Авиация и космонавтика 2015 03 - [13]
Сборку опытного экземпляра экспериментального истребителя завершили в июне 1949 г. Однако в двадцатых числах месяца А.С. Яковлев в инициативном порядке принял решение вести дальнейшие работы по Як-50 не как по экспериментальному самолету, а уже как по истребителю-перехватчику. В кратчайшие сроки проект машины пересмотрели и в ее конструкцию внесли соответствующие изменения. По расчетам Як-50 в варианте истребителя-перехватчика должен был иметь максимальную скорость 1100 км/ч, практический потолок 15000 м, время набора высоты 10000 м – 3,5 мин и продолжительность полета 40 мин.
Компоновка экспериментального самолета Як-50, январь 1949 г.
Общий вид истребителя- перехватчика Як-50 с двигателем ВК-1 и РЛС -Коршун.
Фюзеляж самолета представлял собой полумонокок с работающей обшивкой. Он был разделен на головную и хвостовую части с разъемом между шпангоутами №17 и №18, что обеспечивало доступ для установки и съемки двигателя, а также монтажа заднего топливного бака. Шесть стыковых узлов с накидными гайками позволяли быстро производить расстыковку фюзеляжа. Щель разъема закрывалась стыковой лентой.
В головной части располагались герметическая кабина и носовой кок, в котором размещались агрегаты радиолокационной станции и фотопулемет. Дюралевый кок крепился к шпангоуту №1 винтами с анкерными гайками и был съемным. Выступающий вперед обтекатель антенны также был съемным и изготавливался из пенополистирола. В верхней и нижней обшивке кока и в носке перегородки, разделяющей его на воздушные каналы, сделали четыре люка для обслуживания РЛС.
Хвостовая часть фюзеляжа переходила в несъемную часть киля. С обеих ее сторон устанавливались тормозные щитки площадью по 0,2 м² . Угол отклонения щитков 45°. Управление щитками пневматическое.
Герметическая кабина вентиляционного типа с наддувом от компрессора двигателя. Для автоматического регулирования давления воздуха установили регулятор РД-2И. Фонарь состоял из неподвижного козырька и сдвижной части. Герметизацию кабины по контуру подвижной части фонаря обеспечивал резиновый шланг, в который подавался воздух под давлением 3 атм. В аварийных случаях летчик мог покинуть машину с помощью катапультного кресла. Аварийный сброс сдвижной части фонаря обеспечивался пневматической системой. Бронирование кабины пилота включало 60 мм бронестекло, переднюю 8 мм бронеплиту и 10 мм бронезаголовник.
Крыло имело стреловидность 45° по линии четверти хорд и относительную толщину 12%. Оно состояло из комбинации скоростных профилей ЦАГИ: 9030 м у корня и СР-11-12 на конце. Зона перехода занимала 7% полуразмаха и располагалась от 50 до 57% полуразмаха. Каркас крыла был образован двумя лонжеронами, поперечной балкой и набором нервюр. Стыковка с фюзеляжем осуществлялась с помощью четырех узлов, установленных на балке и переднем лонжероне, и угольников по контуру бортовых нервюр. Поперечное V составляло -5°, угол установки – 0° .
На верхней поверхности крыла были установлены три аэродинамических гребня, которые препятствовали распространению срыва потока от корня к концу. Кроме этого на нижней поверхности крыла вдоль концевой нервюры также имелся аэродинамический гребень, препятствовавший распространению срыва потока от крыльевой стойки к элерону.
Механизация крыла состояла из элеронов с внутренней компенсацией и щитков-закрылков. Закрылки отклонялись на взлете на 20\ а при посадке на 50°. При отклонении они сдвигались назад по направляющим. В убранном положении каждый закрылок фиксировался шестью замками. Управление закрылками пневматическое.
Стабилизатор стреловидностью 45° по линии четверти хорд стыковался с килем четырьмя болтами. Угол установки стабилизатора 0°40’. Руль высоты отклонялся вверх на 38°, вниз на 22°. На руле устанавливался триммер. Киль имел стреловидность 54°30’ по линии четверти хорд. Его силовая схема аналогична крыльевой. Каркас был образован двумя лонжеронами, балкой, являвшейся продолжением шпангоута №26, и набором нервюр. Руль направления отклонялся вправо и влево на 30°. Место сопряжения вертикального и горизонтального оперения закрывалось веретенообразным обтекателем, который крепился винтами с анкерными гайками.
Управление элеронами и рулем высоты жесткое, а рулем направления тросовое. Триммер руля высоты управлялся с помощью многоступенчатой карданной передачи. Ручку управления самолетом (РУС) оснастили механизмом изменения плеча для уменьшения усилий от элеронов и руля высоты на больших скоростях и сохранения их в допустимых пределах на разных режимах полета. Механизм обеспечивал изменение передаточного отношения за счет изменения длины нижнего плеча шкворня ручки. В случае его отказа летчик мог изменить плечо вручную с помощью специального штурвала, расположенного у изгиба РУС. Ножные педали могли регулироваться по росту летчика.
Шасси велосипедного типа имело масляно-воздушную амортизацию и рычажную подвеску колес. Оно состояло из главной опоры, расположенной по оси симметрии самолета под фюзеляжем, передней опоры и двух подкрыльных стоек, которые предохраняли концы крыла от повреждения при возникновении большого крена. Вследствие малого расстояния между колесами главной опоры шасси и, следовательно, неэффективности применения тормозов колес для выполнения поворотов на рулежке, колесо передней опоры было сделано управляемым. Для этого установили пневмоцилиндр управления поворотом переднего колеса, который был объединен в одном корпусе с гидравлическим демпфером, предназначенным для гашения колебания типа «шимми».
