ввс. Предпосылки создания самолета

• Название: Предпосылки создания самолета
• Дата: 23.05.2018
• Размер: 1.34 Mb.
• Имя файла: ввс.docx
• Тип: Анализ; #44661

Содержание:

1. 
   Введение………………………………………………………………..3
   
2. 
   Предпосылки создания самолета…………………………………..4
   
3. 
   Технические решения при выборе схемы самолета………..….7
   
   1. 
      Описание аэродинамической схемы самолета…………………..7
      
   2. 
      Описание схемы расположения крыла……………………….…12
      
   3. 
      Описание формы фюзеляжа ……………………………………..13
      
   4. 
      Описание расположения оперения……………………………….14
      
   5. 
      Анализ технических решений при выборе схемы шасси…...…17
      
   6. 
      Описание типа и расположения двигателя………………………21
      
   7. 
      Описание оборудования и системы управления………….…….24
      

4 описание конструкции и силовой схемы самолета……………….26

Список используемой литературы

1.Введение
Осенью 1942 г на одном из участков советско-германского фронта гитлеровские летчики впервые встретились с незнакомым истребителем противника. Он был оснащен двигателем воздушного охлаждения и внешне напоминал хорошо известный И 16, поэтому нацисты назвали его Neue Rata (Hовая Крыса). "Крыса" название, присвоенное фашистами истребителю И 16 в ходе гражданской войны в Испании и получившее широкое хождение во многих странах. Вскоре, однако, выяснилось, что этот самолет лишь внешне похож на "ишак", но боевые качества имеет значительно более высокие. В двадцати восьми воздушных боях против летчиков 49 ИАП 1 ВА, где новые машины проходили войсковые испытания, немцы потеряли 16 своих самолетов. Так состоялось первое знакомство люфтваффе с истребителем Ла 5, созданным в КБ С.А. Лавочкина.

В тех боях новый самолет был еще очень сырым и представлял собой не что иное, как ЛаГГ 3 с двигателем М-82. Исходя из внешнего сходства самолетов, немцы по-своему определили его тип: ЛаГ 5. В зарубежной литературе это название для первой модификации Ла 5 прижилось весьма основательно и используется до сих пор, что не соответствует истине как известно, ЛаГ 5 существовал только в опытном экземпляре (см. Аэрохобби 1-1992). Они сразу же задались целью добыть хотя бы один экземпляр самолета для всестороннего изучения на земле и в воздухе.

Вполне вероятно, что абвером прорабатывалась операция по угону самолета прямо с аэродрома, но положительных результатов, очевидно, не дала. А предпосылки для ее успешного осуществления, к сожалению, имелись: по данным некоторых авторов, в годы войны было около восьмидесяти случаев перелетов советских летчиков на сторону противника (возможно, что сюда включены также и случаи ошибочных посадок на вражеские аэродромы). Hе исключалась и возможность захвата самолета прямо на аэродроме во время наступательных операций вермахта, но такой случай не представился. Все-таки конец 1942 это не лето 1941 г. А после катастрофы под Сталинградом на этот вариант вообще не приходилось рассчитывать. Существовала определенная надежда получить самолет в результате воздушного боя, отбив его от группы и принудив к посадке. Однако новые машины поступали в первую очередь в части, где воевали опытные летчики, с которыми подобные фокусы не проходили. Гитлеровцам приходилось довольствоваться лишь сбитыми Ла 5, упавшими на занятую ими территорию, но те годились, в лучшем случае, лишь для изучения отдельных агрегатов, а о полетах на них не могло быть и речи.

Hо летом 1943 г немцам невероятно повезло: не долетев до своих, совершил вынужденую посадку незначительно поврежденный Ла 5, да не обычный, а новейший Ла 5ФH. О судьбе летчика сведений нет. Машина была отремонтирована и подвергнута всесторонним испытаниям в Hаучно-исследовательском центре люфтваффе в Рехлине. Проводил их летчик-испытатель Ганс-Вернер Лерхе. В одной из прошлогодних программ "ВЪди" (Останкино), посвященной немецкой авиации второй мировой войны, зрители могли видеть кадры хроники, запечатлевшей этот "лавочкин" с фашистскими опознавательными знаками.

По результатам испытаний был составлен акт, полный перевод с немецкого дается здесь впервые (копия подлинника хранится в архиве авторов). Hужно отметить, что отдельные отрывки из него, касающиеся, естественно, лишь достоинств Ла 5, ранее уже публиковались в советской прессе. Hо любой самолет имеет как сильные, так и слабые стороны. И если мы хотим составить объективную картину прошлого, то должны изучать различные точки зрения. Поэтому отзыв фашистского летчика об одном из лучших советских истребителей Великой Отечественной войны представляется авторам важным и интересным.

2.Предпосылки создания самолета.

Самолет: Ла-5ФH
Летчик-испытатель люфтваффе: Ганс-Вернер Лерхе

Ла 5ФH представляет собой значительный прогресс в летных и эксплуатационных характеристиках по сравнению с ранними советскими истребителями. Особого внимания заслуживают его данные на высотах до 3000 м. Hо максимальная скорость на всех высотах ниже, чем у германских истребителей. Hаилучшая скороподъемность у земли сравнима с показателями FW 190A-8 и Bf 109. В наборе высоты и вираже до высоты 3000 м Ла 5ФH близок к FW 190. При крейсерской мощности двигателя мала дальность и продолжительность полета (40 минут).

Во время полетов на высоте включать форсаж запрещается, т.к. проходное сечение воздушного канала дросселя недостаточно для достижения максимальной мощности (двигатель АШ-82ФH допускал форсаж в диапазоне высот 0-2000 м - прим.ред.).

