Самолеты мира 1996 02

Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания - заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.

Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.

Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.

На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.

Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.

Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственно с помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.

Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем (зеленой, синей, коричневой и желтой), предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/м2. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.

Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа.

Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.

Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.

Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.

Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.

Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:

- систему управления ракетами класса «воздух- поверхность»;

- систему разведывательного оборудования;

- систему радиосвязного оборудования;

- систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.

Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101»

Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали характеристикам серийного самолета.

На самолете «101» планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета.

Расчетные дальности полета у самолета «101», вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.

Взлетные и посадочные массы самолета «101» были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.

Весовые характеристики самолета были следующие:

- максимальная взлетная масса, кг 125000

- нормальная взлетная масса, кг 114000

- масса пустого самолета, кг 55600

- масса топлива во внутренних баках, кг 57000

Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/м2.

Летно-технические характеристики самолета Т-4

Па базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967-1972 гг. проводилась разработка стратегического двух-режимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр - изделие «200»). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 г.

Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.

Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:

- сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;

- режим полета у земли на скорости 1100- 1200 км/ч.

Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:

- иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;

- иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;

- обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;

- иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;

- иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;

- обладать способностью базирования на аэродромах 1-го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.

Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:

- существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;