Техническое описание
Самолет Ту-22К представляет собой свободнонесущий двухдвигательный моноплан со среднерасположенным крылом. Основными конструкционными материалами планера являются алюминиевые сплавы В-95 и АК-8, стали 30ХГСА и 27ХГСНА, а также магниевый сплав МЛ-5-Т4.
Крыло двухлонжеронное, кессонной конструкции с углом стреловидности 55 градусов по передней кромке (52 градуса 8 минут по линии фокусов). Состоит из центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Крыло, набранное из профилей относительной толщиной 6%, имеет коническую крутку с углом - 4 градуса и поперечное V, равное - 2,5 градуса. Угол установки крыла 1 градус.
Средняя часть крыла состоит из кессона, съемных носков, хвостовой части и двухщелевого внутреннего закрылка с подвижной осью вращения, подвешенной на трех кронштейнах к балке хвостовой части крыла. Закрылки приводятся в действие винтовыми подъемниками от общего трансмиссионного вала, идущего от редуктора, установленного на стенке балки. Угол отклонения внутренних закрылков — 35 градусов. На средних частях крыла крепятся гондолы шасси.
Отъемная часть крыла состоит из кессона, двух съемных носков, хвостовой части и концевых обтекателей. Закрылок приводится в действие винтовым механизмом. На задней кромке консолей навешиваются элероны и внутренние закрылки (от 14-й до 20-й нервюры).
Кессон крыла, образованный лонжеронами и панелями, является основной силовой частью крыла. В кессоне расположены отсеки топливных баков.
Фюзеляж — полумонокок цельнометаллической конструкции с гладкой несущей обшивкой, подкрепленной набором шпангоутов и стрингеров из гнутых и прессованных профилей. Технологически фюзеляж делится на пять отсеков. В отсеке Ф-1 под радиопрозрачным обтекателем расположена РЛС. В Ф-2 находятся гермокабины экипажа с органами управления, различные приборы и оборудование. Вход в кабины осуществляется через нижние люки, крышки которых могут сбрасываться членами экипажа при аварийном покидании самолета. Имеются и верхние аварийные люки, используемые в случае посадки самолета на фюзеляж. В отсеке Ф-3 находятся ниша уборки передней опоры шасси, а также топливные баки № 1 и № 2, фотоаппараты, спасательная лодка и прочее оборудование. В средней части, Ф-4, выполненной за одно целое с центропланом крыла, размещен грузовой (бомбовый) отсек. Над центропланом расположен топливный бак № 3, а внутри его — бак № 4. Заканчивается фюзеляж хвостовой частью, Ф-5, к которой крепятся оперение и силовая установка. Там находятся хвостовая пятка, контейнер тормозных парашютов, кормовая артиллерийская установка, топливные баки № 5, 6, 7 и некоторое оборудование.
Хвостовое оперение состоит из киля (угол стреловидности 56 градусов) с рулем поворота (углы отклонения от +25 до -25 градусов), имеющим 28-процентную аэродинамическую осевую компенсацию, и цельноповоротного горизонтального оперения (стабилизатора) с углами отклонения от +1 до-18 градусов. Стабилизатор выполнен из двух половин с углами поперечного V, равными 5 градусам. Угол стреловидности составляет 58 градусов 41 мин.
Мотогондолы имеют две особенности. Прежде всего для обеспечения работоспособности ТРД на земле и взлетно-посадочных режимах обечайки диффузора воздухозаборных устройств (длиной 300 мм) выполнены подвижными. Они выдвигаются вперед на 88 мм, обеспечивая необходимый расход воздуха для ТРД. Управление обечайками осуществляется летчиком с помощью тумблера, расположенного на щитке запуска двигателей. После уборки шасси обечайки автоматически задвигаются, при этом положение тумблера остается неизменным. Эти обечайки или, как их еще называют, выдвижные носки, обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей, для предотвращения их обледенения.
Шасси состоит из передней и двух главных опор. Передняя — с двумя тормозными колесами, оснащена амортизационной стойкой, поворотно-демпфирующим устройством и механизмом складывания. После отрыва от земли, когда передняя стойка полностью раздвигается, срабатывает концевой выключатель, установленный на шлиц-шарнире, выключающий устройство разворота передних колес, которые при этом затормаживаются. После уборки носовой опоры и ее фиксации замком фюзеляжная ниша шасси закрывается створками. Угол поворота передних колес при рулении — 40 градусов в обе стороны, а при разбеге — до 5 градусов.
Главные опоры, убирающиеся в крыльевые гондолы, имеют амортизатор, телескопический подкос с цанговым замком, упругий гидравлический подъемник, тележку с четырьмя тормозными колесами, стабилизирующий амортизатор, механизм опрокидывания тележки, кронштейн крепления упругого подъемника к амортизатору стойки и механизм открытия-закрытия створок. «Изюминкой» основной опоры является устройство упругой подвески шасси в убранном положении. Суть его заключается в том, что внутри гидравлического подъемника установлено восемь тарельчатых пружин, что обеспечивает некоторое колебание стойки шасси внутри гондолы.
Хвостовая опора (пята) с масляно-воздушным амортизатором предназначена для предохранения задней части фюзеляжа от возможных ударов при посадке. Ее выпуск и уборка сблокированы с выпуском и уборкой передней опоры и осуществляются электромеханическим приводом.
