Поиск по сайту

Home Военная авиация Самолёты Высотный самолёт-разведчик Lockheed U-2C (США)

PostHeaderIconВысотный самолёт-разведчик Lockheed U-2C (США)


Фюзеляж - типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Удлинение фюзеляжа - 9. Технологически фюзеляж разделяется на переднюю, центральную и заднюю секции. В носовом отсеке передней секции установлены автопилот, радиокомпас, радиостанция. Далее находится герметичная кабина летчика вентиляционного типа. Кабина закрыта прозрачным фонарем, состоящим из неподвижного козырька с плоским лобовым стеклом и откидывающейся вручную влево крышки. Для защиты летчика от солнечных лучей крышка фонаря сверху сделана непрозрачной. В кабине в центре приборной доски находится специальный визир-перископ, предназначенный для обзора земной поверхности под самолетом, а также контроля состояния нижней поверхности планера. Дополнительное оснащение кабины - небольшой секстант для аварийного определения местоположения самолета при отсутствии видимости земли. В кабине установлено разработанное компанией Lockheed облегченное катапультное кресло, обеспечивающее аварийное покидание самолета на любой высоте. После катапультирования автоматическое отделение летчика от кресла и раскрытие парашюта происходит на высоте менее 3000-4000 м.
 
За кабиной в фюзеляже находится герметичный отсек (Q-bay) для размещения разведывательного оборудования различной комплектации. Длина отсека - 1,5 м, ширина - 1,2 м. На бортах этого отсека располагаются полукруглые дозвуковые воздухозаборники, а за ним снизу - ниша убранного положения основной опоры шасси. В центральной секции фюзеляжа находятся двигатель и топливный бак. К силовым шпангоутам этой секции крепятся стойка основной опоры шасси, консоли крыла и двигатель. За крылом на фюзеляже справа и слева располагаются два тормозных щитка, отклоняющиеся вперед на угол до 50°. Внутренний объем хвостовой секции фюзеляжа в основном занимает удлинительная жаровая труба двигателя. За срезом сопла снизу установлен экран, который уменьшает тепловое излучение от исходящего потока газов.
 
Высотный самолёт-разведчик Lockheed U-2C
Крыло - свободнонесущее трапециевидной формы в плане. Его удлинение - 10,7. Аэродинамический профиль - Lockheed NASA 64А, модифицированный для высотных полетов. Конструкция крыла - кессонная трехлонжеронная. Типовые нервюры ферменной конструкции. Кессоны являются топливными баками. Законцовки крыла выполнены в виде опущенных вниз поверхностей, используемых как опорные лыжи при посадке. Крыло оснащено четырехсекционными закрылками и элеронами,занимающими приблизительно 37% его размаха. Элероны отклоняются на 16° вверх и 14° вниз. Угол отклонения закрылков - 35°. Два гидроцилиндра, обеспечивающие уборку и выпуск закрылков, соединены гибким валом синхронизации. Силовые нервюры в начале элеронных зон кессонов консолей крыла (примерно на 63% его размаха) имеют гнезда для установки сбрасываемых после взлета поддерживающих опор.
 
Самолет оборудован системой компенсации вертикальных порывов воздуха, которая при полете в турбулентной атмосфере синхронно отклоняет закрылки вниз, а элероны вверх, разгружая крыло. Хвостовое оперение - свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Киль и стабилизатор имеют двухлонжеронную сварную конструкцию. Руль высоты отклоняется на 30° вверх и на 20° вниз. Углы отклонения руля направления ±30°. Рули оснащены триммерами. В обтекателе под рулем направления может быть установлен автомат для отстрела 16 ложных целей. Шасси велосипедного типа, включает основную и хвостовую опоры. Опоры убираются против полета в фюзеляжные нищи, каждая из которых закрывается двумя створками. Стойки обеих опор изготовлены из титанового сплава. На основной установлены два колеса диаметром 482 мм с дисковыми тормозами, а на хвостовой - два нетормозные колеса диаметром 202 мм из литой резины. Колеса хвостовой опоры поворотные. Кроме того имеются две поддерживающие крыльевые опоры, сбрасываемые после взлета. Эти опоры - пружинные серповидной формы, двухколесные, самоориентирующиеся.
 
Силовая установка включает осевой турбореактивный двигатель Pratt&Whitney J75-P-13A. Тяга двигателя на взлете - 7173 кгс, сухая масса - 2224 кг. Длина двигателя - 6096 мм, максимальный диаметр - 1092 мм. Расход топлива - 606 л/ч. Двигатель - одноконтурный двухвальный, включает 8-ми ступенчатый компрессор низкого давления, 7-ми ступенчатый компрессор высокого давления, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 8-ю жаровыми трубами, одноступенчатую турбину высокого давления и двухступенчатую турбину низкого давления. Степенью сжатия в компрессоре - 12. Для розжига камеры сгорания используются два высокоэнергетических воспламенителя. Для подвода дополнительного воздуха при запуске двигателя между компрессорами высокого и низкого давления имеются автоматические клапаны. При работающем двигателе через эти клапаны осуществляется отбор воздуха для системы кондиционирования, топливной и других систем самолета. Коробка агрегатов расположена в нижней части двигателя. Крутящий момент на нее передается через рессору от компрессора высокого давления.
 
