Авиация и космонавтика 2013 01

Технологически планер самолета делился на следующие основные агрегаты: фюзеляж, консоли крыла и оперение. Фюзеляж состоял из головной (ГЧФ), средней (СЧФ) и хвостовой частей фюзеляжа (ХЧФ), а также воздухозаборников. В ГЧФ были закомпонованы РЛС, кабина экипажа, ниша передней опоры шасси и отсеки оборудования. В СЧФ размещались 4 основных топливных бака-отсека, ниши основных опор шасси и средние части гондол двигателей с воздушными каналами. ХЧФ включала мотоотсеки двигателей и центральную балку с отсеками самолетного оборудования. Встроенная пушка ТКБ-645 устанавливалась в нижней части закабинного отсека оборудования. Она монтировалась на лафетной установке в едином блоке вместе с патронным ящиком, вместимостью 300 патронов, для обслуживания этот блок опускался вниз на тросах. В нижней части СЧФ между гондолами двигателей предусматривалось размещение отсека для коммуникаций, а в законцовке ХЧФ – установка тормозных щитков и контейнера тормозного парашюта.

Консоли крыла -

оживальной в плане формы. Вместе с корневым и концевым наплывами, они формировали единую несущую систему, набранную из профилей типа П- 44М, с переменной по размаху крыла стреловидностью от 82°до 45°, с деформацией срединной поверхности, и переменными по размаху консоли углами крутки и отгиба носка. По конструкции консоли крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение т.н. резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне. Механизация крыла предусматривала только двухсекционный двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось осуществлять при помощи т.н. «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по 4 шт. сверху на консолях крыла. Этот элемент механизации Т-10 «унаследовал» от своего «родителя» – бомбардировщика Т-4МС.

Оперение включало 2 консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) на боковых поверхностях гондол, 2 киля, устанавливаемых на верхней поверхности мотогондол с развалом каждой консоли во внешнюю сторону под углом 20° и 2 аэродинамических гребня на нижней поверхности гондол.

Шасси – т.н. «квазивелосипедной» схемы. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу в закабинном отсеке. Основные опоры шасси крепились под центропланом и представляли собой две стойки, оснащенные тележками с продольным расположением колес. Уборка стоек осуществлялась в нишу фюзеляжа, назад по потоку, с разворотом тележек на 180°. Все три стойки оснащались колесами единого типоразмера – 840x300 мм. База шасси – 8,25 м, колея – 1,65 м. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решено было определить в аванпроекте.

Общий вид Т-10/1, май 1971 года (2-я редакцияj

Компоновочная схема Т10/1, май 1971 года (2-я редакция)

Двигатели – гипотетические, т.к. в отношении выбора конкретного образца ясности пока не было. Для проработки компоновки силовой установки был использован условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности (длина от переднего фланца до среза реактивного сопла – 4360 мм, диаметр входа по внутреннему контуру -870 мм). Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг была определена исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности. При этом геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с т.н. «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы, впереди двигателя. Это было сделано для снижения площадей поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.

Под фюзеляжем размещались 2 изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее 2 калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения. Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, он был отодвинут от нижней поверхности фюзеляжа, и здесь была образована щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала соответствовала 5 калибрам, что обещало приемлемые характеристики стабильности потока на входе в двигатель. Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов, на нижней обечайке воздухозаборника предусматривалась установка выдвижной штанги с системой струйной защиты, с использованием в качестве рабочего тела воздуха, отбираемого от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальной взлетной массе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.