Авиация и космонавтика 2002 02

Крыло трапециевидное, с относительной толщиной по всему размаху 9%. Силовой каркас состоял из 2-х лонжеронов, 21-й нервюры и набора стрингеров. Профиль крыла комбинированный: на участке с нервюры №1 по №3 – малонесущий профиль ЦАГИ 1-А-10, с нервюры №3 по №6 – переходный профиль, а с нервюры №6 по №21 – несущий профиль ЦАГИ 1-В-10. Такая комбинация профилей исключала возможность срыва самолета в штопор при полете на больших углах атаки. Угол установки крыла 1°, поперечное V – 2°30\ Крыло имело элероны типа "Фрайз" с 20% осевой компенсацией и закрылки типа ЦАГИ. Максимальный угол отклонения элеронов – вверх 22,5°, вниз 14,5°. Закрылки отклонялись при взлете на 20° и на посадке на 50°.

Хвостовое оперение цельнометаллическое свободнонесущее с высоко расположенным стабилизатором. Передние кромки стабилизатора и киля закрывались деревянными обтекателями, которые на потайных винтах и болтах крепились к носовым стрингерам. После установки обтекатели оклеивали перкалем. Киль и стабилизатор съемные. Передние узлы крепления стабилизатора к фюзеляжу имели гребенки, позволяющие регулировать его установку на земле с +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. Максимальный угол отклонения руля направления ±25°, руля высоты – вверх 18°, вниз 15°.

Основная опора шасси

Вид на нишу шасси

Узлы подвески двигателей РД-20

Вид на патронные ящики

Установка правой пушки НС-23К с газоотводной трубойглушителем

Шасси самолета трехколесное с передней опорой. Основные опоры шасси одностоечного типа с качающейся полувилкой и выносными амортизаторами. Передняя опора с качающейся вилкой и гидравлическим демпфером. Амортизация шасси масляно-пневматическая. На основных стойках были установлены однотормозные колеса размером 660x160, на носовой стойке – не тормозное колесо размером 480x200. База шасси – 3,02 м, колея – 1,95 м. Система уборки и выпуска шасси пневматическая.

Силовая установка включала два турбореактивных двигателя РД-20 с тягой по 800 кг. Первоначально на самолеты устанавливали двигатели серии А-1 с ресурсом 10 час, которые по существу являлись трофейными BMW- 003 прошедшими переборку в СССР. В дальнейшем на самолеты устанавливали двигатели РД-20 серии А-2 производства казанского завода №16 с ресурсом 25 час и 50 час, а затем РД- 20Б с ресурсом 75 час.

Двигатели были расположены параллельно в нижней части фюзеляжа. Запуск происходил при помощи пусковых моторов "Ридель" и бензина поступающего к пусковым форсункам двигателей. Так как бортовой генератор устанавливался на левом двигателе, то запуск рекомендовалось начинать с него. В качестве пускового топлива применялся бензин Б-70 или Б- 78 с общим запасом 12 л. Единый бензобак пусковых моторов емкостью 2 л (смесь бензина Б-70 и 5% масла МЗС) располагался на правом двигателе.

Конусы сопловых аппаратов двигателей регулируемые и в зависимости от режима имели четыре положения: "3" – запуск, "В" – взлет, "ГГ – полет и "С" – скоростной полет. Управление конусом электродистанционное.

Предохранение фюзеляжа от горячих газов осуществлялось с помощью защитного экрана. На экране имелся гребень, разделяющий два газовых потока. Гребень начинался на шпангоуте №19 и плавно переходил в районе шпангоута №29 в плоский экран, который заканчивался на шпангоуте №34. Внутреннюю обшивку защитного устройства изготавливали из листового дюраля толщиной 0,5 мм, внешнюю – из 1,2 мм жароупорной стали. Зазор в 15 мм между внутренней и внешней обшивкой защитного экрана, предназначенный для протока охлаждающего воздуха, обеспечивали стальные скобы и Z-образные стальные профили.

Топливная система состояла из 4-х фюзеляжных и 6-ти крыльевых непро- тектированных баков общей емкостью 1595 л. Все баки мягкой конструкции, за исключением фюзеляжного бака №4, который был металлическим. Питание двигателей керосином производилось через фюзеляжный бак №2. Система соединения баков обеспечивала определенную последовательность выработки топлива с целью сохранения в полете передней центровки са-

Прицел ПКИ-1

Автоматический стрелковый прицел АСП-1Н молета.

Самолеты первых серий были оборудованы системой поддавливания топлива, которая вместе с помпами Томпсона служила для обеспечения полетов на высотах до 13000 м. Воздух для поддавливания отбирался от обоих двигателей после 7-й ступени компрессора. Однако из-за ненадежности системы поддавливания она в дальнейшем была заменена специальным насосом, установленным на фюзеляжном баке №4.