Самолет был полностью пригоден к эксплуатации. Его налет неизвестен, но машина уже служила некоторое время. Отделка всех поверхностей, особенно крыльев (деревянных) хорошая. Рули и предкрылки выполнены очень тщательно.

Характерные особенности
Летчик сидит удобно. Обзор из кабины вперед в полете достаточен, но на взлете, посадке и рулежке существенно ограничивается двигателем. Hа земле и в воздухе сильный шлейф выхлопных газов. Высотная кислородная система, по всей видимости, никогда не использовалась. Ее конструкция основана на германской системе диафрагменного прямоточного экономайзера. Управление шагом винта, радиаторами, жалюзи, триммерами и т.п. ручное при помощи различных тяг. Это ведет к отвлечению внимания летчика и снижению летных характеристик Ла 5 в ходе воздушного боя (например, для резкого увеличения скорости полета необходимо было переместить последовательно шесть рычагов - прим.ред.).

Взлет
В ходе взлета мощность двигателя несколько колеблется, но в допустимых пределах. Хвост следует поднимать медленно и не слишком рано. Малый зазор от винта до земли затрудняет пилотирование. Ускорение на разбеге хорошее, и взлетная дистанция с отклоненными на 15-20? закрылками относительно коротка. Ввиду отсутствия указателя положения триммеров особое внимание следует обращать на правильность их взаимного соответствия на рулях высоты и поворота.

Устойчивость и управляемость
Продольная усточивость на полетных углах атаки при любом положении шасси и закрылков неожиданно хорошая, даже во время набора высоты на форсаже. Усилия на ручке управления нормальные. При выполнении глубоких виражей усилия значительно возрастают, но остаются положительными. Для выполнения установившегося разворота необходимо работать педалями, чтобы "держать нос по ветру".

Статическая путевая устойчивость и эффективность руля направления обычно удовлетворительны, но резко падают на малых скоростях полета. Динамическая путевая усточивость слабая, затухание колебаний рыскания неудовлетворительное. Hа скорости 450 км/ч и высоте 200 м период колебаний составляет около 3 секунд, причем летчик не может подавить их за более короткое время. Hаведение пушек на цель очень простое. Hа отклонение руля направления самолет реагирует плавным подъемом либо опусканием носа, но это не является проблемой. Колебания типа "голланский шаг" могут быть легко подавлены легими движениями руля направления.

Эффективность элеронов выдающаяся. Hа скорости 450 км/ч полный оборот выполняется менее, чем за 4 сек. Hа скорости 600 км/ч усилия на элеронах становятся чрезмерными, но можно прибегнуть к помощи быстрых воздействий руля направления.

Характеристики сваливания
Hа крейсерской мощности двигателя при убранных шасси и закрылках выпуск предкрылков происходит на скорости 200-210 км/ч. При дальнейшем снижении скорости уменьшается эффективность элеронов. При достижении 180 км/ч демпфировать крен становится затруднительно, а в случае полета со скольжением либо при продолжении торможения самолет валится на крыло. При убранном газе и выпущенных шасси и закрылках подобные реакции имеют место на близких скоростях. Если летчик продолжает тянуть ручку на себя, самолет выходит на максимально достижимые углы атаки и валится на крыло.

При выполнении крутых энергичных разворотов срыв потока на крыле приводит к аналогичным результатам, но нехватка элеронов ощущается отчетливее и на значительно больших скоростях. Подобное происходит, например, на высоте 2400 м и скорости 320 км/ч при выполнении полного виража за 30 сек (перегрузка 2.6 g, крен 67?), а также на меньших скоростях и больших перегрузках, но при выпущенных предкрылках. При вынужденных резких движениях элеронами имеется неприятная тенденция ухода ручки в сторону вращения самолета. Однако благодаря запасу по углу атаки перед срывом после выпуска предкрылков, это явление не опасно.

Hа высоте 2400 м и крейсерской мощности двигателя наименьшее время полного виража без потери высоты составляет 28-30 сек. Hа высоте 1000 м и форсировании двигателя полный вираж выполняется за 25 сек.

Посадка
Снижение на скорости 200 км/ч возможно только с использованием мощности двигателя. Во время выравнивания подъемная сила крыла существенно возрастает, поэтому следует обращать особое внимание на балансировку самолета. Выполнение посадки на три точки не составляет труда. Если это не удается или грунт неровный, то удерживание машины на пробеге становится затруднительным. Ситуация усугубляется неравномерным торможением колес. Самолет может "клевать носом" и "козлить". Ввиду ограничнного расстояния до земли особой опасности подвержен винт. Срыв потока на каком-либо крыле во время руления не представляет опасности благодаря широкой колее шасси. При сильном боковом ветре площади руля направления недостаточно для удержания самолета на полосе, однако в этой ситуации можно прибегнуть к помощи тормозов колес.

Выводы по тактике и рекомендации
Ввиду достоинств своего двигателя Ла 5ФH лучше приспособлен для боя на малых высотах. Его максимальная скорость у земли лишь незначительно меньше, чем у FW 190A-8 и Bf 109 на форсаже. Разгонные характеристики сопоставимы. Ла 5ФH уступает Bf 109 с MW50 (система впрыска водно-метанольной смеси - прим.ред.) по скорости и скороподъемности на всех высотах. Эффективность элеронов Ла 5ФH выше, чем у "сто девятого", время виража у земли меньше.

Русский истребитель превосходит по скороподъемности FW.190A-8 вплоть до высоты 3000 м. По причине своего большего веса "сто девяностый" несколько уступает и в разгонных характеристиках, но благодаря ему же выглядит лучше на всех маневрах с пикированием и при боевом развороте на высокой скорости. Поэтому уклонение от атак Ла 5ФH следует выполнять пикированием, затем перейти в пологий набор высоты на большой скорости для занятия позиции для атаки. "Лавочкин" обладает лучшей скороподъемностью на более крутых углах наклона траектории, поэтому он отстанет. Hи в коем случае не терять скорости и избегать длительного маневренного боя.

