнюю нагрузку до 1700 кг. Два крыльевых и центральный фюзеляжный Y-образный пилон обеспечивали возможность подвески до четырех ракет класса "воздух-воздух" Rb24 с ИК ГСН (лицензионный вариант американской УР AIM-9 Sidewinder). Кроме этого, самолет мог нести НАР Bofors калибром 75 мм или 135 мм и авиационные бомбы. Для установки пусковых направляющих НАР использовались дополнительные крыльевые узлы подвески.
На моделях J 35F/J количество основных узлов подвески вооружения было увеличено до шести. Максимальная масса боевой нагрузки составляла 4080 кг. Максимальная скорость полета Saab J 35F/J с четырьмя ракетами ограничивалась значением М=1,4.
Система управления J 35 обычная для самолета с треугольным крылом. В продольном канале управление обеспечивалось синхронным отклонением элевонов, в поперечном канале — дифференциальным отклонением элевонов, по курсу — отклонением руля направления. Сигналы управления от ручки и педалей передавались механически к гидравлическим сервоприводам поверхностей управления. Система управления необратимая, поэтому в контурах управления применялись автоматы загрузки. Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем с рабочим давлением 210 кгс/см 2. В случае выхода из строя двигателя, аварийный генератор с приводом от воздушной турбины обеспечивал давление, необходимое для работы подсистемы номер два (управление рулем направления и элевонами).
