Краткое техническое описание самолета М-55 «Геофизика»

Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический высокоплан с крылом большого удлинения, выполненный по двухбалочной схеме. Основной материал планера – алюминиевые сплавы, Ряд нагруженных узлов и агрегатов изготовлены из титановых сплавов и сталей.

Экипаж самолета – один человек.

Фюзеляж самолета состоит из носовой, центральной и хвостовой частей. Конструкция фюзеляжа – моноко- ковая. Панели носовой и центральной частей – химфре- эерованные, вафельного типа. Носовая часть включает гермокабину летчика и приборные отсеки. Кабина летчика закрыта прозрачным фонарем, который состоит из неподвижного козырька и крышки, открываемой вверх по полету. Герметизация кабины осуществляется с помощью шлангов, в которые подается сжатый азот. Эти шланги располагаются по окантовкам откидной крышки фонаря и нижнего люка, предназначенного для доступа к оборудованию в кабине. Сверху центральной части фюзеляжа закреплен центроплан крыла. Внизу имеется ниша убранного положения передней опоры шасси. На центральной части расположены два боковых дозвуковых воздухозаборника овального сечения, каналы которых перед входом в двигатели превращаются в каналы круглого поперечного сечения. В хвостовой части фюзеляжа расположены два двигателя ПС-ЗОВ-12, которые крепятся к верхней силовой части этого отсека. Нижние панели хвостовой части выполнены съемными для обслуживания двигателей. Стыки между носовой, центральной и верхней хвостовой частями фюзеляжа – неразъемные.

Хвостовые балки полумонококовой конструкции. Каждая балка включает отсек основной опоры шасси и консольную часть, соединенные между собой неразъемным ленточным стыком. Отсек шасси закрыт снизу четырьмя створками. Консольная часть балок состоит из шпангоутов и двух панелей: верхней и нижней.

Крыло трапециевидной формы в плане с изломом по задней кромке. Угол его стреловидности по передней кромке 11"; удлинение 11,8. Угол поперечного «V» равен -2,5*. Крыло набрано из высоконесущих суперкритических профилей типа П-173. Конструктивно крыло состоит из пяти частей – центроплана, двух средних (СНК) и двух отъемных частей (ОЧК). Конструкция крЫла двухлонже- ронная, кессонного типа. Лонжероны центроплана крепятся к силовым шпангоутам фюзеляжа четырьмя узлами. Панели центроплана и СЧК монолитные, ОЧК – клепаной конструкции. Центральная часть кессона герметизирована и представляет собой топливные баки-отсеки. Для доступа внутрь баков верхние средние панели по всему размаху центральной части сделаны съемными. Каждая ОЧК несет двухсекционный элерон с осевой аэродинамической компенсацией. Углы его отклонения: +20'(вверх) и -16'(вниз). Суммарная площадь элеронов 7,58 мг . Предусмотрена возможность синхронного отклонения обоих элеронов вверх на угол 6° с целью уменьшения действующего на крыло изгибающего момента. Внутренние секции элеронов снабжены кинематическими сервокомпенсаторами, а на внешней секции правого элерона установлен электрический триммер. На верхней поверхности каждого полукрыла располагаются три секции интерцепторов. Интерцепторы служат для торможения самолета при манев- рйВвбйНИИ 5 ПЙЯёТё; захзде на посадку и на пробеге. Все отклоняемые поверхности крыла трехслойной конструкции с сотовым заполнителем.

Хвостовое оперение – свободнонесущее, состоит из двух килей, установленного на их вершинах нерегулируемого стабилизатора и рулей. Конструкция килей и стабилизатора двухлонжеронная, кессонного типа. Верхние и нижние торцы поясов лонжеронов киля имеют фитинги, нижние из которых стыкуются со шпангоутами хвостовой балки, а верхние – с нижними поясами лонжеронов стабилизатора. Суммарная площадь вертикального оперения – 15,9 мг , в т.ч. рулей направления – 4,6 м2 . Углы отклонения РН составляют ±20'. Правый руль оснащен электрическим триммером. Горизонтальное оперение прямоугольной формы в плане, установлено под углом 2" к строительной горизонтали. Его площадь – 27,45 м2 , в т.ч. руля высоты – 10,82 м2 . Углы отклонения PB – 13,5" (вверх) и 7,5' (вниз). Руль высоты неразрезной, выполнен с осевой аэродинамической компенсацией. Он снабжен электрическим триммером и кинематическим сервокомпенсатором.

