Николай Якубович - Реактивные первенцы СССР – МиГ-9, Як-15, Су-9, Ла-150, Ту-12, Ил-22 и др.

Система питания двигателятопливом состоит из трех автономных систем: пускового мотора (3 литра) и подачи бензина в камеры сгорания (для розжига) объемом 15 литров и питания двигателя основным топливом (керосином).

Первые две системы входят в конструкцию двигателя, а третья размещена на самолете.

Основное топливо размещено в четырех крыльевых и двух фюзеляжных баках общим объемом 696 литров (585 кг) на машинах без вооружения. Задний фюзеляжный бак расположен перед кабиной летчика, а передний — над двигателем.

Из переднего фюзеляжного бака топливо самотеком по гибкому шлангу с калиброванным отверстием диаметром 6 мм поступает в задний фюзеляжный бак, а из последнего и консольных крыльевых баков — в корневые крыльевые баки. Из корневых баков горючее забирается двумя электрическими помпами высотной подкачки (бустерпомпами).

Одна бустерпомпа забирает топливо из передней части правого корневого бака, а другая — задней части левого корневого бака.

Бустерпомпы подают топливо через обратные клапаны в общий трубопровод с установленным на нем пожарным краном и далее к основному топливному фильтру ТРД и основной топливной помпе.

Заправка топливной системы производится через заливные горловины переднего и заднего фюзеляжных баков. В крыльевые баки топливо поступает самотеком из заднего фюзеляжного бака. Слив топлива из системы производится через сливную пробку правого корневого крыльевого бака.

Топливная система — открытого типа. Дренаж крыльевых баков осуществляется через задний фюзеляжный бак, дренажная трубка которого, соединенная с дренажной трубкой переднего фюзеляжного бака, выходит в атмосферу через нижний зализ крыла с правой стороны фюзеляжа.

Вооружениесостоит из двух пушек НС-23 калибра 23 мм с боезапасом по 60 патронов на ствол и коллиматорного прицела — ПБП-1а, впоследствии замененного на АСП-1Н.

Пушка расположена в носовой части фюзеляжа с правой стороны над двигателем и закреплена с помощью двух узлов на специальной ферме. Питание осуществляется из патронного ящика, находящегося левее пушки. Звенья и гильзы собираются в ящик, размещенный под орудием. Управление огнем электрическое. Перезарядка пушки — пневматическая. Установка прицела такая же, как и на Як-3.

Фотопулемет ПАУ-1 смонтировали лишь на 20 машинах, и то по особому заданию.

Кроме стандартных пилотажно-навигационных приборов, аналогичных Як-3, в состав оборудования входили комплект приборов контроля работы двигателя и коротковолновая приемо-передающая радиостанция РСИ-6, включавшая приемник РСИ-6М и передатчик РСИ-6 с двухлучевой безмачтовой антенной, обеспечивавшая дальность радиосвязи 120 км. Приемник радиополукомпаса РПКО-10М (только на самолете № 15) и его умформер размещены на верхнем плато рядом с радиостанцией. Рамка РПКО, наружная, установлена на фюзеляже за фонарем кабины пилота.

Электрооборудованиеотличалось от Як-3 с ВК-107А наличием агрегата запуска двигателя, аккумуляторной батареей большей емкости (12-А-10), генератором ГС-500 и розеткой аэродромного питания.

Кислородный прибор КП-14 с двухлитровым баллоном.

Самолет имел комплект аэронавигационных огней (АНО).

Одноместный цельнометаллический двухдвигательный моноплан с низкорасположенным крылом, выполненный по реданной схеме, и с убирающимся трехколесным шасси.

Фюзеляжтипа полумонокок с гладкой работающей обшивкой. Силовой каркас носовой части фюзеляжа состоял из 15 шпангоутов, 4 лонжеронов переменного сечения, набора стрингеров, двух балок для установки передней опоры шасси и двух балок для крепления оружия.

Каркас хвостовой части включал в себя 20 шпангоутов, 4 лонжерона, набор стрингеров и две нервюры для крепления основных опор шасси. Разъем фюзеляжа осуществлялся по шпангоутам № 15а и № 15. Стыковка носовой и хвостовой частей осуществлялась с помощью восьми фитингов.

В носовой части фюзеляжа разместили два туннеля, подводящие воздух от лобового воздухозаборника к двигателям. Туннели, включенные в силовой каркас носовой части, имели эллиптическое сечение и проходили по бортам фюзеляжа, огибая кабину летчика.

Кабина пилота расположена между шпангоутами № 6 и № 11, дополнительный наклонный шпангоут № 11а служил ее задней стенкой.

Фонарькабины пилота состоял из козырька и подвижной части, которая сдвигалась назад по трем направляющим — двум боковым и одной центральной.

Крыло— трапециевидное, двухлонжеронное, набранное из профилей относительной толщиной 9 % по всему размаху ЦАГИ 1-А-10 (нервюры № 1 — № 3), переходного профиля (нервюры № 3 — № 6) и ЦАГИ 1-В-10 начиная с нервюры № 7.

По мнению специалистов ЦАГИ, такая аэродинамическая компоновка несущей поверхности исключала срыв в штопор при полете на больших углах атаки.

Угол установки крыла — +1°, поперечное V — +2,5°.

Элероны типа «Фрайз» с 20 %-ной осевой компенсацией и углами их отклонения от 22,5° вверх до 14,5° вниз. Механизация состояла из закрылков типа ЦАГИ с углами отклонения на взлете 20°, а на посадке — 50°.

Хвостовое оперениесвободнонесущее, со средним расположением стабилизатора. Носки стабилизатора и киля изготавливали из дерева, оклеивали перкалем. Киль и стабилизатор съемные. Передние узлы крепления стабилизатора к фюзеляжу имели гребенки, позволяющие регулировать угол его установки на земле в диапазоне от +1°10’ до -4°. Профиль как горизонтального, так и вертикального оперения симметричный NACA-0009. Руль высоты имел осевую компенсацию 15,8 %, а руль направления — 16,8 %. На правой половине руля высоты был установлен управляемый триммер. Максимальные углы отклонения руля направления ±25°, руля высоты от 18° вверх до 15° вниз.

Шассисамолета трехколесное, с передней опорой. Передняя опора, с качающейся вилкой и гидравлическим демпфером, оснащалась колесом размером 480x200 мм. На основных опорах имелись тормозные колеса размером 660x160 мм. База шасси — 3,02 м, колея — 1,95 м. Амортизация шасси масляно-пневматическая, система уборки и выпуска — пневматическая.

Силовая установкавключала два двигателя РД-20. В ходе серийного производства ресурс двигателя был доведен до 75 часов. Двигатели были расположены в нижней части фюзеляжа параллельно строительной горизонтали самолета.