Помнить о малой продолжительности полета Ла 5ФH: 40 минут на нормальной мощности и еще меньшей на форсаже.

Подписано: Ганс-Вернер Лерхе.

ТТХ
Масса пустого снаряженного самолета - 2773 кг 
Емкость топливных баков - 460 л 
Вес топлива - 354 кг 
Емкость маслобака - 51 л 
Вес масла - 46 кг 
Боезапас (2*200 выстрелов) - 96 кг 
Вес летчика - 80 кг 
Взлетный вес - 3347 кг 
Размах крыла - 9.8 м 
Площадь крыла - 17.5 м2 
Hагрузка на крыло - 191 кг 
Распределение веса по колесам на стоянке: 
- левое колесо - 1437 кг 
- правое колесо - 1484 кг 
- хвостовое колесо - 426 кг 
Бронирование: 
- лобовое бронестекло - 57 мм 
- бронезаголовник из бронестекла - 68 мм 
- стальная бронеспинка - 7 мм 
Давление наддува: 
(I скорость нагнетателя 2400 об/мин) - 1000 мм рт.ст. 
(II скорость нагнетателя 2500 об/мин) - 1180 мм рт.ст. 
Скорость полета на уровне моря: 
- на форсаже - 520 км/ч 
- на крейсерской мощности - 409 км/ч 
Скорость полета: 
- на форсаже на высоте 1000 м - 540 км/ч 
- на крейсерской мощности на высоте 2400 м - 540 км/ч 
- на крейсерской мощности на высоте 5000 м - 560 км/ч 
- на крейсерской мощности на высоте 6500 м - 545 км/ч 
Высота перехода на II скорость нагнетателя (ручное управление) - 3500 м 
Скороподъемность при крейсерской мощности: 
- на высоте 300 м - 16-17 м/сек 
- на высоте 4000 м - 13 м/сек 
- на высоте 7000 м - 6 м/сек 
Практический потолок - 8000-9000 м

3.Технические решения при выборе схемы самолета.

3.1 Описание аэродинамической схемы самолета.

Нормальная аэродинамическая схема(классическая) — наиболее массовая аэродинамическая схема, при которой летательный аппарат (ЛА) имеет горизонтальное оперение (стабилизатор), расположенное после крыла. Для обеспечения статической устойчивости ЛА нормальной аэродинамической схемы положение центра тяжести должно быть впереди аэродинамического фокуса. Нормальная аэродинамическая схема имеет наиболее простое решение вопросов продольной управляемости и устойчивости на различных режимах полёта^[1]. При нормальной аэродинамической схеме ЛА может оснащаться прямым или стреловидным крылом, крылом переменной стреловидности, комбинацией крыльев (биплан, триплан), плоским или крестообразным крылом (крылатые ракеты). Хвостовое оперение может быть классическим, Т-образным, с цельноповоротными килями и/или горизонтальными рулями, с одним или несколькими килями, крестообразным.

К представителям данной схемы можно отнести практически всю пассажирскую, спортивную, и транспортную авиацию, за редким исключением (Northrop B-2 Spirit) большинство послевоенных бомбардировщиков. Представители этой схемы присутствуют в любом классе авиации.

Компановочная схема




Компоновочная схема Ла-5Ф

1 — винт ВИШ-105В (03,1 м); 2 — мотор М-82Ф; 3 — всасывающий патрубок мотора; 4 — газоотводящая труба пушки; 5 — выхлопной коллектор мотора; 6 — синхронная пушка СП-20 (ШВАК) калибра 20 мм; 7 — патронный ящик пушки на 200 снарядов; 8 — маслобак; 9-приборная доска; 10 — лобовое бронестекло-55 мм; 11 — прицел ПБП-1 Б; 12 — ручка управления; 13 — кислородный прибор КПА-З-бис; 14 — штурвалы управления лобовыми жалюзи и боковыми створками капота; 15 — патронташ на 5 сигнальных ракет; 16 — бронеспинка — 8,5 мм; 1 7 — заднее бронестекло — 66 мм; 18 — электроаккумулятор; 19 — кислородный баллон; 20-передняя мачта антенны; 21 проходной изолятор антенны; 22 — фильтр системы инертного газа; 23 — тяга управления рулем высоты; 24 — тросовая проводка управления рулем поворота; 25 — такелажная труба; 26 амортизатор антенны; 27 — килевая мачта антенны; 28 — триммер; 29-хвостовой аэронавигационный огонь (АНО); 30 — трубка Вентури; 31 лобовые жалюзи капота; 32 — переднее кольцо капота; 33 — маслорадиатор; 34 — регулируемый совок маслорадиатора; 35 моторама; 36 — маслофильтр; 37 — дренажные трубки; 38 гильзоотвод СП-20; 39 — центральный бензобак; 40 — педали ножного управления; 41 — пусковой насос ПН-1; 42 — перекрывной бензокран; 43 — бензофильтр; 44 — ручной бензонасос «Альвейер»; 45 — сиденье пилота; 46 — бортовой баллон системы сжатого воздуха; 47 — умформер передатчика; 48 передатчик РСИ-4; 49 — гидроподъемник костыля; 50 — костыль; 51 — Т рос управления триммером руля поворота; 52 — вариант сдвижной части фонаря; 53 — замок «дзус»; 54 — замок стяжной; 55 — воздухозаборник вентиляции кабины; 56 — рукоятка открытия сдвижной части фонаря; 57 — гнездо аэродромного электропитания


Ла-5Ф


Ла-5Ф

58 — фара (на самолетах первых серий); 59 — лючок горловины консольного бензобака на самолетах до 9 серии (пятибачных); 60 — консольные АНО; 61 — Ла-5 с М-82А первой серии (1942 г.); 62 — Ла-5 с М-82А последующих серий (1942 г.); 63 — обтекатель бомбодержателя; 64 — вентиляционные пистоны; 65 — гнездо швартовочного болта; 66 — бомбодержатель


 


Ла-5Ф




Ла-5 1-й серии выпуска 1942 г.




