Самолеты мира, 2001 № 02 - [22]
В нижней части носа фюзеляжа выступал ствол пушки АПК-8. Над стволом размещалась закрытая кабина летчика, оборудованная фонарем с остеклением из нескольких прямых стекол. Верхняя часть фонаря сдвигалась назад, обеспечивая хороший доступ в кабину.
В хвостовой части фюзеляжа располагалась кабина наблюдателя, которая также имела сдвижной фонарь.
Каркас хвостовой части состоял из четырех лонжеронов (два верхних-трубы, два нижних – профили), овальных шпангоутов и стрингеров из U-образного профиля. Эта часть фюзеляжа переходила в нижнюю часть киля с вертикальной колонкой. В хвостовом обтекателе фюзеляжа находилась сопловая часть пушки АПК-8.
Низко расположенное крыло с профилем АНТ-6 состояло из центроплана, который составлял одно целое с центральной частью фюзеляжа, и двух трапециевидных отъемных консолей. Каркас крыла, образовывавший кессон, представлял собой набор из нервюр ферменного типа, трех лонжеронов из дюралевых труб с трубчатыми расчалками и стрингерами U-образного профиля. Крепление ОЧК к центроплану производилось в шести точках нормальными стаканами на конических болтах. На каждой консоли подвешивался двухсекционный компенсированный щелевой элерон. Между элеронами и фюзеляжем размещался щиток типа Шренк, состоявший из четырех секций, отклоняемых на 60 градусов. На концах центроплана подвешивались мотогондолы.
Вертикальное оперение представляло собой съемную часть киля, крепящуюся к нижней части киля, составляющей одно целое с фюзеляжем (выше стабилизатора – в двух точках к колонке и впереди стабилизатора -в одной точке). К килю подвешивался руль направления, снабженный управляемым флетнером. Руль имел также роговую и свинцовую весовую компенсацию.
Переставной стабилизатор двухлонжеронной конструкции. Лонжероны выполнялись из дюралевых труб, со стенками из листа с отбортованными отверстиями. Нервюры листовые. Две задние точки крепления горизонтального оперения – неподвижные на колонке, передняя – впереди носка стабилизатора опиралась на подъемный механизм.
Стабилизатор растягивался расчалками. Компенсация руля осуществлялась при помощи управляемых флетнеров.
Силовая установка состояла из двух моторов Испано-Сюиза 12Ybrs (М-100) мощностью 750 л.с., снабженных металлическими винтами изменяемого на земле шага, диаметром 3,4 метра. Сборка их была советская, на заводе в городе Рыбинске.
| 2 х М-34 не высотный | 2 х М-34 с импеллером | 2 х Испано- Сюиза | 2хМ-100* | |
| Мощность мотора, л.с. | 826 | 750 | 830 | 760 |
| Диаметр винта, м | 3,1 | 3,3 | - | 3,4 |
| двухлолас. | двухлопас. | трехлопас. | ||
| Длина самолета, м | 11,27 | 11,27 | 10,2 | 11,1 |
| Высота самолета, м | 5,23 | 5,23 | 5,3 | 5,5 |
| Размах крыла, м | 19,95 | 19,95 | 19,19 | 19,19 |
| Площадь крыла, м>2 | 58,6 | 58,6 | 56,7 | 56,86 |
| Площадь горизонтального оперения, м>2 | 7,442 | 7,442 | 7,7 | 8,31 |
| Площадь вертикального оперения, м>2 | 3,179 | 3,179 | 2,97 | 3,85 |
| Взлетный вес, кг | 4926 | - | 4966,4 | 5300 |
| Вес пустого самолета, кг | 3345 | - | 3237,11 | - |
| Вес нагрузки,кг | 1729,29 | - | ||
| Максимальная скорость полета, км/ч | ||||
| — на Н-0м | 296 | 305 | 296 | |
| — на Н=1000м | - | - | 310 | |
| — на Н=2000м | 306 | 317 | 324 | |
| — на Н=3000м | 308 | - | 338 | |
| — на Н=4000м | 302 | 346 | 352 | |
| Н=4100 м | ||||
| — на Н=5000 м | 295 | 357 | 251 | |
| — на Н=6000м | - | 350 | 342 | |
| Время подъема на высоту, мин. | ||||
| — на Н=1000м | - | - | 1,9 | |
| — на Н=2000м | Змин.22сек. | 3 мин.49 сек. | 3,7 | |
| — на Н=3000м | 5 мин.34 сек. | - | 5,6 | |
| — на Н=4000 м | 8 мин. 19 сек. | 7мин.38сек. | 7,6 | |
| — на Н=5000м | 11 мин.58сек. | 9 мин.44 сек. | 9,6 | |
| —на Н=6000м | - | 12мин.23сек. | 12,2 | |
| —на Н=7000м | - | - | 16,0 | |
| — на Н=8000 м | - | - | 23,0 | |
| Потолок практический, м | 7600 | 8700 | ||
| Потолок абсолютный, м | 8000 | 9150 | ||
| Длина разбега, м | 203 | 203 | ||
| Емкость бензобаков, л | - | - | 1072 | |
| Емкость маслобаков, л | - | - | 72 | |
| * Результаты испытаний (3 февраля 1935 г. — 28 марта 1936 г.) | ||||
Двигатели подвешивались в носках мотогондол, под ними располагались водяные радиаторы туннельного типа с регулируемыми жалюзи. Баки для бензина находились в отъемных частях крыла.
Стойки шасси с вилкой для колеса крепились за двигателем (в мотогондоле) к переднему лонжерону крыла и убиралась назад так, что небольшая часть выступала наружу. Стойка состояла из масляно-пневматического амортизатора и выше вилки подкреплялась (от боковых ударов) парой подкосов из хромо-молибденовых стальных труб.
От переднего удара нога подкреплялась вильчатым подкосом к нижнему поясу второго лонжерона. Середина этого подкоса была подхвачена к верхнему поясу переднего лонжерона двухступенчатым масляным поршневым насосом. Он же производил вращение стойки назад при уборке.
Основная часть колес размером 900x200 мм и стоек закрывались в полете створками ниши. Для подстраховки выпуск шасси можно было производить вручную – тросовой передачей от штурвала в задней кабине.
В хвостовой части фюзеляжа устанавливался неуправляемый самоориентирующийся костыль, снабженный башмаком с масляно-пневматической амортизацией.
Вооружение самолета ДИП имело две составляющие: атакующее и оборонительное. Для атаки вперед предусматривалось два 7,62-мм пулемета ШКАС в центроплане (с запасом по 1000 патронов на каждый) и одна пушка АПК-8 кал ибра 100 мм с запасом снарядов 16 штук. Снаряды размещались следующим образом: в трубчатом магазине-6 штук, в дополнительной кассете- 10 штук. Крепилась пушка на четыре опоры, одну из которых сделали неподвижной, а другие регулировались при установке.
