Фронтовой бомбардировщик су-10 (проект).

      Комментарии к записи Фронтовой бомбардировщик су-10 (проект). отключены

Разработчик: ОКБ П.О.Сухого
Страна: СССР
Проект 1946-1948 годовФронтовой бомбардировщик су-10 (проект).

По окончании второй мировой началась эра реактивной авиации. Весьма скоро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Но создание полноценного реактивного фронтового бомбардировщика, талантливого заменить устаревшие самолеты с поршневыми моторами, задерживалось.

Неприятность заключалась в том, что из-за громадного удельного расхода горючего у первых турбореактивных двигателей значительно увеличивался запас горючего, его объём и масса. Исходя из этого требовалось проведение глубоких расчетных и экспериментальных изучений по определению новых геометрических и весовых параметров будущего многодвигательного самолета, схем его компоновки.

Бомбардировщик, соответствующий современному уровню развития авиатехники, должен был иметь достаточную грузоподъемность при дальности полёта и заданных скорости. На нем предполагалось устанавливать замечательное оборудование и оборонительное вооружение, нужное для исполнения боевых задач в условиях активного действия средств ПВО и истребителей соперника.

Во второй половине 40-ых годов двадцатого века три конструкторских коллективапод руководством С.В.Ильюшиным П.О.Сухим и А.Н.Туполевым, приступили к разработке умелых реактивных бомбардировщиков, предназначенных для помощи наземных уничтожения и войск соперника в ближнем фронтовом тылу. В весьма маленькие сроки были закончены проекты четырех-двигательного Су-10, трех-двигательного Ту-73 и двух-двигательного Ил-28. Но до стадии летных опробований доведены лишь самолеты ОКБ Туполева и Ильюшина.

Главному директору и конструктору завода № 134 Павлу Осиповичу Сухому поручили заняться большой разработкой, совсем не характерной для его тогдашней деятельности. Маленький коллектив конструкторского бюро проводил доводки и испытания самолетов Су-5, Су-7 (первый) и Ер-2ММ. Помимо этого, создавались варианты десантно-грузового и транспортного самолетов, осуществлялась постройка УТБ, Су-9 (первый) и его модификаций.

В распоряжении СНК СССР от 26 февраля 1946 года и приказе НКАП, датированным 27 марта того же года, говорилось:

«…Спроектировать и выстроить бомбардировщик с четырьмя двигателями типа ЮМО-004 со следующими данными:
Vmax при Н=0: 800 км/ч
Vmax при Н=8000 м: 850 км/ч
Опол. норм.: 13500 кг
Зпол. max: 14500 кг
Дальность полета
— при Опол. норм, на V=700 кг,
с 1000 кг бомб 1200 км
— при Спол. с большим
запасом горючего, с 1000 кг бомб
— при Спол. max, с 1000 кг бомб: 1000 км
Предельная высота 11000 м
Стрелковое оружие
— вперед 1 пушка кал. 20 мм
— вверх — кругом 2 пушки кал. 20 мм
— назад 1 пушка кал. 20 мм
Бомбовая нагрузка
— обычная, в самолета: 1000 кг
— большая: 2000 кг,
из них 500 кг на наружной подвеске
…Самолет выстроить в 2-х экземплярах и предъявить первый экземпляр на летные опробования 1.02.47 г.»

Предварительные расчеты главных параметров и поиск наилучших ответов при подготовке аэродинамической компоновки самолета продемонстрировали, что для исполнения заданных черт нужно расширить количество двигателей типа РД-10 до шести.

Уже в мае были подготовлены материалы для эскизного проекта 6-двигательного бомбардировщика первого варианта со средним размещением крыла, составленного из двух трапеций с малой относительной толщиной (12%) практически симметричного профиля. Наряду с этим указывалось на последовательность преимуществ, приобретаемых от размещения двигателей в габаритах фюзеляжа.

Каркас крыла имел замечательный передний лонжерон, заднюю стенку, комплект нервюр и стрингеров. Главная стойка опоры с двумя колесами убиралась в усиленную нервюрами нишу крыла, которая была образована передним лонжероном, задней и бортовой стенками. Потом по размаху был крыльевой топливный бак.

По задней кромке до элерона применили замечательный выдвижной щиток.

Рвение к минимальному миделю стало причиной совсем непривычной и необычной компоновке фюзеляжа. В сигарообразную конструкцию круглого сечения были вписаны все шесть двигателей. Четыре из них размешались попарно, приятель над втором, по бортам центральной части фюзеляжа. Перед входной частью каждого канала воздухозаборника фюзеляж был «поджат». Канал каждой пары двигателей по окончании входа раздваивался и обходил лонжерон крыла сверху и снизу, попадая во входные устройства РД-10.

Остальные два двигателя подвешивались в носовой части под кабиной летчика и были как бы «вдавлены» в фюзеляж.

Центральную часть фюзеляжа образовал бимс, в конструкцию которого входил громадной бомбоотсек, переходивший в хвостовую балку с кабиной и вертикальным оперением заднего стрелка. Спереди бомбоотсек медлено переходил в кабину экипажа.

Каркас всего фюзеляжа складывался из комплекта шпангоутов и нескольких лонжеронов, причем стрингерный комплект всецело отсутствовал.

Экипаж самолета складывался из пилота, навигатора, стрелка-и стрелка радиста задней огневой точки (в кормовой части фюзеляжа). Стрелок-радист не считая передней огневой точки обслуживал и верхнюю, применяя для этого лаз в первом топливном баке. Для защиты экипажа устанавливалось бронирование неспециализированным весом 275,77 кг.

Топливная совокупность самолета складывалась из двух крыльевых баков по 600 л (510 кг), первого фюзеляжного бака — 4500 л (3825 кг), бака № 2 — 3000 л (2550 кг) и бака № 4 — 1200 л (1020 кг). Суммарный запас горючего составлял 7415 кг.

В радиооборудование входили РПКО-2, РСИ-6, приемник радиовысотомера РВ-2, приемник УС-3, передатчик РСБ-3-БИС. Кислородное оборудование складывалось из восьми кислородных баллонов по 4 кислородных приборов и литра КП-14.

Управление элеронами, стабилизатором и рулём высоты сделали твёрдое, рулем поворота — смешанное, закрылками — твёрдое.

Для уменьшения длины разбега предусматривалась установка четырех стартовых ускорителей.,

Конкретные советы конструкторам по аэродинамической компоновке новых скоростных самолетов с реактивными двигателями и изучения изюминок полета на громадных скоростях в то время фактически отсутствовали. Бригада по аэродинамике под управлением И.Е.Баславского без шуток потрудилась над разработкой способов расчёта дальности и аэродинамического расчёта самолета с реактивными двигателя в разной компоновке.

Предложенная ими методика расчета дальности полета разрешила вычислить большую дальность действия самолета при переменной высоте полета, и выяснить режим работы двигателей — для получения громаднейшей дальности при полете на заданной высоте. Данный универсальный способ расчета давал возможность выяснить дальность полета самолета на любой заданной высоте при любой скорости полета.

Сейчас в ОКБ обсуждались еще две схемы размещения двигателей — шести РД-10 либо четырех разрабатывавшихся двигателей ТР-1 на крыле.

В трубе Т-106 ЦАГИ совершили продувки модели самолета Су-9 с разными вариантами размещения гондол на крыле, потому, что стоял вопрос о целесообразности аналогичного размещения двигателей.

Эти варианты отличались друг от друга числом двигателей, расположенных на полукрыле: один, два и три. Изучение разрешило отыскать им оптимальное местонахождение. Из отчетов по итогам продувок следовало, что самоё выгодным размещением двигателей с позиций критического числа М являлось такое, при котором ось всей моторной установки совпадала бы с хордой крыла, а носовая часть мотогондолы размешалась бы впереди кромки крыла.

Основываясь на этих данных, конструкторы выполнили проект высокоплана с фюзеляжем сигарообразной формы, имеющим круглое сечение. На каждой консоли трапециевидного крыла подвешивалось по три двигателя РД-10 либо по два ТР-1.

Среднеплан с прямым трапециевидным крылом — такую аэродинамическую схему совсем выбрали для самолета Су-10. Характерной изюминкой данной автомобили являлась большая бомбовая нагрузка, всецело размещавшаяся в фюзеляжа. В случае если оценивать степень совершенства компоновки самолета весом бомб, приходящимся на 1 м2 миделя фюзеляжа, а мощность огня — секундным залпом, то приобретаем следующие эти:

Возможно сделать вывод, что Су-10 превосходил по удельной бомбовой нагрузке как отечественный Ту-2, так и самые совершенные американские бомбардировщики, а по полному залпу уступал лишь В-29. Наглядной иллюстрацией рационального применения количества конструкции Су-10 есть сравнение условных плотностей самолетов (отношение веса самолета к количеству фюзеляжа):

Малая величина миделя фюзеляжа (если сравнивать с подобным по назначению самолетом Ил-22) была по большей части достигнута благодаря размещению главных опор шасси на консолях с уборкой в центроплан крыла.

Силовую установку РД-10 спроектировали по «пакетной» схеме с «реданом»: два двигателя — под крылом, а третий — еще ниже и со смещением вперед. Продольный сдвиг ТРД уменьшил площадь и высоту поперечного сечения гондол. Двигательные агрегаты, надстроенные на корпусах верхних и нижних ТРД, размешались друг за другом, а межосевое расстояние оказалось меньшим по высоте.

За счет разворота двигателей по вертикали на маленький угол удалось их сблизить между собой. В следствии было уменьшено лобовое сопротивление всей гондолы и понижена ее металлоемкость. Причем подход к двигателям при их эксплуатации и замене оставался весьма эргономичным.

Применение в силовой установке четырех двигателей ТР-1 (по два на любой консоль), с выносом их на большом растоянии вперед относительно передней кромки крыла, улучшало рассмотренные выше характеристики самолета. Это происходило за счет трансформации суммарного веса двигателей (примерно на 1 тонну), некоего повышении неспециализированной тяги и более идеальной аэродинамики крыла.

Самолет Су-10 воображал собой цельнометаллический моноплан с однокилевым оперением. Фюзеляж имел железную полумонококовую конструкцию, складывающуюся из следующего комплекта: 51 главной стрингер и шпангоут, нескольких лонжеронов и трудящаяся ровная обшивка. Для обеспечения ровной поверхности при раскрое обшивки разработчики стремились уменьшить количество стыков.

Обшивку средней части фюзеляжа делали из Д16Т толщиной от 1,5 до 2,5 мм, а носовой и хвостовой части — толщиной от 1,0 до 1,2 мм. Конструкция лонжеронов выполнялась из листового материала в виде гнутых прессованных профилей переменного сечения.

Экипаж складывался из четырех человек: пилота, навигатора, стрелка-наблюдателя и стрелка-радиста задней огневой точки. Первые три члена экипажа размещались в носовой части фюзеляжа( а четвертый — в кормовой.

Кабина навигатора, имевшая круговой обзор, была конкретно в носу самолета. За ней — сверху — размешались фонарь и стрелка радиста и кабина-лётчика. Под данной кабиной пребывала ниша передней стойки шасси. В той же территории по правому борту был сделан вырез под дверь, в углублении которой установили лестницу для выхода и входа из фюзеляжа.

За передней кабиной размешался передний топливный бак.

В центре фюзеляжа был громадной грузовой отсек с эксплуатационными люками для бомб разного калибра. Над ним — замечательная рамасхромансилиевыми поясами. На контуре фюзеляжа рама стыковалась с лонжеронами крыла.

Потом размешался задний топливный бак, за которым установили контейнер тормозного парашюта.

Фюзеляж заканчивался кабиной стрелка кормовой установки, имевшей люк-трап.

Крыло самолета (профиль ЦАГИ Ш-2/12) было двухлонже-ронное, с трудящейся обшивкой, стрингеры из прессованных «бульбообразных» уголков. Лонжероны балочной конструкции двутаврового сечения. Пояса из металлических лент З0ХГСА и дюралевых уголков, дюралевая стена переменной толщины.

Любая консоль имела две секции элерона (левая внутренняя снабжалась триммером) и четыре секции щитков-закрылков.

Двухлонжеронный киль имел 16 нервюр из листового дюраля и крепился к фюзеляжу по 43-му и 51-му шпангоутам при стыковых стенок лент и помощи лонжерона. Трудящаяся обшивка киля была толщиной от 0,8 до 2,0 мм.

Стабилизатор имел два лонжерона. Он крепился к килю двумя узлами на переднем лонжероне у первой нервюры и через балочку в носке, соединенную с подъемным механизмом стабилизатора. Все рулевые поверхности снабжались триммерами.

Управление самолетом имело последовательность изюминок, обусловленных как самой конструкцией планера, так и назначением автомобили. К ним относились:
— громадная протяженность управления;
— происхождение большых упрочнений на аккуратных органах управления;
— необходимость автоматической корректировки в момент наводки на цель — при сотрудничестве с прицелом;
— необходимость обеспечения безопасности экипажа при аварийного покидания самолета.

Ввиду громадной протяженности проводка управления выполнялась как посредством тросов, так и посредством тяг. Управление рулем высоты выполнялось всецело тягами, проходившими по фюзеляжу в направляющих патронах, а в киле осуществлялось качалками. Управление рулем поворота выполнялось в пределах большей части фюзеляжа тросом, а в хвостовой части киля — тягами.

В продольное, путевое и поперечное управление были включены бустерные механизмы, потому, что появлялись громадные упрочнения на аккуратных органах управления. Приводные цилиндры бустеров размещались в хвостовой части фюзеляжа чтобы нагружать большими упрочнениями как возможно меньшинство проводки. Бустерные приводы в управлении элеронами пребывали в крыле.

В совокупность управления предусмотрели включение рулевых машинок к электрическому автопилоту АП-5, связанному с прицелом — для правильной наводки самолета на цель при бомбометании.

Штурвальная колонка была простого для бомбардировщиков типа (с цепью Галля, соединенной с тросами). К педалям -вертикальным, с горизонтальной осью вращения и с литыми «башмаками» — присоединялись тяги от гидравлического тормозного клапана ДС-3. Торможение производилось наклоном педальных «башмаков».

Штурвальная колонка была через чур близко расположена к креслу пилота, исходя из этого требовалось застраховать летчика от повреждений при покидании самолета при аварии. Эта задача решалась методом откидывания штурвальной колонки к приборной доске.

Носовая стойка шасси не имела боковых подкосов. Она закреплялась на фюзеляже и убиралась при помощи ломающегося заднего подкоса. На данной стойке крепились два спаренных тормозных колеса размером 700 х 250 мм.

Для данного типа стойки создали особую совокупность амортизации, в которой воздушная и жидкостная камеры были изолированы одна от второй. Демпфер «шимми» устанавливался в стойки. Диагностику гидравлического расчета амортизаторов осуществили на протяжении динамических опробований.

Помимо этого, совершили опробования на определение критических скоростей, вызывающих появление «шимми» носовой установки.

Изюминкой этого шасси явилось применение полувилки для консольного закрепление колес. Такая конструкция разрешала убирать главные стойки шасси в узкое крыло без применения громадных обтекателей на его поверхности.

Основное шасси самолета Су-10 было спроектировано по трехстержневой схеме, с передним и боковым подкосами. Ломающийся боковой подкос являлся звеном механизма, при помощи которого происходила уборка шасси. Хвостовая опора (для предохранения) складывалась из амортизационной стойки, установленного на шпангоуте обтекателя и силового кронштейна.

Гидросистему самолета возможно поделить на три независимые части:
— первая трудилась от двух гидропомп на нижнем левом двигателе (выпуск и подъём шасси и закрылков, работа тормозов основных колес);
— вторая трудилась от одной из помп на правом двигателе и снабжала управление стабилизатором, стрелковой башней и бомболюками;
— третья трудилась от второй помпы, установленной на том же двигателе, и обслуживала совокупность рулей бустеров и питания элеронов.
Тут была задействована схема предпочтительного включения. Гидросистема обслуживала агрегаты самолета в следующей последовательности: шасси, закрылки, стрелковая башня, бомболюки.

В совокупности применили спаренные краны с принудительной установкой на холостую прокачку. Для обеспечения постоянного давления до клапана ДС-3 предусмотрели гидроаккумулятор и автомат подкачки. Вся гидросистема снабжала функционирование агрегатов самолета и при происхождении аварийной обстановке.

Силовая установка самолета Су-10 складывалась из четырех турбореактивных двигателей ТР-1А, размещенных попарно на консолях крыла. Капот двигателей воображал собой комплект крышек, верхних и нижних стекателей газовых струй двигателей. Передняя часть входных приемников, имеющих прекрасно профилированные обтекатели кромки, являлась деталью самих двигателей. В задней части двигатели закрывались крышками-полукоками, изготовленными из жароупорной стали ЭЯ1Т.

Снять их хватало тяжело.

Стекатели газовых струй кроме этого были выполнены из жароупорной стали. Между их внутренней и внешней обшивками проходил воздушное пространство, поступающий через совокупность жабр. Для защиты от действия тёплых газовых струй на

Su-34 for the 559th bap (Morozovsk)

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

  • Фронтовой бомбардировщик ил-30.

    Разработчик: ОКБ Ильюшина Страна: СССР Начало опробований: 1949 г. В середине 1948 года, в то время, когда еще лишь завершалась постройка умелого…

  • Фронтовой бомбардировщик ту-98 (cамолет «98»).

    Разработчик: ОКБ Туполева Страна: СССР Первый полет: 1956 г. Начиная с конца 1949 года ОКБ А.Н.Туполева совместно с ЦАГИ проводило целую серию работ…

  • Дальний бомбардировщик «64» (проект).

    Разработчик: ОКБ Туполева Страна: СССР Проект 1944-1946 гг. 7 сентября 1943 года помощник министра авиационной индустрии СССР А.С.Яковлев направил…

  • Фронтовой бомбардировщик ил-54.

    Разработчик: ОКБ Ильюшина Страна: Российская Федерация Первый полет: 1955 г. Продолжая работы по совершенствованию реактивного фронтового бомбардировщика…

  • Фронтовой бомбардировщик як-28л.

    Разработчик: ОКБ Яковлева Страна: СССР Первый полет: 1960 г. В первой половине 60-ых годов двадцатого века начались заводские опробования новой…

  • Фронтовой бомбардировщик рб-17 (проект).

    Разработчик: ОКБ Мясищева Страна: СССР Проект 1945 г. История реактивного бомбардировщика РБ-17 кроме этого трагична, как и будущее его создателей и…