В конструкции шасси имеются системы основного и аварийного торможения. Основное торможение колес главных опор производится путем нажатия педалей управления рулем поворота, а аварийное — рычагами, расположенными на приборной доске летчика правее штурвальной колонки. Имеется также стояночный тормоз. Для сокращения пробега применяется двухкупольный тормозной парашют с площадью каждого купола 52 м2. Контейнер тормозного парашюта расположен между 81-м и 84-м шпангоутами. Кнопка его выпуска — на штурвале, а сброса — на приборной доске.
На самолете применены три независимые гидравлические системы с жидкостью АМГ-10. Две первые системы считаются основными и используются для выпуска и уборки шасси, открытия и закрытия створок бомболюка, привода руля высоты, стабилизатора и элеронов; третья— аварийная, предназначена для управления рулевым приводом стабилизатора РП-21 и выпуска шасси в аварийных ситуациях.
Высотное оборудование включает системы кондиционирования кабины экипажа, обогрева грузового отсека и герметизации входных люков.
Управление самолетом осуществляется элеронами, рулями высоты и поворота с помощью гидравлических рулевых приводов (гидроусилителей), включенных по необратимой схеме. Для имитации нагрузок на штурвал и педали, по которым летчик судит об управляемости и нарушении балансировки машины, в системе управления установлены пружинные загружатели с механизмами триммирования, позволяющими балансировать самолет в диапазоне эксплуатационных скоростей.
Управление машиной имеет ряд особенностей. Об управлении в канале крена с помощью элерон-закрылков уже говорилось.
Руль поворота на дозвуковых скоростях полета отклоняется на довольно большой угол в обе стороны, но на высоких скоростях допускается его отклонение не более чем на 5 градусов (на машинах с 35-й серии — не более 7 градусов) из-за чрезмерного крутящего момента на фюзеляже от вертикального оперения. Более того, осевая аэродинамическая компенсация на скоростях, соответствующих числам Маха 0,92 — 0,98, приводит к появлению «маховой скоростной» тряски руля. Это связано с образованием на вертикальном оперении нестационарных сверхзвуковых зон с местными скачками уплотнения. По мере увеличения числа Маха скачки смещаются в сторону руля, но неравномерно, и возникающий при этом перепад давления на левой и правой сторонах оперения (в зоне осевой компенсации) из-за упругой деформации руля приводит к отклонению последнего в ту или иную сторону. Интенсивность «скоростной» тряски резко возрастает при уменьшении высоты полета.
Для предотвращения этого явления как на руле поворота, так и на элеронах имеются демпферы сухого трения. Чтобы избежать «скоростной» тряски, рекомендуется осуществлять полет в диапазоне чисел Маха 0,92—0,98 при нейтральном положении руля направления без скольжения и на высотах 6000 м и более. При разгоне до сверхзвуковых скоростей и торможении полет должен быть только прямолинейным. Летчику необходимо помнить, что руль направления на самолете очень эффективен, и поэтому на посадочной прямой желательно избегать его отклонения, и довороты выполнять только с помощью элеронов.
Продольное управление с помощью цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) отличается высокой эффективностью на дозвуковых скоростях. Это требует от летчика коротких и очень точных движений штурвалом. Так как силовая установка расположена выше центра тяжести самолета на 2 м, то даже при незначительном изменении работы двигателей приходится заново балансировать машину. Выключение форсажного режима двигателей, особенно после взлета, необходимо производить поочередно, в противном случае балансировка усложняется. Недопустима и резкая уборка РУД (рычагов управления двигателями), поскольку последующее увеличение угла тангажа, в случае ошибки в пилотировании, может привести к непреднамеренному появлению слишком большой перегрузки.
Для удобства пилотирования на больших и малых скоростях полета используется дифференциальное управление стабилизатором. Так, на больших скоростях, когда достаточно отклонения ЦПГО в диапазоне от +1 до-4 градусов, перемещение штурвальной колонки находится в пределах 40 мм, а на малых скоростях, когда углы отклонения оперения изменяются от - 7 до -19 градусов, ход колонки не превышает 10 мм.
Для парирования короткопериодических колебаний в канале тангажа служат демпфер ДТ-105а и автомат устойчивости АУ-105а.
В состав средств аварийного спасения входят катапультные кресла, выбрасываемые вниз и оснащенные системой жизнеобеспечения и неприкасаемым аварийным запасом. Кресла обеспечивали аварийное покидание самолета во всем диапазоне скоростей полета, но на высоте не ниже 350 м. При посадке в самолет кресла опускались вниз. Члены экипажа усаживались в них, и механизм поднимал их наверх, в кабину.
Следует сказать несколько слов о топливной системе. Не касаясь количества топливных баков (на всех самолетах, оснащенных устройствами дозаправки горючим в полете, был снят передний бак № 1), насосов, различных клапанов и кранов, отмечу, что выработка топлива двигателями происходила по специальной программе, при этом обеспечивалось автоматическое измерение его остатка и расхода с соответствующей сигнализацией. Эта система обеспечивала централизованную заправку на земле и дозаправку топливом в полете, а также необходимую центровку машины в полете.