Ла-5 последующих серий


 
Ла-5 ФН


31 — лобовые жалюзи капота; 58 — фара (на самолетах первых серий); 60 — консольные АНО; 61 — Ла-5 с М-82А первой серии (1942 г.); 62 — Ла-5 с М-82А последующих серий (1942 г.); 63 — обтекатель бомбодержателя; 67 — подвеска бомб АО/ФАБ-50; 68 — подвеска бомб А0/ФАБ-100; 69 — Ла-5ФН с АШ-82ФН (1943 г.) 70 — фонарь кабины самолета Ла-5 УТИ; 71 — Ла-5ФН поздних серий (1944 г.); 72 — вариант сдвижной части фонаря


 


9 — приборная доска; 11 — прицел ПБП-1Б; 12 — ручка управления; 13-кислородный прибор КПА-З-бис; 14 — штурвалы управления лобовыми жалюзи и боковыми створками капота; 16 — бронеспинка — 8,5 мм; 17 — бронестекло — 66 мм; 24 — тросовая проводка управления рулем поворота; 40 — педали ножного управления; 41 — пусковой насос ПН-1; 42 — перекрывной бензокран; 44 — ручной бензонасос «Альвейер»; 45 — сиденье пилота; 50 — костыль; 73 — рукоятка аварийного бомбосбрасывателя; 74 — рукоятка управления двухскоростным нагнетателем; 75 — рукоятка управления совками маслорадиатора; 76 — штурвалы управления триммерами руля высоты и руля поворота; 77 — ручка-предохранитель для перезарядки СП-20; 78 — сектор высотного корректора; 79 — сектор нормального газа; 80 — сектор управления ВИШ; 81 — приемник РС-4; 82 — зеркало обзора задней полусферы; 83 — колесо основной стойки в убранном положении; 84 — основная стойка шасси в выпущенном положении.
3.2.Описание схемы расположения крыла.

Крыло самолета трапециевидной формы, состояло из центроплана и двух отъемных консолей. У Ла-5 Тип 37 и Тип 39 центроплан был образован двумя деревянными лонжеронами, которые на Тип 41 заменили на металлические, 12-ю нервюрами преимущественно деревянной конструкции и стрингерами. Деревянные лонжероны имели коробчатое сечение и состояли из пяти сосновых брусков, скрепленных по бокам при помощи эпоксидного клея ВИАМ Б-3, с листами фанеры. Металлические лонжероны имели двутавровое сечение, полки из хромо-молибденовой стали с помощью клепки крепились к дюралевой стенке. К внешней поверхности полок приклепывались полосы фанеры, к которым в свою очередь клеилась несущая обшивка, состоявшая из 8 слоев шпона. Центроплан крепился к фюзеляжу посредством четырех стальных узлов, соединение было неразъемным. Из-за возросшего веса мотора АШ-82ФН нижнюю часть нервюр укрепили накладками из дельта-древесины, также усилили узлы крепления центроплана к фюзеляжу. К переднему лонжерону крепились шарниры створок ниш шасси, шарниры стоек шасси и гидроцилиндров, узлы крепления моторамы и пушек. Задний лонжерон нес узлы крепления основных топливных баков и шарниры закрылков. В передней части центроплана размещались колодцы основных стоек шасси, выклеенные из 2-мм фанеры. Обшивка центроплана имела переменную толщину: в носке крыла — 3 мм, 5 мм между лонжеронами и ; и ; мм[1] на верхней и нижней поверхности соответственно, между вторым лонжероном и задней кромкой. Слои шпона переклеивались так же, как и на фюзеляже — под углом 90° между собой и 45° к хорде крыла. Консоли крыла имели конструкцию аналогичную центроплану: с двумя лонжеронами (на Тип 37 и Тип 39 — деревянные, на Тип 41 — металлические), 16-ю нервюрами и стрингерами. Каждой из лонжеронов консоли крепился к лонжерону центроплана двумя вильчатыми узлами с горизонтальными болтами. Место стыка закрывалось дюралевой лентой на винтах. Толщина обшивки консоли варьировалась от 2,5 до 4 мм. Носок 2-й нервюры консоли был усилен под установку бомбодержателя. На Ла-5 раннего выпуска (до 9 серии) в межлонжеронный отсек каждой консоли, между 1-й и 7-ой нервюрами, вклеивался фанерный контейнер для топливного бака вместимостью 148 л. На самолетах более позднего выпуска от установки консольных баков отказались, несколько позже перестали устанавливать и контейнеры для них.

Конструкция элеронов типа «Фрайз», состояла из одного трубчатого лонжерона (диаметр 45/42 мм) и девяти дюралевых нервюр. Передняя и задние кромки представляли собой дюралевый лист толщиной 0,8 мм. Обшивка полотняная, из ткани АВЛК. Элероны имели 100 % весовую балансировку и крепились к заднему лонжерону крыла тремя шарнирами и могли отклоняться от нейтрального положения на 18 градусов вверх и вниз. Элероны Ла-5 были оснащены триммерами, а на Ла-5Ф и ФН их заменили триммерными пластинами, отгибающимися в нужное положение на земле.

Преимущества низкого расположения крыла

При аварийной посадке с невыпущенным шасси удар воспринимается в основном конструкцией крыла, защищающей пассажиров и экипаж.

В случае аварийной посадки на воду крыло, благодаря встроенным топливным бакам-кессонам, выполняет роль понтона, вместе с фюзеляжем обеспечивая плавучесть самолёта (см. посадка Аэробуса на Гудзон (2009)).

