Чтение онлайн

Хвостовое оперение стреловидное (Х-35°), состояло из кипя с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль однолонжеронной конструкции со вспомогательной балкой и набором стрингеров и нервюр был выполнен из двух частей. Нижняя представляла единое целое с фюзеляжем, о верхняя, съемная, крепилась при помощи болтов. Для устранения экранного эффекта верхняя часть киля (от 7-й нервюры), под которой размещалась антенна радиостанции, имело деревянную конструкцию. Руль поворота однолонжеронный с весовой балансировкой крепился в трех точках. Углы отклонения руля поворота +30°. Стабилизатор состоял из двух половим, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, разрезанный по оси симметрии, два вспомогательных и набор нервюр. Стабилизатор крепился к килю болтами. Руль высоты состоял из двух половин, соединенных между собой карданным волом. Каждая половина подвешивалась в трех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты – плюс 30°, минус 20°.

Шасси – трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры балочного типа убирались в крыло по направлению к фюзеляжу, при этом колесо поворачивались относительно опор на 90° и размещались в фюзеляже вертикально. В убранном положении ниши шасси закрывались створками и щит- коми, а опоры фиксировались механическими замками, В выпущенном положении опоры фиксировались гидравлическими и шариковыми замками. Но передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 580х240А, а на основных – двухкамерные тормозные размером 900x275.

Для сокращения пробега при посадке но самолете было установлено тормозное парашютное устройство состоящее из:

– контейнера тормозного парашюта;

– тормозного парашюта (S -26,2 м 2);

– соединительного троса;

– замка тормозного парашюта;

– системы управления.

Система управления самолетом – смешанная. Управление рулем высоты и элеронами – жесткое, рулем поворота до розьема фюзеляжа – дублированное тросовое, а в хвостовой части – жесткое. Управление триммерами элерона и руля высоты – электромеханическое. В проводку управления рулем высоты и элеронами были включены по обратимой схеме бустерные механизмы, питание которых осуществлялось от отдельной гидросистемы. Кроме того, предусматривалось возможность установки бустерного механизма в проводку управления рулем поворота. Бустерные механизмы, изготовленные но заводе № 279 (директор и главный конструктор Т.М.Бошта), конструктивно отличались друг от друга формой кронштейна крепления.

Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем: силовой и бустерной. Каждая имела автономный источник питания – два гидронасоса с приводом от ТРД. Рабочее давление в основной гидросистеме 120-150 кгс/см 2, а в бустерной – 42-65 кгс/см 2. Рабочая жидкость – смесь, состоящая из 50% глицерина и 50% спирта. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, торможения основных колес, а бустерная только для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая (аварийная) система служила для аварийного выпуска шосси и закрылков. Рабочее тело – сжатый воздух, давление в системе 150 кг/см', емкость баллона 10 л (шп.4).

Катапультируемое кресло Су-15

Силовая установка состояла из двух ТРД РД-45Ф, расположенных в ГЧФ и ХЧФ. Ось переднего двигателя имела наклон по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), равный 8°13, а ось заднего – параллельна СГФ. Подвод воздуха к двигателям осуществлялся по воздушным каналам, составлявшим единое целое с каркасом фюзеляжа и входившим в его силовую схему. Для обслуживания переднего двигателя предусматривались ряд люков, а для монтажно-демонтажных работ – съемная панель. Для осмотра верхних камер сгорания переднего двигателя он имел возможность поворачиваться в подшипниках основного крепления. Монтаж и демонтаж заднего двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание – через люки в ХЧФ.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара при нарушении целостности камер сгорания и состояла из:

– защитного кожуха (на каждом двигателе);

– 18 биметаллических датчика пожара (по 9 но каждом двигателе);

– сигнальной лампы «Пожар»;

– баллона с углекислотой, снабженного двумя пирозатворами;

– двух кольцевых коллекторов подачи углекислоты.

Топливная система включала в себя: 4 мягких топливных бока общей емкостью 2875л, клапанные коробки, блок электромагнитных кранов, насосы подкачки. Предусматривалась возможность подвески дополнительного бока емкостью 875л. Топливные баки были разбиты на две группы: переднюю и заднюю. Выбранный порядок выработки топлива обеспечивал необходимый диапазон центровок от взлета до посадки самолета. Топливо – керосин.

Герметическая кабина вентиляционного типа технологически было выполнено в виде отдельного агрегата, который вкладывался в ГЧФ и крепился слец.узлами. Верхняя часть кабины имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Остекление откидной части и боковые стекло козырька были выполнены двойными. Межстекольное пространство через силикогелевые патроны соединялось с кабиной. Для поддержания в гермокабине необходимых условий жизнедеятельности летчика она было оборудовано:

– системой автоматического регулирования давления;

– системой вентиляции и наддува с ручной регулировкой температуры воздуха;

– системой вентиляции наружным воздухом (до Н-2000м) за счет скоростного напора;

– системой герметизации фонаря.

Спасение летчика в аварийных ситуациях обеспечивалось катапультируемым креслом шторочного типа, созданного в ОКБ П.О.Сухого.

Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных на правом и левом борту ГЧФ. Суммарный боезапас составлял 110 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе собирались в специальных отсеках под пушками. Система управления огнем электрическая, а перезарядки – электропневматическая. Наведение на цель и прицеливание осуществлялось при помощи РЛС «Торий», а контроль – фотокинопулеметом С-13.

Бортовое оборудование имело следующий состав:

Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электросети, в которую входили: аппаратура регулирования и защиты, коммутационная аппаратура, электропроводка и электроразъемы. Основными источниками электроэнергии служили два генератора постоянного тока ГС- 3000, о аварийным – аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование: УКВ-радиостанция 12РСУ-10 «Кура»; радиополукомпас РПКО-10; ответчик опознавания «Барий»; радиолокационная станция «Торий».

Пилотажно-навигационные приборы: авиагоризонт; комбинированный указатель скорости КУС-1200; высотомер динамический ВД-15; вариометр ВР-3-75; М-метр М-0,95; индикатор РПКО-10; индикатор «Торий; часы АВРМ.

Приборы контроля двигателей и систем: тахометры; указатели температуры; манометры; сигнальные лампы.

Высотное и кислородное оборудование: указатель высоты и перепада давления УВПД; указатель расхода воздуха РВ-1; кислородный прибор КП-14; кислородная маска КШ-10; индикатор кислорода ИК-14; кислородный баллон 4л; манометр М-12; кислородный редуктор КР-14; запорный вентиль.

По ТТТ броневая защита предусматривалось только от атак в переднюю полусферу (ППС) и включало: передний щит толщиной 18мм; верхний щит толщиной 12мм; бронестекло толщиной 100мм.

Применение крыльев со стреловидностью 35° обеспечивало лишь приближение к скорости звука. Следующим шагом должен был стать переход к звуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Исследования, проведенные в аэродинамических трубах ЦАГИ, показали, что увеличение стреловидности до 45°-55" дает возможность безопасно с допустимым волновым сопротивлением перейти через скорость звука. Для контроля основных аэродинамических характеристик, полученных в трубах Т-106М и Т-112, необходимы были летные эксперименты на летающих моделях и экспериментальных самолетах.