Авиация и Время 2013 04 - Журнал Авиация и время - Страница 25

25

В конечном итоге конструкторы «Аичи» оставили попытки адаптации D4Y под подводную лодку и решили создать совершенно новый самолет С предшественником его роднили цельнометаллическая конструкция, передовая аэродинамика и такая же силовая установка. Часть инженерных решений была взята и от поплавкового разведчика Аичи Е16А «Зуюн». В частности его поплавки, хвостовая часть фюзеляжа и киль. Правда, все это богатство подверглось серьезной переделке. Проектировщики изменили схему крепления поплавков к самолету. На Е16А каждый поплавок крепился при помощи двух профилированных стоек и одного подкоса, что ухудшало аэродинамику. На АМ-24 поплавок прикрепили на одной широкой свободнонесущей стойке и оснастили узлы ее крепления механизмом сброса в полете, которым мог воспользоваться пилот при необходимости резкого увеличения скорости. Высокий киль от «Зуюн» не помещался в ангар, и его законцовку просто срезали.

Продолжение следует

Екосё 1-Go, 1927 г.

Екосё E6Y, 1939 г.

Ватанабе E9W, 1940 г.

Екосё E14Y1, 1940 г.

Аичи М6А1 из 631-й авиагруппы. Май 1945 г.

Йокосё 2-go

Йокосё E6Y1

Кугисё Е14У1

СХЕМЫ и ТТХ Як-40

Як-40 per. RA-87997 а/к UTair

Варианты 24 места 1 27 мест 1 32 места Длина, м 20,36 Размах крыла, м 25,00 Высота на стоянке, м 6,50 Площадь крыла, м? 70 Взлетная масса, кг 13700 14700 16100 Макс. коммерч. нагрузка, кг 2280 2300 Дальность полета с макс. коммерч. нагрузкой, км 508 865 1050 Макс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч - 580 558 Крейс. скорость (на высоте 6000 м), км/ч 550 530 510 Практический потолок, м 8100 Разбег, м 530 610 715 Пробег, м: 480 480 500 — без использования реверса — при использовании реверса 370 370 380

Як-40 per. RA-87807

Як-40 салон per. RA-87659 а/к “ Центр-Авиа”

ЯК-40К per. RA-87200 ТАНТК им. Г. М. Бериева

ЯК-40ЭК

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан, оснащенный тремя турбореактивными двигателями, один из которых установлен внутри хвостовой части фюзеляжа, а два других закреплены посредством пилонов на бортах фюзеляжа. Конструкция выполнена в основном из высокопрочных алюминиевых сплавов. Экипаж — два пилота.

Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне — 2,4 м, удлинение — 7,1. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. В кабине экипажа предусмотрено место для бортмеханика — откидное сиденье в проходе между креслами пилотов. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. Над входным люком в фюзеляже находится средний маршевый двигатель, воздухозаборник которого располагается над фюзеляжем перед килем. Между надфюзеляжным воздухозаборником и средним двигателем проходит S-образный воздушный канал. За срезом реактивного сопла этого двигателя располагается реверсивно-тормозное устройство, представляющее собой два вертикальных щитка, которые шарнирно закреплены на бортах фюзеляжа. В нерабочем положении эти щитки вписываются в обводы хвостового обтекателя фюзеляжа. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед.

Крыло самолета прямое, трапециевидной формы в плане, переменной относительной толщины. Крыло не имеет центроплана, консоли стыкуются по оси фюзеляжа. Удлинение крыла — 8,93; стреловидность его по линии 25 % хорд равна нулю. Угол установки крыла +3°, угол поперечного «V» равен +5°30’. Крыло оснащено однощелевыми закрылками и двухсекционными элеронами, имеющими аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Все секции закрылков кинематически связаны между собой. Углы отклонения закрылков — 20° (на взлете) и 35° (на посадке). Элероны отклоняются на 19° вверх и на 15° вниз. Внутренние секции элеронов снабжены триммерами.

Хвостовое оперение Т-образное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения — 10,2 м?, угол его стреловидности по передней кромке равен 52°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11 %. Углы отклонения руля направления ±30°. PH снабжен триммером. Площадь горизонтального оперения — 13 м?, угол его стреловидности по линии 25 % хорд равен 1Г. Углы отклонения руля высоты ±25°. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +3° до -6°.

Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Все опоры шасси — одноколесные, стойки — полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса основных опор размером 1120x450 мм оснащены дисковыми тормозами. Носовое колесо размером 720x310 мм нетормозное, управляемое в диапазоне ±50° (на рулении) либо ±5° (на разбеге/пробеге). Давление в пневматиках колес 3,5–4,0 кгс/см?. Основные опоры убираются в крыло по направлению к оси самолета, носовая — против полета в фюзеляж. В полете ниша носовой опоры шасси полностью закрыта створками, ниши основных опор закрыты створками частично — колеса остаются открытыми.