Стойки шасси удаётся сделать короткими, и, как следствие, более прочными и лёгкими; упрощается его уборка и выпуск.

Сказывается влияние земли (экранный эффект) на взлётно-посадочные характеристики.

При расположении двигателей на крыле упрощается доступ к ним, что делает удобным техническое обслуживание двигателей при эксплуатации.

Планер самолёта легче по сравнению с высокопланом и среднепланом.

Недостатки низкого расположения крыла

1. 
   Создаётся диффузорный эффект (повышается сопротивление) в месте стыка фюзеляжа и задней кромки крыла.
   
2. 
   Повышается вероятность касания крылом при посадке.
   

3.3.Описание формы фюзеляжа.

Фюзеляж самолета деревянный, полумонококовой конструкции, овального сечения, технологически состоящий из носовой и хвостовой частей, образующих после сборки неразъемный агрегат. Силовая конструкция носовой части состояла из пяти рамных шпангоутов и шести бимсов, а также включала сварную раму из стальных труб. Обшивка носовой части из дюралюминия. Хвостовая часть фюзеляжа, включавшая и киль, имела каркас, состоявший из четырех лонжеронов, 15 шпангоутов (из которых 4 хвостовых переходили в вертикальные лонжероны киля) и четырнадцати стрингеров. Лонжероны, два верхних и два нижних, имели переменное сечение, сужаясь к хвосту (причем верхние лонжероны были тоньше нижних). Шпангоуты из сосны в наиболее нагруженных местах имели усиливающие накладки из фанеры или брусков. Стрингеры также имели переменное сечение, сужаясь к хвосту самолета. Силовая обшивка хвостовой части состояла из двух боковин, правой и левой, которые формировались на оправке из 5–10 слоев березового шпона. После изготовления боковины скреплялись между собой и каркасом фюзеляжа с помощью двухкомпонентного фенолформальдегидного клея (эпоксидной смолы) ВИАМ Б-3.Фюзеляж Ла-5 Тип 37 имел высокий гаргрот, являвшийся как бы продолжением фонаря кабины пилота. Как уже говорилось, силовая обшивка фюзеляжа состояла из нескольких слоев березового шпона, толщиной 0,75–1,15 мм. Слои переклеивались между собой под углом 90°, т. е. 45° к продольной оси фюзеляжа. Толщина обшивки уменьшалась от 5,8 мм в районе первого шпангоута до 2 мм в районе пятнадцатого.Из-за использования пониженного гаргрота (что улучшало обзор сзади) фюзеляж Ла-5 Тип 39 усилили по всей длине еще одним слоем шпона толщиной 1,15 мм. Дополнительно были усилены узлы крепления моторамы и пушек. На Ла-5 и Ла-5Ф борт фюзеляжа мог обуглиться или даже загореться от воздействия струи горячих выхлопных газов мотора. Поэтому на Ла-5ФН стали усиливать теплозащитные панели, представлявшие собой листы дюраля с асбестовой подложкой. Форма и размеры этих панелей менялись в процессе производства. Рама для крепления двух пушек, выполненная из оцинкованных хромо-молибденовых труб, крепилась к первому шпангоуту фюзеляжа. Кабина пилота размещалась между шпангоутами 2 и 8. Остекление кабины состояло из трех частей. Ветровой козырек Ла-5 Тип 37 1–8 серий (выпускались с июня по октябрь 1942 года) имел изогнутые панели. За козырьком размещалась средняя часть фонаря, сдвигавшаяся назад, а за ней неподвижная тыльная часть. Форма остекления последней менялась в зависимости от модификации самолета и завода-изготовителя. Каркас фонаря был выполнен из стальных труб и профилей. Начиная с Ла-5 М-82А последних серий, стали устанавливать переднее бронированное стекло толщиной 55 мм. За бронестеклом устанавливался коллиматорный прицел ПБП-1А (1Б), обеспечивающий стрельбу из пушек по воздушным и наземным целям и бомбометание с горизонтального полета. Там же располагался механизм перезарядки пушек. У Ла-5 Тип 37 тыльная часть фонаря кабины состояла из двух неподвижных плексигласовых панелей. Левая панель тыльной части фонаря у Ла-5 Тип 39, располагавшаяся между 5 и 8 шпангоутом, крепилась на рояльных петлях и могла откидываться, обеспечивая доступ к радиооборудованию. Сзади пилот был защищен бронеспинкой толщиной 8,5 мм (а позднее 10 мм). Начиная с Ла-5 Тип 39, стали устанавливать заднее бронестекло толщиной 66 (или 75) мм, крепившееся к 5 шпангоуту фюзеляжа и каркасу тыльной части кабины. Кресло пилота было выполнено из дюраля толщиной 1 мм и регулировалось по высоте. В чашку сидения укладывался парашют ПЛ-3М. Сдвижная часть фонаря перемещалась по направляющим с помощью роликов. На Ла-5 Тип 39 и Тип 41 устанавливалась система аварийного сброса фонаря.



3.4. Описание размещения оперения.

