Для сокращения пробега на самолете использовалась трехкупольная парашютная тормозная система. Парашюты выпускались в момент касания колесами земли.
Силовая установка включала четыре двигателя АМ-3А
20. Краткое техническое описание самолета М-50А
Самолет представлял собой цельнометаллический высокоплан классической схемы.
Фюзеляж – полумонокок цилиндрической формы диаметром 2,95 м. Технологически он делился на передний отсек с носовым обтекателем; гермокабину экипажа; передний топливный отсек; среднюю часть с отсеками для шасси, топливных контейнеров, спецгрузов (бомб) и центропланом крыла; хвостовую часть с топливными отсеками и парашютным контейнером и узлами крепления оперения.
На самолете практически отсутствовали выступающие части (надстройки), за исключением фонаря кабины пилотов. Проводка системы управления, агрегаты, коммуникации располагались по верху и по низу фюзеляжа и закрывались легкосъемными гаргротами.
Крыло свободнонесущее, треугольной формы в плане, с изломом по передней кромке. Несущая поверхность технологически делилась на корневую К-1 и отъемную К-2 части. Большой угол стреловидности корневой части крыла (57 градусов) позволил увеличить строительную высоту бортовой нервюры и обеспечить требуемый запас прочности. В концевой части крыла угол стреловидности – 54 градуса. Крыло набиралось из симметричных профилей относительной толщиной 3,5 процента у корня и 4 процента в концевых частях. Угол установки крыла 2 градуса, а поперечного «V» – 3 градуса.
Технологически крыло делилось на кессон, переднюю часть кессона с носками, хвостовую часть кессона, консоли с носками и хвостовыми частями, пилоны двигателей и обтекатели крыльевых стоек. Кессон и его передняя часть служили топливными баками. Основной силовой элемент крыла – кессон состоял из трех лонжеронов, прессованных панелей и нервюр. Крыло изготовлено в основном из алюминиевого сплава В-95, при этом отдельные узлы выполнялись из стали 30ХГСНА. Механизация крыла включала щелевые закрылки типа ЦАГИ. Элероны имели аэродинамическую компенсацию.
Оперение самолета состояло из цельноповоротного киля кессонной конструкции с углом стреловидности 54 градуса по передней кромке и цельноповоротного стабилизатора с таким же углом стреловидности.
Шасси – велосипедной схемы, имело две главные четырехколесные опоры и две крыльевые двухколесные стойки. Колеса главных опор имели размер 1300х380 мм, а крыльевых – 520х125 мм. Для сокращения разбега на передней опоре шасси имелся механизм вздыбливания. На задней основной опоре шасси предусмотрена установка тормозной лыжи.
В состав оборудования входили комплексная система самолетовождения и бомбометания, включавшая курсовую систему КС-6Б, централи скорости и высоты ЦСВС-25/2500 с вычислительным блоком ВБ-52, центральную гировертикаль, навигационный автомат, пилотажно-навигационный прибор «Путь», бомбардировочный автомат, радиолокационный визир СБР-50 и звездно-солнечный ориентатор, радиовысотомер РВ-25.
Радиотехническое оборудование включало автоматический радиокомпас АРК-54Б и аппаратуру слепой посадки, в состав которой входили курсовой КРП-Ф и глиссадный ГРП-2 радиоприемники, радиовысотомер РВ-У и маркерный радиоприемник МРП-56П.
На самолете предусмотрели радиостанцию дальней скрытой связи «Планета» с передатчиком «Кристалл» и приемником «Руль-м», радиопередатчик «Гелий», а также командную РСИУ-4В «Дуб». Для связи между членами экипажа имелось переговорное устройство СПУ-6.
21. Краткое техническое описание самолета ВМ-Т
Самолет представлял собой цельнометаллический моноплан классической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом, двухкилевым оперением и велосипедным шасси.
Фюзеляж – полумонокок круглого сечения диаметром 3,5 м. Технологически он делился на носовую часть с негерметичным отсеком оборудования, включая РЛС и гермокабину экипажа, рассчитанную на шесть человек, среднюю часть, включавшую центроплан крыла и хвостовую часть с центропланом стабилизатора.
В нижней части гермокабины имеется входной люк и четыре люка для катапультирования.
В средней части фюзеляжа находятся ниши уборки основных опор шасси, 11 мягких топливных баков, кислородное оборудование, огнетушители, контрольно-записывающая аппаратура и другое оборудование.
В хвостовой части фюзеляжа расположены тормозной парашют, проводка управления, противообледенительная система и прочее оборудование.
Крыло – двухлонжеронное, свободнонесущее кессонной конструкции с углом стреловидности по линии фокусов 35 градусов. Крыло технологически делится на центроплан, составляющий единое целое со средней частью фюзеляжа, две корневые части, в которых размещались силовая установка и две отъемные концевые части.
Основой крыла был кессон, образованный передним и задним лонжеронами, нервюрами и силовыми панелями обшивки со стрингерным набором. В хвостовых отсеках корневых частей несущей поверхности за вторым лонжероном расположено по два ТРД, закрепленных на силовых нервюрах. Носки крыла съемные и под ними проходил горячий воздух противообледенительной системы. На отъемных частях крыла устанавливались концевые обтекатели крыльевых опор шасси, исполнявшие роль противофлаттерных грузов. Внутри кессона размещены 32 мягких топливных бака.
Механизация крыла включает посадочные щитки под мотогондолами и выдвижные закрылки типа ЦАГИ.
Элероны – двухсекционные с внутренней весовой компенсацией снабжены сервокомпенсаторами.
Хвостовое оперение – двухкилевое. Стабилизатор трехлонжеронный кессонного типа состоит из центроплана и двух консолей. На консолях навешены рули высоты с осевой аэродинамической компенсацией.
Шайбы вертикального оперения представляют собой двухлонжеронные кессоны. В носке килей и перед рулями направления имеются продольные стенки.
Шасси – велосипедной схемы, состояло из двух главных четырехколесных тележек и двухколесных свободно-ориентирующихся крыльевых опор. Колеса основных опор имеют размер 1500х500 мм, а крыльевых – 660х200 мм. Для маневрирования при движении на земле передняя опора шасси сделана управляемой, а для сокращения разбега имеется механизм вздыбливания, увеличивающий угол атаки при отрыве от ВПП на три градуса. Колеса задней тележки – тормозные. Все стойки шасси убираются вперед, против полета.
Для сокращения пробега на самолете использовалась трехкупольная парашютная тормозная система общей площадью 200 м2. Парашюты выпускались в момент касания колесами земли на скорости 200–220 км/ч.
В состав силовой установки входят четыре двигателя ВД-7МД. Для снижения интерференции газовых струй и фюзеляжа сопла двигателей отклонены на 4,5 градуса вниз и на 4 градуса в стороны от плоскости симметрии самолета. Каждый двигатель имеет индивидуальную систему питания топливом и свою группу баков. Предусмотрена система кольцевания, позволяющая в случае необходимости подключать двигатели к любой группе баков. Заправка топливом централизованная. Кроме этого имеется отдельная балластная группа баков, необходимая для обеспечения требуемой центровки самолета.