Шасси – трехопорное с управляемой передней опорой. Все опоры шасси убираются назад по полету. Основная опора включает стойку рычажного типа и два тормозных колеса, оснащенных датчиком антиюзовой автоматики. Торможение колес включается кнопкой, расположенной на ручке управления самолетом. Передняя опора полу рычажного типа оборудована двумя нетормозными колесами и рулевым механизмом. Углы поворота переднего колеса ±10" (на разбеге и пробеге) и ±35° (при рулении). Управление передней опорой осуществляется от педалей, причем отклонение педалей на рулении сопровождается также раздельным подтормаживанием основных колес. Колея шасси – 6,6 м, база – 5,8 м.

Силовая установка состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей ПС-ЗОВ-12 и систем: топливной, масляной, противопожарной и др.

Запуск двигателя – воздушный от наземного источника. Для повышения надежности запуска двигателя в воздухе предусмотрена его кислородная подпитка.

Топливная система самолета включает пять крыльевых баков общей емкостью 10000 л, из которых центральный (на 1600 л) является расходным. Топливо – керосин марки Т-8В. Допускается использование (в качестве резервного) керосина марки РТ. Наддув баков производится воздухом, отбираемым от компрессора двигателя, или (в аварийной ситуации) от скоростного напора. Топливная система оснащена системой управления расходом и измерения запасов топлива СУИТ6-1, которая автоматически выравнивает количество топлива между правой и левой группами баков, управляя соответствующими пере- крывными кранами. Допустимая величина разбаланса топлива в полукрыльях – 1100 кг. Маслосистема двигателя выполнена по незамкнутой схеме. Максимальная заправка маслобака – 24 л, расход масла – не более 1,5 кг/ч.

Противопожарное оборудование двигательного отсека включает датчики сигнализации о пожаре и стационарный огнетушитель емкостью 6 л. Огнегасящий состав – «хладон 114 В2». Система пожаротушения включается летчиком при срабатывании сигнализаторов. В случае вынужденной посадки самолета с убранным шасси огнетушитель срабатывает автоматически от концевого выключателя, установленного в обтекателе под фюзеляжем.

Система управления. Проводки управления рулями и элеронами – жесткие. Проводка к рулям состоит из двух параллельных линий, проложенных в хвостовых балках. На самолете «55205» в канале управления элеронами был установлен обратимый бустер с целью снижения усилий на ручке. Отклонение элеронов в режим «антизависания» (симметричного отклонения вверх) осуществляется автоматически посредством раздвижной тяги, вмонтированной в проводку управления. Предусмотрено и ручное включение этого режима на высотах менее 17500 м. В проводке управления РН установлен загрузочный механизм, подключаемый при отклонении рулей на угол более 8*. Управление триммерами – электродистанционное, интерцепторами – электрогидравлическое. Парные секции интерцепторов, расположенные симметрично относительно продольной оси самолета, управляются отдельными переключателями. Предусмотрен аварийный выпуск интерцепторов от пневмосистемы. Уборка интерцепторов после их аварийного выпуска возможна только на земле.

Гидравлическая система обеспечивает уборку- выпуск шасси и интерцепторов, а также управление передней опорой шасси. Система полузакрытого типа с наддувом гидробаков. Номинальное давление в системе – 210 кгс/см2 , рабочая гидрожидкость – АМГ-10.

Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем – основной и аварийной. Основная предназначена для одновременного и раздельного торможения колес, открытия-закрытия и герметизации фонаря кабины, наддува гидробаков и одного из приборных отсеков. Аварийная обеспечивает одновременное торможение колес, выпуск шасси и интерцепторов в аварийной ситуации. Источниками энергии являются баллоны со сжатым азотом. Рабочее давление в системе – 170-260 кгс/см2 . Контур торможения от основной пневмосистемы оборудован редукционными ускорителями и антиюзовыми автоматами прямого действия. Эта система обеспечивает при рулении самолета перед взлетом 10 полных затормаживаний колес, а при рулении после посадки – 3.