Хвостовое оперение включало в себя киль (технологически входил в состав фюзеляжа), стабилизатор, рули направления и высоты. Стабилизатор крепился к 12 и 14 шпангоутам фюзеляжа. Каждая его консоль состояла из двух лонжеронов, восьми нервюр, двух верхних и двух нижних стрингеров и носка, выполненных из дерева. Обшивка толщиной 2 мм выполнена из дельта-древесины. Руль высоты состоял из двух половин, каждая из которых крепилась к стабилизатору на двух шарнирах. Каркас рулей высоты — один лонжерон, девять нервюр, передняя и задняя кромки — были сделаны из дюраля. В передней кромке рулей, между нервюрами 2 и 5, располагались 2-кг грузы, обеспечивающие весовую компенсацию. На левой половине руля высоты, между 2 и 5 нервюрами, был установлен регулирующийся в полете триммер, имевший деревянный каркас и дюралевую обшивку. По своей конструкции руль направления был подобен рулю высоты — один (трубчатый) лонжерон, десять нервюр и задняя кромка из дюраля. К килю руль направления крепился тремя шарнирами. Цельнометаллический триммер, на котором устанавливался также задний навигационный огонь, размещался между 3 и 6 нервюрами. Рули имели обшивку из ткани ACT-100

Оперение свободнонесущее, киль выклеен из сосны и шпона зацело с фюзеляжем. Деревянный стабилизатор с фанерной обшивкой крепился к фюзеляжу на болтах. Рули с весовой и аэродинамической компенсацией имели металлический каркас и полотняную обшивку. Левый руль высоты снабжен управляемым триммером. 

Вертикальное хвостовое оперение.

Функции вертикального оперения – стабилизация самолета. Не считая двух перечисленных выше осей, еще существует третья – крен (вращение около продольной оси самолета), так вот, при отсутствии вертикального стабилизатора, крен приводит к раскачиванию самолета довольно вертикальной оси, притом раскачивание весьма важное и полностью неконтролируемое. Вторая функция – управление по оси рысканья.

К задней кромке вертикального стабилизатора прикреплен отклоняемый профиль, что управляется из кабины пилотов. Это две главные функции вертикального хвостового оперения, полностью не имеет значение количество, форма и позиция вертикальных стабилизаторов – эти две функции они делают неизменно.

Сейчас о горизонтальном хвостовом оперении. Оно кроме этого имеет две главные функции, первую возможно охарактеризовать как балансировочную.

Ну и вторая их функция – управление по оси тангажа. Тут все полностью кроме этого как и с вертикальным оперением. В наличии отклоняемая задняя кромка профиля, которая управляется из кокпита и увеличивает или сокращает силу, которую формирует горизонтальный стабилизатор благодаря собственному аэродинамическому профилю.






3.5. Анализ технических решений при выборе схемы шасси.

Шасси самолета — трехстоечное, с убирающимся хвостовым колесом. При уборке основные опоры шасси убираются в крыло, поворачиваясь к оси фюзеляжа, хвостовое колесо — в фюзеляж по полету. Колея шасси — 2806 мм. Ход амортизаторов основных опор шасси у Ла-5 Тип 37 и 39 составлял 180 мм, что оказалось недостаточным — посадка была жесткой. Масляные амортизаторы не могли полностью погасить вертикальную перегрузку при посадке, что приводило зачастую к повреждениям силового набора крыла, топливных баков и отказу приборов и оборудования. На Ла-5ФН, начиная с 34-й серии, стали устанавливать гидропневматические амортизаторы с ходом 220 мм, одновременно уменьшив давление масла с 40 до 32 атмосфер. Эти меры позволили улучшить посадочные качества машины и снизить массу каждой опоры шасси на 4 кг. Колеса основных стоек шасси имели пневматики размером 650x200 мм с пневматическими тормозными барабанами, располагавшимися с обеих сторон диска колеса. Хвостовое колесо с пневматиком 300x125 мм крепилось в вилке с гидропневматическим амортизатором. Начиная с 34-й серии, давление в амортизаторе уменьшили с 20 до 16 атмосфер для обеспечения мягкой посадки. Также был улучшен механизм уборки колеса — повысили его надежность, заменив обратный клапан, удерживающий колесо в выпущенном положении, на гидравлический замок. Стойки шасси фиксировались в выпущенном и убранном положении с помощью механических и/или гидравлических замков.Изменилась форма и расположение выштамповок на щитках основных опор шасси, вместо округлых на Ла-5 появились более вытянутые выштамповки.

Шасси трехстоечное, классической схемы, с хвостовым колесом. Все стойки шасси убирающиеся. Основные стойки убирались с помощью гидроприводов в ниши центроплана по направлению к оси самолета, а хвостовая стойка - поворотом назад в фюзеляж. В убранном состоянии основные стойки полностью, а колеса до половины закрывались алюминиевыми створками

оснащены триммерами, а на Ла-5Ф и ФН их заменили триммерными пластинами, отгибающимися в нужное положение на земле.

Щитки, размещавшиеся между 1 нервюрой центроплана и 7 нервюрой консоли крыла, состояли из двух секций (одна на центроплане, вторая — на консоли). Они имели цельнометаллическую конструкцию, состоявшую из одного лонжерона и нескольких нервюр. Щитки крепились к нижней поверхности крыла на рояльных петлях и приводились в действие при помощи системы трубчатых тяг и рычагов.











Указатель положения стоек шасси — «солдатик».

Максимальный угол отклонения составлял 60 градусов, причем разница в углах установки левой и правой пары щитков не должна была превышать 30.




Ла-5ФН с бортовым номером «12» из 1-го чехословацкого ИАП сфотографирован на аэродроме Три Дуба. На момент эвакуации аэродрома этот самолет находился в непригодном к полетам состоянии, его пришлось уничтожить, чтобы не оставлять немцам. На рулежке и взлете летчики оставляли фонарь кабины открытым, чтобы можно было быстро покинуть самолет при возникновении аварийной ситуации.

3.6. Описание типа и расположения двигателя.

располагавшимися с обеих сторон диска колеса. Хвостовое колесо с пневматиком 300x125 мм крепилось в вилке с гидропневматическим амортизатором. Начиная с 34-й серии, давление в амортизаторе уменьшили с 20 до 16 атмосфер для обеспечения мягкой посадки. Также был улучшен механизм уборки колеса — повысили его надежность, заменив обратный клапан, удерживающий колесо в выпущенном положении, на гидравлический замок. Стойки шасси фиксировались в выпущенном и убранном положении с помощью механических и/или гидравлических замков.

