Краткое техническое описание самолета English Electric Canberra В.2
Самолет представляет собой свободнонесущий среднеплан с прямым крылом, классическим хвостовым оперением и убираемым в полете шасси. Силовая установка включает два ТРД с осевым компрессором, установленных в крыле. Планер самолета изготовлен в основном из алюминиевых сплавов. Экипаж состоит из 3 человек – летчика, штурмана и бомбардира.
Фюзеляж типа полумонокок круглого поперечного сечения. Диаметр миделя – 1,83 м. технологически делится на три части: носовую (до шпангоута 12}, центральную (между шп. 12 и 31) и хвостовую. В герметичной носовой части находятся кабина экипажа и отсек оборудования. Кабина трехместная, герметичная, оборудована катапультными креслами Мартин-Бейкер Мк. 1 С. Рабочее место летчика закрыто прозрачным фонарем. Фонарь и аварийный люк, расположенный над креслами штурмана и бомбардира, перед катапультированием отстреливаются пиропатронами. В центральной части фюзеляжа располагается бомбоотсек и над ним – 3 топливных бака. Шпангоуты 21 и 27 являются усиленными, к ним крепится крыло. Хвостовая часть практически пустая. Хвостовой кок радиопрозрачный.
Крыло самолета в центральной его части (до мотогондол) прямое, консоли – трапециевидные. Профиль крыла – симметричный, его относительная толщина меняется от 12% (у корня) до 9% (у законцовок). Угол установки крыла – 2'. Угол поперечного V в центральной части равен 2°, на консолях – 4,3°. Продольный силовой набор крыла состоит из основного и вспомогательного лонжеронов, имеющих двутавровое поперечное сечение, и стрингеров. Основной лонжерон расположен на 40% хорды. Он выполнен цельным и проходит сквозь фюзеляж. К вспомогательному лонжерону крепятся щитки и элероны. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Правый оснащен пружинным сервокомпенсатором, левый – триммером с электроприводом. Механизация крыла включает 4 секции двухпозиционных («выпуще- но»-«убрано») посадочных щитков, отклоняемых на угол 30°. Кроме того, крыло оборудовано воздушными тормозами оригинальной конструкции, представляющей собой профили швеллерного сечения в виде пальцев, которые выдвигаются в поток на 305 мм относительно верхней и нижней поверхностей крыла. На консоли крыла имеется 21 такой палец, из которых 9 выдвигаются вверх и 12 – вниз. Каждая пара пальцев (верхний и нижний) крепится к одной качалке, насаженной на вал по типу ригельного замка. Воздушные тормоза двухпо- зиционные.
Хвостовое оперение состоит из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Стабилизатор – переставной, двухлонжеронной конструкции. Перестановка стабилизатора в пределах 1,9° осуществляется электроприводом, который управляется тумблером «нос вверх»-«нос вниз». Стабилизатор и киль – металлические, за исключением нижней секции носка киля, который имеет деревянную конструкцию. Рули выполнены с роговой аэродинамической компенсацией и имеют весовую балансировку. Руль направления и левая половина руля высоты снабжены триммером с электроприводом, а правая половина РВ – сервокомпенсатором. В путевом канале имеется автомат компенсирования несимметричной тяги.
Шасси трехопорное с одноколесными основными опорами и двухколесной передней. Все стойки шасси оснащены масляно-воздушными амортизаторами (давление зарядки ~ 28 кг/см
Силовая установка включает два турбореактивных двигателя Rolls-Royce Avon 101 с максимальной тягой по 2950 кгс. Двигатель имеет 12-ступенчатый компрессор, камеру сгорания трубчатого типа (8 труб) и двухступенчатую турбину. Диаметр двигателя – 107 см, длина – 302 см, сухая масса – 1017 кг.
Запуск двигателя на земле осуществляется от установленного во входном направляющем аппарате компрессора турбостартера, который, в свою очередь, запускается при помощи пороховых патронов, находящихся в коке компрессора. Имеется система запуска двигателя на режиме авторотации в воздухе.
Топливо размещается в трех фюзеляжных топливных баках, емкость которых: бак № 1 – 2327 л, № 2 – 1436 л, № 3 – 2461 л. Кроме того, имеется возможность подвески двух баков под законцовки крыла. Емкость каждого подвесного бака – 1125 л. Топливо из подвесных баков поступает в бак № 3 под давлением воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей. В каждом фюзеляжном баке установлены два (по правому и левому борту) топливных насоса низкого давления с электроприводом. Последовательность выработки топлива из баков определяется летчиком путем включения тех или иных насосов. Находящиеся с одного борта три насоса объединены топливопроводом, по которому керосин подается в насос высокого давления, а далее – в топливорегулирующую автоматику двигателя. В кабине летчика имеются три расходомера.
Управление самолетом – ручное. Проводки управления рулями и элеронами выполнены жесткими посредством тяг и качалок. В продольном канале управления имеется разрывная тяга, отклоняющая штурвал к приборной доске при катапультировании летчика.
Гидравлическая система служит для уборки и выпуска шасси, посадочных щитков и воздушных тормозов, открытия – закрытия створок бомболюка, работы тормозов основных колес. Диапазон рабочего давления в гидросистеме – 140-176 кг/см г . Работу системы обеспечивают два гидронасоса с приводом от двигателей. Имеются также два гидроаккумулятора. В качестве аварийного источника давления в гидросистеме используется ручная помпа, которая предназначена в полете исключительно для закрытия створок бомболюка и выпуска шасси. На земле она может использоваться как источник давления при проверках гидросистемы.
Электросистема питается от двух генераторов постоянного тока мощностью по 6 кВт. Рабочее напряжение в сети 28 В. В качестве аварийного источника постоянного тока используется аккумуляторная батарея. Для питания бортового оборудования переменным током напряжением 115 В служат четыре преобразователя: два из них выдают ток с частотой 400 Гц, два других – частотой 1600 Гц.
Системы жизнеобеспечения. Наддув кабины осуществляется воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей. До высоты 3000 м в кабине поддерживается атмосферное давление, выше обеспечивается постоянное избыточное давление в 0,25 кг/см
Кислородная система включает в себя кислородный баллон, запорную арматуру, трубопроводы и кислородные маски. Кроме того, предусмотрен аварийный запас кислорода в виде емкости, размещенной на парашютном ранце каждого члена экипажа. При катапультировании кислородная маска автоматически переключается на резервный источник.
Пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование. На самолете установлено следующее оборудование:
– гирокомпас Мк.4В, основной индикатор которого находится на рабочей панели штурмана, дублирующий – у летчика;
– магнитный компас Е2А;
– две радиостанции КВ-диапазона T.R. 1934 и T.R. 1935;
– переговорное устройство А. 1134А, имеющее также внешний разъем для подключения;
– навигационная система Gee-H A.R.I. 5829, которая использует наземные радиомаяки для определения местоположения самолета разностно-дальномерным методом;
– запросчик Rebecca Mk.4 – A.R.I.5610, предназначенный для работы с широким спектром наземного оборудования, в том числе с системами опознавания Мк.З, Mk.3GR и американскими AN/APX-I, AN/APX-2, корабельными маяками Туре 251М и наземными приводными радиомаяками;
– система государственного опознавания A.R.1.5131;
– станция предупреждения об облучении задней полусферы A.R.I.5800 Orange Putter.
При облучении самолета приемник этой станции выдавал звуковой сигнал в наушники экипажа, а на приборной панели летчика срабатывал световой индикатор.