Пилотажно-навигационное, приборное и радиосвязное оборудование. Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает ручное, директорное и автоматическое управление самолетом при полете по маршруту и заходе на посадку. Самолет оснащен пилотажным комплексом ПК-55, состоящим из системы автоматического управления САУ-ПК-55, приборов индикации скорости, высоты, числа М, угла атаки и перегрузки и др. В состав навигационного оборудования входят: автоматический радиокомпас АРК-22, навигационный комплекс К-84 на базе ЦВМ 80-400 с инерциальной навигационной двухка- нальной системой, доплеровский измеритель скорости и угла сноса Ш013А. На самолете также установлена система аварийной сигнализации САС-1, состоящая из светосигнальных табло и речевого информатора.

Радиосвязное оборудование включает: радиостанцию Р-863, предназначенную для ведения в метровом и дециметровом диапазонах двухсторонней радиосвязи с землей и самолетами в воздухе; радиостанцию Р-864, которая обеспечивает в полете дальнюю радиосвязь (до 1000 км); ответчик 620-10Д системы опознавания и самолетное переговорное устройство, служащее для телефонной связи между летчиком и техником при подготовке самолета к полету.

Для полетов по международным трассам самолет «55204» оснащен адаптированным приборным и радиосвязным оборудованием: в частности, высотомером, градуированным в футах, УКВ-радиостанцией с международной сеткой частот и др.

Противообледенительная система самолета защищает от обледенения носки воздухозаборников, лопатки направляющего аппарата и стойки входного устройства двигателя, а также лобовое стекло фонаря кабины. Воздухозаборники и входное устройство обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Воздушно-тепловая система автоматически управляется двумя сигнализаторами обледенения СО-121. При их отказе система переключается на ручной режим. Обогрев лобового стекла фонаря электрический. Управление им производится летчиком с помощью регулятора температуры.

Системы жизнеобеспечения. Система кондиционирования воздуха обеспечивает обогрев, охлаждение, вентиляцию и наддув гермокабины, вентиляцию спецснаряжения летчика и охлаждение блоков радиоэлектронной аппаратуры. Воздух в СКВ отбирается от компрессора двигателей. Расход воздуха – 90 кг/ч. Система поддерживает температуру в кабине в пределах от +10 "С до +25 "С. В экстремальных условиях (высокая температура наружного воздуха, высота полета до 5000 м, работа двигателя на режимах малого газа) допускается увеличение температуры в кабине до +47 "С. В этом случае разрешается кратковременно (не более 0,5 ч) использовать вентиляцию спецснаряжения – костюма BK-3M. Избыточное давление в гермокабине на высоте до 2000 м не превышает 0,04 кгс/смг , затем постепенно увеличивается, достигая на больших высотах (14000-16000 м) величины 0,4 кгс/см2 , и далее поддерживается постоянным. При нормальной работе СКВ «высота в кабине» на практическом потолке не превышает 7000 м.

Система аварийного покидания самолета обеспечивает спасение летчика во всем диапазоне высот полета на скоростях не менее 90 км/ч (с предварительно сброшенной крышкой фонаря – 0 км/ч). Она включает катапультное кресло К-36Л и устройство аварийного сброса фонаря. Сброс крышки фонаря при катапультировании и в особых случаях (дым в кабине, вынужденная посадка и пр.) производится с помощью ручки аварийного сброса.

Комплект кислородного оборудования обеспечивает питание летчика кислородом длительно при полетах в герметизированной кабине либо в разгерметизированной кабине на высотах менее 12000 м, а также кратковременно при полетах в разгерметизированной кабине на высотах более 12000 м либо при катапультировании. Комплект состоит из двух баллонов со сжатым кислородом емкостью по 10 л, кислородного блока, установленного на кресле, и маски КМ-32 (КМ-34).

В высотных полетах летчик использует высотно- компенсирующий костюм ВКК-6Д и гермошлем ГШ-6А.