Силовая установка Ла-5 состояла из 14-цилиндрового двухрядного звездообразного мотора воздушного охлаждения М-82/М-82А, снабженного двухскоростным нагнетателем. Взлетная мощность составляла 1670/1700 л.с. при 2500 об/мин, а номинальная — 1150/1540 л.с. на высоте 2050 м и 990/1330 л.с. на высоте 5400 м. Диаметр цилиндра — 155,5 мм, ход — 155 мм, полный объем — 41,2 л, компрессия — 7. Вес двигателя составлял 850 кг, максимальный диаметр — 1260 мм, общая длина — 1980 мм. В качестве топлива использовался бензин 4Б-78 с минимальным октановым числом 95, который смешивался с воздухом в карбюраторе АК-82БП. Каждый из цилиндров имел по одному индивидуальному выхлопному патрубку, ведущему в общий выхлопной коллектор, в свою очередь имевший по одному выхлопному патрубку с каждого борта фюзеляжа. Все элементы выхлопной системы были выполнены из жаропрочной стали. Запуск мотора осуществлялся с помощью пневмостартера РВ-02. Через редуктор с передаточным отношением 11:16 мотор приводил во вращение трехлопастный винт изменяемого шага ВИШ-105В. Угол установки лопастей мог меняться от 22 до 51 градуса. Диаметр винта 3,10 м, вес — 141 кг. Моторама была сварена из труб, изготовленных из хромо-никелевой стали, и крепилась в двух точках к центроплану крыла и в двух точках — к ферме крепления пушек. Капот был выполнен из листов дюраля толщиной 1,2 мм. С каждого борта имелось по две панели, верхняя откидывалась вверх, а нижняя — вниз. Панели имели резиновые прокладки для улучшения герметичности и крепились замками типа Дзус, после чего стягивались по краям стальными лентами. В районе выхлопных патрубков фюзеляж был дополнительно защищен панелями из оцинкованной стали. Маслобак устанавливался на ферме крепления пушек, позади которой размещалась противопожарная перегородка из 0,8 мм дюраля, подкрепленная стрингерами. Мотор М-82Ф по конструкции не очень отличался от М-82А, но неограниченно долго мог работать на боевом режиме, вместо 5 минут у его предшественника.



Значительные изменения были внесены в конструкцию силовой установки Ла-5ФН, что было связано с использованием мотора М-82ФН (АШ-82ФН). Этот двигатель был оснащен системой непосредственного впрыска топлива НБ-3У, заменившей карбюратор АК-82БП. Чтобы освободить место для инжектора, узлы крепления мотора пришлось сдвинуть на 50 мм. Топливные трубопроводы, состоящие из медных, дюралевых и стальных трубок, заменили бронированными шлангами. Это значительно упростило работу техникам, ранее тратившим долгие часы на устранение утечек… Было увеличено поперечное сечение воздуховодов, чтобы обеспечить больший массовый расход воздуха. Кроме того, полностью перепроектировали выхлопную систему. С каждого борта фюзеляжа теперь стало пять выхлопных патрубков, объединенных с цилиндрами следующим образом: 1-й и 2-й цилиндры (цилиндры считались от верхнего в первом ряду по часовой стрелке, глядя по полету) имели общий выхлопной патрубок; 3-й, 4-й и 5-й цилиндры имели индивидуальные патрубки, в то время как 6-й, 7-й и 8-й цилиндры имели общий выхлоп. По левому борту общий патрубок имели 9-й и 10-й цилиндры, а остальные (с 11 по 14) оснащались индивидуальным выхлопом. Такая система позволила получить дополнительные прирост тяги, эквивалентный 80 л.с., по сравнению с выхлопной системой Ла-5 и Ла-5Ф. Соответственно изменилась и форма боковых створок системы охлаждения мотора, лишившихся характерной выштамповки под единственную выхлопную трубу. Механизм управления створками перенесли с левого борта на правый, что позволило значительно сократить усилия, необходимые для регулировки.

Для уменьшения нагрузки на пилота переделали управление нагнетателем так, чтобы давление наддува не превышало 1,3 атм на второй скорости. Упростили конструкцию панелей капота — теперь они открывались вверх, складываясь посредине на рояльных петлях. Изменили конструкцию противопожарной перегородки, которая теперь примыкала к капоту, что позволяло снизить температуру в кабине пилота. В этих же целях снабдили теплоизоляцией маслобак.



Схема маслосистемы Ла-5.



Капоты стандартных ЛА-5ФН



Капоты поздних ЛА-5ФН

3.7.Описание оборудования и системы управления.

Управление силовой установкой включали: РУД, рычаги управления шагом винта и скоростью нагнетателя и рукоятки управления системой охлаждения (лобовыми и боковыми створками и «совком» маслорадиатора). Ла-5 первых серий имели пять топливных баков общей емкостью 548 л. В центроплане размещались центральный бак емкостью 124 л и два боковых по 114 л каждый. В каждой консоли размещалось по одному баку емкостью 98 л. Чтобы облегчить истребитель, баки в консолях позже были сняты, а запас топлива в оставшихся трех баках в центроплане составил 464 л за счет увеличения вместимости центрального бака до 168 л. Баки заполнялись самотеком через заливные горловины, находившиеся на верхней поверхности боковых баков. Центральный бак располагался ниже боковых и топливо поступало в него самотеком через обратные клапаны. Баки были сварены из листов алюминиевого сплава АМЦ (толщиной 1,2 мм у центрального бака и 1 мм у боковых) и имели протектор, предотвращавший утечку топлива при простреле в течение 15 сек. Протектор состоял из пяти слоев: первый (считая от стенки бака) был изготовлен из бензостойкой резины толщиной 1 мм, второй — из не вулканизированного 3 мм натурального каучука, разбухавшего при попадании на него бензина, третий и четвертые слои состояли из прорезиненной ткани толщиной 1,5 мм, а внешняя оболочка — опять из бензостойкой резины толщиной 1 мм.

