История Авиации 2003 06 - [27]
Крыло имело деревянную силовую конструкцию, один главный лонжерон и один вспомогательный, к которому крепились узлы навески поверхностей управления. Поперечный силовой набор образовывали нервюры и стрингеры (последние располагались в зоне расположения крыльевых баков с топливом). Обшивка была фанерной и выклеивалась из букового шпона клеем фирмы «Тегофильм» 9* . Угол стреловидности по передней кромке составлял 23,3 градуса по линии четвертей хорд, а задней – 9°. Профиль был переменный – 14% у корня и 8,7% на законцовке, а геометрическая крутка 5,7% обеспечивала балансировку самолёта. На задних кромках несущих поверхностей располагались элевоны, занимавшие примерно 40% размаха, и тримщитки. Элевоны отклонялись вверх и вниз на 31°, обеспечивая управление по крену и тангажу. Управление ими осуществлялось с помощью жёстких тяг. Тримщитки отклонялись на 10° вверх и вниз, выпускаясь синхронно и обеспечивая тем самым управление по тангажу. Элевоны и тримщитки имели деревянный силовой набор и полотняную обшивку. Фиксированные предкрылки, размещённые на половине размаха, во внешних частях консолей, обеспечивали безотрывное обтекание воздушным потоком крыла в районе элевонов. На нижней поверхности консолей располагались посадочные щитки, представлявшие собой фактически дюралевые пластины, крепившиеся на шомпольных шарнирах и работавшие от гидравлической системы, приводимой в движение ручным насосом. Угол отклонения щитков составлял 45°. В консолях размещалось по паре баков с топливом. Передний вмещал 73 литра, а задний – 177 литров.
Силовая установка крепилась к восьмому шпангоуту в трёх точках. Двигатель HWK 109-509А-0 развивал регулируемую в полёте тягу от 300 до 1500 кг и с конструктивной точки зрения представлял собой коробку агрегатов, которая монтировалась на передней раме и камеру сгорания с соплом, вынесенным назад и закреплённой на специальной трубе. Весило всё это чудо всего лишь 168 кг(!!!), что с учётом величины тяги можно рассматривать как весьма большое достижение германской конструкторской мысли 10* . Известная экономия массы силовой установки обеспечивалась применением турбонасосного агрегата (ТНА). Два насоса располагались по обеим сторонам вращавшей их турбины и подавали компоненты топлива в камеру сгорания. Работало всё это великолепие следующим образом.
Левая приборная панель. Хорошо видна рукоятка управления двигателем.
Передняя приборная панель с комплектом приборов контроля параметров полёта и нижняя часть переднего бронестекла. На нижнем фото запечатлены органы управления располагавшиеся справой стороны пилотского кресла.
При запуске вал ТНА раскручивался электростартером и одновременно насос подавал некоторое количество окислителя (состав «Т») в парогазогенератор. Там с помощью небольшого количества кристаллического катализатора 11* окислитель с выделением тепла разлагался на водяной пар и кислород. Этот парогаз поступал в турбину и раскручивал её дальше. При этом выхлоп из турбины выбрасывался через специальный патрубок, располагавшийся ниже камеры сгорания, одновременно часть парогаза подавалась в камеру сгорания с целью её продувки, что позволяло избежать скопления компонентов топлива (тромболизации). После достижения необходимой скорости вращения (6000 об/мин) электростартер отключался.
При даче РУДа вперёд открывались клапаны, и двигатель запускался. Одновременно с этим увеличивались обороты ТНА.
Топливо и окислитель поступали по трём группам форсунок, обеспечивавшим ступенчатое регулирование тяги. Всего форсунок было 12. 1-я группа имела два форсунки, 2- я группа – четыре и 3-я – шесть. В первом положении РУДа работали только две, на втором к ним к ним присоединялись четыре, а на третьем – оставшиеся шесть. На режиме наибольшей эффективности давление в камере сгорания составляло 20 атм., а температура – около 2000“С. Чтобы двигатель вместе с самолётом не превратились в факел, камера сгорания охлаждалась снаружи топливом, поступавшим затем в камеру сгорания.
Как это ни покажется странным с точки зрения современных подходов к конструированию силовых установок, но дросселирование двигателя не приводило с существенной экономии топлива, так как при уменьшении тяги падало давление в камере сгорания, а удельный расход топлива при этом возрастал почти в два раза.
Двигатель можно было остановить в полёте, при этом ТНА переходил в так называемый «ждущий режим», поддерживая минимальные обороты, необходимые для нового запуска. Для поддержания этого режима расходовалось небольшое количество окислителя. При необходимости пилот мог практически мгновенно вывести двигатель на «полный газ». Перед посадкой РУД переводился на стопор, и подача компонентов топлива в турбину блокировалась, а на посадочной глиссаде пилоты сливали остатки топлива и окислителя.
Топливная система. Как уже отмечалось выше, ёмкость крыльевых топливных баков составляла 500 литров (два по 73 и два по 177), существенно большим на борту ракетоплана было количество окислителя, два бака по 60 литров размещались в кабине пилота, а основной 1040-литровый бак находился в фюзеляже. Общий объём заправки составлял 1660 литров и имел массу 2026 кг. Уже в ходе испытаний все баки получили клапаны для аварийного слива компонентов топлива в полёте.
