Авиация и Время 2013 01

Фонарь кабины состоит из неподвижного козырька, сдвигаемой назад секции над рабочим местом летчика, неподвижной средней секции, на которой установлена мачта антенны, откидывающейся вверх-влево секции над верхним рабочим местом штурмана-радиста и неподвижной задней секции, сразу за которой располагается сферический экран верхней стрелковой башни. Эта башня представляет собой отдельный модуль, внутри которого находится бронированное кресло стрелка В кабине за креслом летчика смонтирована противокапотажная рама, на которой закреплены бронеспинка и бронезаголовник, защищающие летчика сзади.

Хвостовая часть фюзеляжа выполнена как одно целое с форкилем и основанием киля. Это повышает крутильную и изгибную жесткость фюзеляжного отсека. Хвостовая часть усилена бимсами для восприятия нагрузок от тормозного гака.

Крыло состоит из прямоугольного центроплана и двух трапециевидных консолей, которые на стоянке могут складываться. Профиль крыла – типа NACA-230. Относительная толщина профиля центроплана – 15%. Консоль имеет переменную толщину: от 15% (у корня) до 9% (по законцовкам). Угол поперечного V центроплана 0°, консоли +6°. Продольный силовой набор крыла состоит из двух лонжеронов, задней стенки и стрингеров. Поперечный набор центроплана – 17 нервюр, каждой консоли – 20 нервюр. Обшивка крыла работающая.

Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и 100% весовой балансировкой, снабжены триммерами. Каждый элероны имеет площадь 0,883 м² . Каркас элеронов – металлический, обшивка – полотняная. Триммеры имеют металлическую обшивку. Левый триммер служит для балансировки самолета в полете и имеет электрический привод. С помощью правого компенсируют погрешности сборки. Он регулируется в процессе приемо-сдаточных полетов на заводе. Площадь каждого триммера 0,035 м² , В элеронной зоне носка каждой консоли крыла имеется профилированная щель длиной 1,143 м, затягивающая на больших углах атаки срыв потока в этой зоне. Механизация крыла – щитки-закрылки общей площадью 5,806 м² . Закрылки состоят из двух центропланных и двух консольных секций. Максимальный угол отклонения центропланных секций – 50°, консольных – 45°.

Консоли крыла складываются назад и поворачиваются при этом носком вниз. Привод складывания – гидравлический, управляется рычагом в кабине. Складывание консолей возможно как при работающем, так и неработающем двигателе (от аэродромного гидроагрегата или бортового гидроаккумулятора).

Хвостовое оперение включает киль, закрепленный в основании киля стабилизатор, форкиль, рули направления и высоты. Киль площадью 2,455 м² установлен в плоскости симметрии самолета. Угол установки стабилизатора ±30°, его площадь – 4,357 м² . Руль направления имеет площадь 1,509 м² и отклоняется на углы до ±24°. Площадь руля высоты – 5,940 м² , углы отклонения – до 10' вниз и 20' вверх. Рули сделаны с осевой и роговой аэродинамическими компенсациями и 100% весовой балансировкой. Обшивка рулей – полотняная. PH и обе половины РВ снабжены триммерами с электрическими приводами. Обшивки триммеров – металлические. Углы отклонения триммера PH – до 16° вправо и 24° влево; триммеров РВ – до 10° вниз и 12°30' вверх. Триммер PH выполнен двухсекционным, причем верхняя его секция является также сервокомпенсатором.

Шасси самолета трехопорное с хвостовым колесом, убираемое в полете. Колея шасси – 3,302 м. Основные опоры убираются в крыло по направлению к законцовкам, хвостовая опора убирается по полету в хвостовую часть фюзеляжа. В убранном положении стойки всех опор закрыты щитками, закрепленными непосредственно на стойках, колеса остаются открытыми. Уборка и выпуск шасси производится гидроцилиндрами. Аварийный выпуск основных стоек шасси механический – после открытия замков убранного положения стойки выходят и становятся на замки выпущенного положения под собственным весом. Основная стойка – телескопического типа, снабжена жидкостно-газовым амортизатором с нормальным рабочим ходом 114 мм. На стойке установлено колесо размером 864x229 мм с дисковым тормозом. Хвостовая опора шасси оснащена жидкостно-газовым амортизатором и колесом размером 368х 127 мм. Давление в пневматиках всех колес – 6,68 кгс/см² (при работе с палубы авианосца) либо 7,74 кгс/см² (при работе с сухопутного аэродрома).

На стойках основных опор с внутренней стороны закреплены буксировочные ушки, используемые при взлете самолета с авианосца. К ним с помощью специальных замков цепляются троса катапульты. Эти замки открываются автоматически по прохождении каретки катапульты заданного расстояния. При посадке на палубу используется тормозной гак, зацепление которого за трос аэрофинишора приводит к остановке самолета. Гак крепится к силовым элементам хвостовой части фюзеляжа через амортизатор, поглощающий энергию рывка при зацепе. Сам гак состоит из шарнирного узла, штока и крюка, изготовленных из высокопрочной стали.

Его выпуск и уборка осуществляются электроприводом. При выпуске гак выдвигается назад, а затем опускается вниз.

Силовая установка включает один поршневой двигатель Wright R-2600-20 Double Cyclone. Двигатель представляет собой 18-цилиндровую двухрядную «звезду» воздушного охлаждения. Взлетная мощность двигателя – 1900 л.с., максимальная на I границе высотности – 1600 л.с. (продолжительность работы не более 5 мин). Сухая масса – 928 кг. Для наддува двигателя используется приводной центробежный двухскоростной нагнетатель. Двигатель через планетарный редуктор с передаточным отношением 0,563 вращает трехлопастный воздушный винт Hamilton Standard Hydromatic HUB 23E50 489. Винт – постоянных оборотов, изменяемого шага. Лопасти изготовлены из алюминиевого сплава и снабжены спиртовой противообледенительной системой.

Система запуска двигателя – электрическая, от внешнего источника напряжением 12 В. Возможен механический запуск двигателя – с помощью сьемной рукоятки, которую вращают два человека. Запуск в воздухе производится на режиме авторотации. Система охлаждения двигателя состоит из неподвижных внутренних дефлекторов и управляемых жалюзи, расположенных за вторым рядом цилиндров.

Топливная система самолета состоит из четырех баков: двух баков (емкостью 549 л и 803 л) в фюзеляже и двух (по 341 л) в центроплане крыла. Все встроенные топливные баки протектированы, оснащены системами дренажа, аварийного слива топлива и заполнения нейтральным газом. Кроме этого самолет может оснащаться тремя дополнительными сбрасываемыми бакам, один из которых (на 1022 л) подвешивается в отек вооружения, а два – под центропланом (по 220 л) или консолями (по 379 л) крыла. Максимальный запас топлива – 3814 л. Это перегоночный вариант, при котором сьемное вооружение и оборудование демонтируются.