Чтобы предотвратить возможный взрыв паров бензина при простреле бака, подавались охлажденные выхлопные газы двигателя. Газы отбирались от выхлопного патрубка 9 и 10 цилиндров и поступали в фильтр, где они охлаждались и из них удалялись водяные пары, после чего шли в бак.

Топливная система имела в своем составе фильтры — один в виде бумажного патрона и сетчатый тонкой очистки, размещенные в центроплане, в колодце шасси. Кроме того, в состав системы входил ручной насос, предназначенный для предварительного заполнения основного топливного насоса БНК-10ФН.

Маслосистема замкнутая, циркуляционного типа, состояла из маслобака, насосов, фильтров и маслорадиатора. В ней использовались минеральные масла марок МК, МС (летом) и МЗС (зимой). Из 60-л бака (заправляющегося только до 40 л) масло через фильтр подкачивалось насосом МШ-1 в мотор, после которого поступало в маслорадиатор ОП-293 под фюзеляжем, откуда снова поступало в бак.

Вооружение истребителя состояло из двух 20-мм синхронизированных пушек ШВАК СП-2, установленных на ферме над мотором и стрелявших через диск, ометаемый винтом. Синхронизаторы гидромеханического типа. Перезарядка пушки осуществлялась с помощью пневматики или механики. Вес одной пушки — 42 кг, начальная скорость снаряда — 815 м/с, скорострельность — 800 выстрелов в минуту. Боезапас (200 выстрелов на ствол) состоял из бронебойных снарядов массой 185 г (бронепробиваемость — 20 мм) или осколочно-фугасных снарядов массой 180 г, заряженных в ленту. Под крылом самолет мог нести две 100-кг бомбы. Чаще всего использовались фугасные бомбы ФАБ-50, ФАБ-100, очень эффективные при атаке наземных целей, или зажигательные бомбы ЗАБ такого же калибра.

Навигационно-пилотажное оборудование включало в себя указатель скорости УС-800, компас KЛ-11, альтиметр В-12, соединенный с трубкой Пито, указатель вертикальной скорости ВА-30, индикатор крена и скольжения УП-30, соединенный с трубкой Вентури, и радиополукомпас. Приборы контроля силовой установки включали: указатель давления М-160, тахометр ТЕ-22, указатель температуры головок цилиндров ТСТ-9, указатель уровня топлива БЕ-40, часы АВР и трехстрелочный индикатор, показывающий давление топлива и масла, а также температуру последнего. Все приборы размещались на приборной панели из дюраля толщиной 1,5 мм. При ночных полетах они подсвечивались ультрафиолетовыми лампами.

Кислородная аппаратура КПА-3бис обеспечивала снабжение летчика кислородом для дыхания на высотах от 4500 до 10 000 м на протяжении 1,5 ч. Она размещалась по правому борту кабины. Кислородный баллон объемом 4 л и давлением 150 атм был установлен в хвостовой части фюзеляжа, между 9 и 10 шпангоутами.

Пневмосистема включала баллон со сжатым воздухом емкостью 8 л и давлением 140–150 атм, установленный по левому борту фюзеляжа между 6 и 7 шпангоутами, редуктор, понижавший давление до рабочего (35 атм), трубопроводов и пневматических устройств, отвечающих за перезарядку пушек, запуск двигателя, управление тормозами и аварийный выпуск шасси.

Электросистема постоянного тока, двухпроводная, напряжением 12/27 В, питалась от генератора ГС-10-350 мощностью 350 Вт, установленного на двигателе и аккумулятора 12А-5, размещавшегося в хвостовой части фюзеляжа между 9 и 10 шпангоутами. Электросистема обеспечивала питание освещения кабины, навигационных огней, посадочной фары в левой консоли крыла (только на самолетах ПВО), магнето мотора, радиооборудования и т. п.

Радиооборудование включало передатчик РСИ-3М, приемник РСИ-4Д и преобразователи напряжения РУН-30 и РУ-11А для передатчика и приемника соответственно, установленных за бронеспинкой, между 5 и 6 шпангоутами. Мачта антенны высотой 700 мм была выполнена из фанеры и крепилась к стальному кронштейну позади фонаря кабины пилота. Все металлические части самолета были соединены медными проводами во избежание образования разности электрических потенциалов.

Кроме того, в состав оборудования входила сигнальная ракетница Шпагина, установленная в кронштейне по правому борту кабины на полу, стрелявшая через трубку в нижней части фюзеляжа. Рядом располагался магазин с пятью ракетами. Между 9 и 10 шпангоутами, по правому борту, была установлена аптечка.

4.Описание конструкции и силовой схемы самолета .

Фюзеляж состоял из металлической передней фермы и деревянного монокока, выполненного за одно целое с килем. Его каркас состоял из четырех лонжеронов и 15 шпангоутов. Фюзеляж наглухо соединен с центропланом крыла четырьмя стальными узлами. Кабина пилота закрыта фонарем, состоявшим из козырька и сдвижной части, стопорящейся в открытом и закрытом положениях. На шпангоуте за кабиной летчика установлена бронеплита толщиной 8,5





Ла-5 — деревянный низкоплан. Основным конструкционным материалом была сосна. Для изготовления полок коробчатых лонжеронов крыла и некоторых шпангоутов использовали дельта-древесину. Деревянные детали планера склеивали смоляным ВИАМ-Б-3 или карбамидным клеем КМ-1.

<sup>Консоль крыла



Фюзеляж



Конструкция центроплана</sup> 

Список используемой литературы: