Wundefwaffe

Техническое описание самолета Нортроп Р-61

 

Самолеты Р-61 А и Р-61 В представляют собой двухмоторные 2-3-местные ночные истребители с фюзеляжем-гондолой и мото­гондолами, переходящими в хвостовые балки с вертикальным оперением на концах. Шасси - убираемое с носовой опорой. Са­молет оснащен бортовой РЛС.

Центральный фюзеляж-гондола полумонококовой конструк­ции состоит из трех частей. К первому усиленному шпангоуту кре­пится антенна РЛС и блоки радиоэлектронного оборудования. Ан­тенна закрыта закругленным радиопрозрачным обтекателем. В носовой секции фюзеляжа находятся ниша носовой опоры шасси и двухместная кабина летчика и воздушного стрелка. Доступ в кабину осуществляется через откидную лестницу в нише носовой опоры шасси. Фонарь кабины имеет откидную секцию, которая может быть сброшена аварийно. За креслом летчика установлен бронезаголовник. Сиденье стрелка вра­щается, благодаря чему стрелок может удерживать цель в прицеле по всей верх­ней полусфере. На самолете Р-61 В носо­вая секция удлинена по сравнению с сек­цией самолета Р-61 А на 203 мм. Через центральную секцию фюзеляжа проходят силовые лонжероны крыла. К лонжеро­нам крепится пулеметная турель. Ниже лонжеронов находятся закрытые обтека­телем пушки и боекомплект к ним.

К средней секции крепится хвостовая, которая фактически является кабиной оператора РЛС. Оператор РЛС также уп­равляет турельной пулеметной установ­кой при стрельбе в заднюю полусферу. Сиденье оператора вращается. На пере­дней стенке задней секции установлена аппаратура РЛС. Электронно-лучевой индикатор, отображающий азимуталь­ные данные о цели снабжен резиновым тубусом. Ниже него находится электрон­но-лучевой индикатор, отображающий расстояние до цели. Рядом установлен компас. При работе с РЛС оператор рас­полагается лицом по полету, при оборо­не от атак самолетов противника из зад­ней полусферы - лицом назад. Доступ в кабину оператора - через откидной трап-люк. Для аварийного покидания кабины по правому борту в остеклении имеется откидная панель, она может быть сбро­шена аварийно. Обе кабины снабжены системами вентиляции и подогрева, но не герметизированы.

Двухлонжеронное крыло имеет небольшую V-образность. В центральной секции V-образность больше, чем у внешних сек­ций. К центральной секции крыла крепятся внешние секции и переходящие в хвостовые балки мотогондолы. В передней кром­ки центральной части крыла имеются воздухозаборники систе­мы обогрева кабины. Заднюю часть крыла занимают однощелевые закрылки с гидравлическим приводом, максимальный угол отклонения закрылков 60 град. Пространство между лонжеро­нами занято главным и вспомогательными топливными баками. В передних кромках внешних секций крыла с закругленными законцовками имеются воздухозаборники нагнетателей и теплообменников. Передняя кромка внешней секции от воздухозабор­ника до законцовки закрыта резиновым противообледенительным покрытием фирмы Гудрич. Заднюю кромку внешней сек­ции, так же как и центральной занимают двухсекционные однощелевые закрылки, на прототипах использовались закрылки типа Зап (Zap). Привод закрылков - гидравлический.

Обшивка элеронов - полотняная. Элероны - очень неболь­шого размаха. Элероны отклоняются синхронно с интерцепторами, расположенными на верхней поверхности плоскости кры­ла. Управление элеронами - механическое, через систему тяг и качалок.

Средняя часть мотогондолы - полумонококовой конструк­ции, силовой набор - стальные трубы, соединенные сваркой и заклепками. В задней части мотогондол находятся ниши основ­ных опор шасси. Ниши основных опор шасси самолета Р-61 зак­рывались одной длинной створкой с выштамповкой под коле­со, привод створки - гидравлический. Ниша основной опоры шасси самолета Р-61 В имеет четыре секции, две задних закрыва­ются снова после выпуска опоры, предотвращая попадание гря­зи в нишу на взлете, посадке и рулежке.

Хвостовые балки крепятся к средним частям мотогондол. Первый шпангоут хвостовой балки выполнен усиленным. Внутри балок проходят тяги управления ру­лями, электрокабели и воздуховоды противообледенительной системы.

Силовой набор килей представляет собой лонжероны, стрингеры и нервюры. Нижние части килей усилены и выполня­ют роль хвостовой пяты-опоры. На зад­нем лонжероне киля расположены петли навески руля направления. Каркас руля -металлический, обшивка - матерчатая. Рули статически и динамически сбалан­сированы, снабжены управляемыми в по­лете триммерами.

Двухлонжеронный стабилизатор име­ет прямоугольную в плане форму, каркас руля высоты - металлический, обшивка -матерчатая. На руле высоты установлен управляемый в полете триммер и две регулировочные пластины (отклоняются на земле). Передняя кромка стабилизатора закрыта резиновым противообледенительным покрытием.

Уборка/выпуск шасси производятся гидроприводами как на Р-61 А, так и на Р-61В.

Колеса основных опор шасси снабже­ны гидравлическими тормозами и меха­ническими стояночными тормозами.

На свободноориентирующейся носо­вой опоре шасси установлена посадоч­ная фара и щиток, снижающий вероят­ность попадания пыли и грязи при рулежке, разбеге и пробеге в стволы располо­женных в нижней части фюзеляжа пушек.

На самолете установлены два двух­рядных звездообразных поршневых дви­гателя Пратт энд Уитни R-2800-10 (Р-61 А) или R-2800-65 (Р-61 В), двигатели снабжены двухступенчатыми двухскоростными механическими нагнетателями. Воздушные винты - четырехлопастные фирмы Кертис Электрик, диаметр воз­душного винта 3,72 м. Двигатели R-2800-65 позднего выпуска оснащались систе­мой кратковременного впрыска воды в цилиндры для увеличения мощности на взлете. Двигатель R-2800-65 развивает на уровне моря мощность 1850 л.с., на вы­соте 700 м - 2000 л.с., на максимальном боевом режиме - 2250 л.с.

Суммарная емкость крыльевых топлив­ных баков составляет 2426 л. Емкость двух внешних крыльевых баков - по 777 л, двух внутренних - по 436 л. Предусмотрена воз­можность подвески внешних сбрасывае­мых топливных баков, что позволяет зна­чительно увеличить дальность и продолжи­тельность полета. Маслобаки и баки для воды находятся в мотогондолах. Исполь­зуется бензин с октановым числом 100/130 и авиационное масло AN-0-8.

В состав гидросистемы самолетов Р-61А и Р-61В входят насосы с приводом от двигателей и гидроаккумулятор. В ава­рийном режиме гидросистема может ра­ботать от насоса с ручным приводом. От гидросистемы работают автопилоты, приводы уборки/выпуска опор шасси, закрылков, фильтры карбюраторов, створки маслорадиаторов, приводы теп­лообменников системы обогрева карбю­раторов и охлаждения двигателей.

Электросистема запитана напряжени­ем 24 В стандарта DC от генераторов с при­водом от двигателей, в аварийном режиме питание подается от аккумулятора.

Вооружение состоит из четырех пу­шек калибра 20 мм с боекомплектом по 200 снарядов на ствол. Доступ к снаряд­ным ящикам внешних пушек - через съем­ные панели обшивки фюзеляжа, к снаряд­ным ящикам внутренних пушек - только из кабины воздушного стрелка. Снаряже­ние боекомплекта возможно только на земле. Пушки снабжены электроспуском, гашетка установлена на штурвале. Для стрельбы из пушек летчик использует прицел L-1 (Р-61) или LY-3N (Р-61В). В кабине летчика на подвижной раме уста­новлен прибор ночного видения (ночной телескоп с 5,8-кратным усилением изоб­ражения). При необходимости летчик может установить прибор так, что он бу­дет в поле зрения на фоне козырька фо­наря кабины. Приборами ночного виде­ния комплектовались многие самолеты Р-61А позднего выпуска.

Самолеты Р-61 до серии В-15 вклю­чая комплектовались турельными уста­новками Дженерал Электрик А-4, начи­ная с серии В-20 - турелями Дженерал Электрик А-7. Обе турели вооружены четырьмя пулеметами калибра 12,7 мм с боекомплектом по 500 патронов на ствол. Вращение пулеметов - 360 град по азиму­ту и 90 град по углу места. Предусмотре­на возможность фиксации турели в по­ложении, когда стволы пулеметов парал­лельны продольной оси самолета. У воз­душного стрелка установлен прицел N-6.

 

Технические данные прототипов
Вариант	ХР-61	YP-61		XP-61D   ХР-61Е		ХР-15
Размах крыла, м	20,12	20,12		20,12        20,12		20,12
Длина, м	14,90	14,90		14,90        15,54		15,54
Площадь крыла, м2	61,68	61,68		61,68        61,68		16,68
Масса взлетная, кг	13 108	13088		18027       20090		14528
Скорость максимальная, км/ч	595	595		570            605		570
Скорость сваливания, км/ч	113	113		113           113		113
Технические характеристики серийных самолетов
Вариант	Р-61А-1/5		Р-61А-10		Р-61В    Р-61С		F-15A
Размах крыла, м	20,12		20,12		20,12    20,12		20,12
Длина, м	14,90		14,90		15,11     15,11		15,37
Высота, м	4,32		4,32		4,32       4,32		4,32
Площадь крыла, м2	61,68		61,68		61,68    61,68		61,68
Масса пустого, кг	9520		10079		12258		9603
Масса взлетная, кг	12537		12394		17252    18296		14007
Скорость максимальная, км/ч	594		583		570        570		708
Потолок, м	10250		10300		10100    12400		12500
Дальность полета, км	1 850		1 940		1625		6440