Двигатель адаптирован под топливо JP-TS (JP-7), представляющее собой авиационный керосин с низкими летучестью и давлением пара, плотностью 0,85 г/см. Оно обеспечивает устойчивую работу силовой установки на высотах превышающих 21000 м. Топливо размещается в четырех крыльевых баках общей емкостью 4990 л и одном фюзеляжном на 360 л, выполняющим роль расходного. Кроме того, предусмотрена подвеска на крыло двух внешних баков емкостью по 750 л. Подача топлива из всех баков - принудительная, вытеснением за счет давления воздуха, отбираемого от двигателя. При этом топливо подогревается, проходя через топливомасляный радиатор. Возможно и непосредственное питание двигателя из крыльевых баков, минуя расходный. Самолет оснащен системой аварийного слива топлива, патрубок которой расположен на задней кромке каждой консоли крыла между закрылком и элероном.
 
Система управления - механическая, безбустерная. Проводки управления рулями и элеронами - жесткие. Расположенные в кабине органы управления включают штурвальную колонку и педали. Педали - складные, что дает возможность пилоту вытянуть ноги и снять усталость. В исходное положение педали возвращаются специальной тягой. Самолет оборудован автопилотом А-10 фирмы Lear. Гидравлическая система обеспечивает уборку и выпуск шасси и закрылков, работу тормозов колес основной опоры шасси и фюзеляжных тормозных щитков, а также топливного насоса на двигателе. Рабочее давление в системе 211 кг/см. поддерживается насосом переменной производительности приводом от двигателя и гидроаккумулятором. Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Основной и резервный генератор мощностью по 20 кВА вырабатывай ток нестабилизированной частоты 32( 520 Гц и напряжением 115/200 В. Менее мощный аварийный генератор обеспечивает потребители током стабилизированной частоты 400 Гц.
 
Системы жизнеобеспечения. Во время полета на большой высоте в кабине поддерживается давление такое как на высоте 8500 м. Летчик находит в высотно-компенсирующем костюме МС-2 или МС-3 и дышит чистым кислородом.
 
Бортовое радиоэлектронное и приборное оборудование включает навигационное и связное оборудование. Самолет оснащен УКВ-радиостанцией AN ARC-34, панелью управления 618Т-3, компасом МА-1, радиокомпасом ANARN-59, навигационной системой Туре 15F VHF, указателем курса ID453, сигнальным радиомаяком ANAPN-135, высотомер фирмы Kollman, который проградуирован до высоты 24400 м, допплеровским навигационным блоком АР APN-153 (V).
 
Специальное разведывательное оборудование комплектуется в зависимости от выполняемой задачи. Наиболее часто используются следующие системы фотоаппаратов фирмы Nicon. Система «А-1» состоит из двух аппаратов К-38 с фокусным расстоянием 610 мм. Один из них установлен вертикально и фотографирует объекты в секторе 17,2°. Второй аппарат закреплен подвижно и фотографирует объекты в секторе 36,5° в обе стороны. Каждый из аппаратов комплектуется собственной кассетой с пленкой шириной 240 мм. Для сохранения балансировки самолета, пленки в кассетах перематываются в противоположные стороны.
 
Система «А-2» состоит из трех аппаратов К-38. Один из них установлен вертикально, а два других - наклонно. Объективы с фокусным расстоянием 610 мм и светосилой 8 единиц дают возможность получать снимки с разрешением 60 линий на мм. Совместно с системами «A-l» и «А-2» используется система регистрации трассы, которая выполняет снимки объективом с фокусным расстоянием 76 мм на пленку шириной 70 мм.
 
Система «В» состоит из одного панорамного фотоаппарата с объективом HR73B1. Фокусное расстояние этого объектива - 915 мм, светосила - 10, что позволяет получать снимки с разрешением до 100 линий на мм. Аппарат имеет встроенный автофокус и экспонометр для автоматического определения параметров экспозиции. С пленки шириной 240 мм печатаются снимки форматом 457x457 мм. Пленка фирмы Kodak позволяла произвести 4000 снимков.
 
Технические характеристики Lockheed U-2
Экипаж, чел  1
Размах крыла, м  24.5
Длина самолета,м  15.24
Высота самолета,м  4.57
Площадь крыла,м2  55.70
Масса, кг 
- пустого самолета  6464
- максимальная взлетная  10954
Внутреннее топливо, л  5791.7
Тип двигателя - 1 ТРДФ Pratt Whitney J75-P-13В
Тяга, кН 
- нефорсированная  1 х 70.28
- форсированная  1 х 75.62
Максимальная скорость, км/ч  850
Крейсерская скорость, км/ч  741
Практическая дальность, км  4633
Продолжительность полета, ч  6
Практический потолок, м  21335
 
по материалам статьи - автор: Н. Околелов
первоисточник: журнал «Авиация и время» 2017 г. №03


 
Кто на сайте
Сейчас 103 гостей онлайн

Наша группа ВК - Dogswar.ru

Рейтинг@Mail.ru