Самолеты мира 2000 04

На самолете устанавливался двигатель Р-15-300, который крепился к головной части фюзеляжа в пяти точках. Для охлаждения силовой установки отсек двигателя продувался воздухом с использованием скоростного напора. С этой целью установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из забор- ников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя превращалась в эжектор, регламентировавший расход воздуха на охлаждение.

Топливо для силовой установки размещалось в топливных отсеках фюзеляжа 1 и 2, в мягком баке № 3 и в крыльевых отсеках, где расположили по две сообщающихся между собой емкости в каждой консоли. Общая емкость топливной системы составляла 4800 литров. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью около 930 литров.

На самолете существовала система аварийного покидания: было установлено катапультируемое кресло с каскадом парашютов и носимым аварийным запасом. После автоматического сброса фонаря защищенный компенсирующим костюмом и гермошлемом летчик имел возможность катапультироваться в открытом кресле. Сброс фонаря производился двумя цилиндрами подброса без предварительной разгерметизации кабины – от аварийных ручек на сидении.

Катапультирование происходило при помощи телескопического пиротехнического механизма калибром 38 мм, который обеспечивал безопасный перелет кресла с летчиком через киль при скорости самолета до 1200 км/ч.

Каскад состоял из двух стабилизирующих парашютов и основного парашюта летчика. Малый стабилизирующий парашют каскада обеспечивал устойчивое движение кресла при его торможении – от скорости в момент катапультирования до скорости 600 км/ч.

Большой стабилизирующий парашют гарантировал устойчивое снижение летчика в кресле до малых высот.

Основной парашют обеспечивал снижение и приземление после отделения летчика от кресла. Предусматривалась возможность спасения летчика без стабилизирующих парашютов – путем использования основного парашюта сразу после катапультирования.

Компенсирующий костюм ВКК-4 в комплекте с автоматом давления АД-6Е обеспечивал переносимость перегрузок до 8 д. Герметический шлем ГШ-4М защищал лицо пилота от потока воздуха в момент катапультирования до индикаторной скорости 1200 км/ч.

Связь самолета с землей и другими самолетами осуществлялась через УКВ радиостанцию РСИУ-5В (ДУБ-5), которая обеспечивала двухстороннюю телефонную связь на двадцати фиксированных каналах настройки.

Для ближней навигации и посадки устанавливался самолетный ответчик СОД-57М, работавший с наземными радиолокационными системами «Глобус-2» и «Перископ». А также бортовая система ближней навигации и посадки РСБН-2 («Свод») в варианте со счетно-решающим прибором.

Опознавание отечественных самолетов велось с помощью радиолокационной станции запроса-ответа СРЗО-2 («Хром-никель»), работавшей в системе «Кремний-2М»>.

В средства перехвата, прицеливания и атаки входили бортовая аппаратура радионаведения «Лазурь», работавшая в системе наведения «Воздух-1», радиолокационный прицел ЦП-1, сопряженный с радиолокационной головкой снаряда К-9 и система пуска снарядов.

В систему вооружения самолета входили:

– два самонаводящихся снаряда с неподвижным крылом К-9-51 (Р-38) класса «воздух-воздух» с неконтактными взрывателями (разработки ОКБ);

– радиолокационная станция ЦП;

– бортовое вычислительное устройство;

– автопилот истребителя-перехватчика;

– устройство подвески АПУ-28;

– аппаратура питания и пуска снарядов.

Размах крыла, м 8,560

Полная длина самолета с ДУАСом, м 19,413

Высота на стоянке, м 5,282

Поперечное «V» крыла – 3°

Угол установки крыла 0°

Нормальный взлетный вес, кг 10750

Вес пустого самолета, кг 7260

Вес нагрузки, кг 3490

Вес с подвесными топливными баками, кг 12000

Максимальная скорость полета на форсаже Н> 15000, км/ч 3000

Практический потолок на форсаже, км 25-27

Дальность полета на Н=12 км при V=950-1000 км/ч, км

– без подвесных баков 1500

– с подвесными баками 2000

Продолжительность горизонтального полета, мин (взлет с подвесными баками)

– на Н=20 км 20

– на Н=23 км 14

– на Н=25 8

Т-37

Вид на правый борт с ракетами Р-38

Компоновка самолета Т-37

I – датчик углов атаки и скольжения ДУАС- 133-1,2 – носовой радиопрозрачный обтекатель, 3 – обзорная антенна станции ЦП-1, 4 – блоки станции ЦП-1 в носовом отсеке, 5 – подвижная обечайка входного канала воздухозаборника, 6 – антенна станции «Лазурь», 7 – теплообменник гермоконтеинера станции ЦП-1,8- воздушные баллоны, 9 – щиток передней стойки шасси, 10 – передняя стойка шасси, 11 – аккумулятор, 12 – индикатор станции ЦП-1, 13 – откидная часть фонаря, 14 – створки передней стойки шасси, 15 – кислородные баллоны, 16 – турбохолодильная установка, 17 – бортовое вычислительное устройство, 18- воздухо-воздуш- ный радиатор, 19 – курсовая система истребителя «КСИ», 20 – топливный бак № 1, 21 – топливный бак №2, 22 – створка главной стойки шасси, 23 – главная стойка шасси, 24 – пусковой топливный бачок, 25 – гидробак, 26 – генератор ГО-16, 27- генератор ГСР 18/105, 28 – узел подвески двигателя, 29 – двигатель, 30 – гидроусилитель руля направления, 31 – тормозной парашют, 32 – антенна связной радиостанции PC И У-58

Самолет Т-37 после доработок воздухозаборника, фонаря и хвостовой части фюзеляжа

Цельносварная хвостовая часть фюзеляжа самолета Т-37

Первоначально работы по системе «К-9» шли в рамках темы истребителя П-1 по постановлениям Совета министров СССР от 17.08.56 г. и от 04.04.58 г. со сроками: проектирование -апрель 1959 г., постройка -июль 1960 г., испытания – март 1961 г.

К отработке системы вооружения (антенны станции ЦП и снарядов К-9) приступили на опытно-экспериментальном самолете Т47-6.

При постройке самолета Т-37 в его конструкцию были внесены некоторые изменения. В носовой части установили трехступенчатый конус, увеличили противопомпажные створки. В фонаре кабины летчика применили более технологичные и удобные для обтекания формы. Планировавшиеся воздухозаборники для охлаждения форсажной трубы двигателя заменили на сопловую часть эжекторного типа со створками. С такими изменениями рабочие чертежи были переданы в филиал ОКБ на авиационном заводе им. В.П.Чкалова в Новосибирске.