Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайте English
 
РТЭ и РЛЭ Общее описание Оглавление Планер ВМГ Оборудование Вооружение ЛТХ

ВВЕДЕНИЕ

Фиг. 5. Применение Ме-109 в качестве бомбардировщика

Краткое общее техническое описание самолета Ме-109-ЕЗ является первым выпуском из серии технических описаний этого самолета и предназначено, главным образом, для работников групп общих видов. Описание содержит в сжатом виде необходимый справочный материал для проектировщика, за исключением общей компоновки самолета. Подробное описание отдельных агрегатов самолета будет изложено в следующих выпусках технического описания самолета Ме-109 ЕЗ.

В описании использованы отчеты НИИ об испытании самолета, отчеты 8-й лабораторий ЦАГИ; фирменные описания и паспорта самолета, чертежи Бюро новой техники и другие материалы. Списки чертежей, имеющихся по самолету Ме-109 ЕЗ,будут опубликованы в виде приложения к описанию того или другого агрегата самолета.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Самолет Ме-109 ЕЗ (фиг. 1-6) является модификацией цельнометаллического истребителя Ме-109.

На самолете установлен мотор Даймлер-Бенц ДВ-601А с винтом изменяемого в полете шага. Вооружение самолета состоит из четырех пулеметов МГ-17, из которых два установлены в фюзеляже и два - в крыле; последние два пулемета могут быть заменены двумя 20-мм пушками - МГФФ.

Основные данные (фирменные)
Полетный вес 2698 кг
Площадь крыла 16,4 м²
Нагрузка на крыло 158,5 кг/м²
Номинальная мощность мотора на высоте 3700 м при 2400 об/мин 1100 л.с.
Нагрузка на мощность 2,36 кг/л.с.
Мощность, отнесенная к единице площади крыла 67 л.с./м²
Максимальная скорость у земли 500 км/час
Максимальная скорость на высоте 5000 м 570 км/час
Потолок (практический) 11 000 м
Подъем на 5000 м 4,9 мин
Радиус виража на 6000 м 320 м
Посадочная скорость 125 км/час
Разбег (с подъемом на высоту 20 м) 420 м
Пробег (включая посадку с высоту 20 м) 485 м
Продолжительность полета на полном газе на высоте 6000 м 1,1 час.
Продолжительность полета на дросселированном моторе 2,0 час
Максимально-допустимая скорость пикирования ~ 750 км/час

ПЛАНЕР

Фюзеляж
(фиг. 7-11)

Форма фюзеляжа, включая фонарь, хорошо гармонирует с общими очертаниями самолета. Поперечные сечения фюзеляжа (фиг. 10) хорошо увязаны с миделем мотора и дают возможность осуществить хорошее сопряжение с крылом, Перевернутый тип двухрядного мотора водяного охлаждения и низкое расположение крыла определили оваловидный, уширенный к низу, мидель фюзеляжа. Для низкоплана мидель такого типа предопределяет минимум потерь на интерференцию крыло - фюзеляж. Мидель фюзеляжа равен 0,955 м².

С конструктивно-технологической точки зрения, фюзеляж можно разделить на три отсека: первый отсек - от противопожарной переборки шпангоута (I) до шпангоута (5) (фиг. 7.9); второй отсек - от шпангоута (5) до шпангоута (12) и третий отсек - от шпангоута (12) до конца фюзеляжа. Первый и второй отсеки резкой конструктивной границы между собой не имеют; третий же отсек представляет собой самостоятельный агрегат (фиг. 8). Стык между вторым и третьим отсеками фюзеляжа осуществлен с помощью болтов.

Первый отсек фюзеляжа косым сплошным листовым шпангоутом (3), полом и центральной частью лонжерона крыла, являющейся одновременно низом второго шпангоута, делится на две самостоятельных части. В первой, передней, части отсека находится пулеметная установка с патронными ящиками, приборная доска, маслобак, фонарь и пилотская кабина. К шпангоуту (1), снизу, приболчены узлы крепления шасси, подкосов моторамы и переднего узла крыла. Сверху на том же шпангоуте, установлены узлы крепления верхних балок моторамы и пулеметный постамент. Пулеметная установка и оборотная сторона приборной доски закрыты съемным капотом,представляющим собой продолжение капота винтомоторной группы. Снимая капот можно получить доступ не только к оружию, но и к задней части приборной доски, что облегчает монтаж и снятие приборов. Во второй половине правого отсека, позади шпангоута (3), расположен бензобак и багажник летчика, люк которого открывается из кабины. Люк бензобака открывается снизу фюзеляжа.

Во втором отсеке фюзеляжа размещены кислородные баллоны, радиоаппаратура и аккумулятор. Около шпангоута (II) сквозь фюзеляж, проходит трубав пропуская сквозь эту трубу подъемную штангу, можно поднимать хвост самолета. При перевозке самолета штанга используется для крепления Фюзеляжа на железнодорожной платформе. К шпангоуту (12) отсека (фиг. 8), крепится костыль, передний узел киля, подъемник и подкосы стабилизатора. К заднему, третьему, отсеку крепится второй узел киля и второй узел стабилизатора.

Во втором отсеке фюзеляжа размещены кислородные баллоны, радиоаппаратура и аккумулятор. Около шпангоута (II) сквозь фюзеляж, проходит трубав пропуская сквозь эту трубу подъемную штангу, можно поднимать хвост самолета. При перевозке самолета штанга используется для крепления фюзеляжа на железнодорожной платформе. К шпангоуту (12) отсека (фиг. 8), крепится костыль, передний узел киля, подъемник и подкосы стабилизатора. К заднему, третьему, отсеку крепится второй узел киля и второй узел стабилизатора.

Поперечный набор фюзеляжа состоит из тринадцати шпангоутов, семь из которых образованы отбортовкой листов обшивки. Продольный набор состоит из шести коротких лонжеронов, выполненных из прессованных дюралевых уголков, и двенадцати стрингеров из тянутых профилей. Четыре верхних лонжерона имеют полки 4 мм толщины, а два нижних лонжерона - полки 6 мм толщины. Обшивка и ее раскрой даны на фиг. 11.

На фиг. 12 показан верхний узел крепления моторамы к фюзеляжу а на фиг. 13 дана установка узла шасси на фюзеляж. Эtot узел является одним из самых ответственных на самолете, так как он выполняет одновременно несколько функций: к нему крепятся: I) стойка шасси и замок шасси в выпущенном состоянии, 2) нижний подкос моторамы и 3) передний узел крыла. Как узел крепления верхних балок моторами, так и узел шасси - стальное литье.

Схема подкрепления узлов шасси сбоку, а также схема передачи усилий на центральный отсек лонжерона крыла даны на фиг. 14, где показан разрез фюзеляжа (по А-А, фиг.9, каркас фюзеляжа, правый борт).

Средняя часть лонжерона крыла, связанная со вторым шпангоутом, состоит из двух стальник полок (6) и (II) (фиг.15), связанных между собой вертикальной стенкой (13) и для жесткости-диафрагмами (12) и (14). Полки (6) и (II) заканчиваются узлами стыка с крылом. В верхний узел вставлено яблоко шарнира Гука для обеспечения простоты стыковки с узлом крыла.

Фонарь (фиг.16 и 17) состоит из трех частей: несъмной передней - лобовой, средней - откидной, служащей для входа в кабину, и задней - для улучшения обзора назад. В передней части фонаря установлен регулирующийся клапан вентиляции кабины. Здесь же укреплены две ручки, ухватившись за которые, летчик может подтянуться и встать в кабине.

При нормальной экссплоатации задняя часть фонаря жестко связана с фюзеляжем, а средняя часть может быть откинута на правый борт и удержана в этом положении троссом. В случае аварии летчик с помощью ручки (2) (фиг. 16), может сбросить среднюю и заднюю части фонаря.

Аварийный механизм фонаря состоит из ручки (1) (фиг. 17), тяг (4) и (14), двух узлов (II) и (III), двух пружин (19), заключенных в трубы (8), и крючка (II) с карманом (10). Установка труб (8) видна также и на фигуре (16), где они обозначены позицией (1).

При сбрасывании фонаря ручка (1), через тягу (4),с помощью ползуна (57), перемещает тягу (14). Смещенная тяга (14) в свою очередь ставит тяги (58) и (62) в такое положение, что болты (59) фонаряв под действием пружины (61) (разрез Ц-Ц), выходят из соприкосновения с тягами (50) и (62). Вследствие этого пружины (19), сжатые между упорами (7) на фюзеляже и упорами (9) на фонаред выбрасывают в воздух заднюю, а вместе с тем и связанную с ней троссом среднюю часть фонаря. По английским сведениям, на некоторых самодетах голова летчика сзади защищена 8-мм броней, закрепленной на задней части фонаря.

Технологические особенности фюзеляжа

На основе изучения имеющихся материалов можно сделать ряд выводов об особенностях технологии фюзеляжа самолета.

1. Второй отсек фюзеляжа как видно из фиг. 9 и 11, выполнен, исходя из упрощенных методов производства. Отсек состоит из двух симметричных половин «скорлуп». Стык обоих половин осуществлен при помощи продольных гнутых профилей 1,5 мм толщины. Эти профили одновременно служат и стрингерами. Каждая половина скорлупы образована семью панелями, причем панели (5-6),(7-8), (9-10), (11-12) штампованы (каждая из одного целого листа) таким образом, что их поперечные борта образуют полушпангоуты. Каждая скорлупа склепывается и собирается отдельно и совершенно самостоятельно. Соединение обоих скорлуп производится с помощью стыковочных стрингеров, связывающих обе скорлупы в одно целое, и стыковых накладок, связывающих половины шпангоутов (фиг. 8, узел А). Для установки продольного набора в соответствующих местах в шпангоутах сделаны прорези с отбортовкой (фиг. 8, узел В).

2. На противопожарную перегородку и борта фюзеляжа между шпангоутами (1) и (4) выведены разъемы трубопроводов и стыковые узлы управления самолетом. Это дает возможность, во-первых, осуществить самостоятельную сборку крыла, фюзеляжа и винтомоторной группы, а во-вторых, производить монтаж и разборку самолета в кратчайшее время.

3. На фюзеляже установлено очень большое количество лючков и люков, облегчающих эксплоатацию и монтаж, например:

Лючок горловины заливки бензина с нарисованным желтым треугольником с цифрой 87 показывает, что лючок прикрывает горловину заливки бензина и что заливаемый, бензин должен иметь октановое число 87.

Лючок горловины заливки масла с надписью "Rotring". указывает, что этот лючок прикрывает заливную масляную горловину и что масло должно заливаться только указанной марки.

Люк для бензобака,через который бак вставляется в фюзеляж снизу, закрывается большой крышкой люка на анкерных гайках. Борта люка усилены 4-мм гнутыми профилями. Люк на левом борту фюзеляжа служит для доступа к радиоустановке и аккумулятору. Люк в кабине фюзеляжа, за изголовьем сиденья летчика, служит для доступа к багажнику. Легкосъемный капот вооружения служит для доступа к вооружению и к обратной стороне приборной доски.

4. Оси симметрии фюзеляжа и самолета зафиксированы на фюзеляже сверху и на бортах путем установки заклепок с полукруглой головкой. Головки заклепок окрашены в красный цвет. Положение осей на заклепках отмечено риской.

Крыло

Крыло самолета Ме-109 свободнонесущее, трапецевидной формы со слабозакругленными концами.

Угол установки крыла по отношению к строительной плоскости самолета 1° 42'. Угол поперечного V, отнесенный к нижнему поясу лонжерона составляет 7°10'. Крыло закрутки не имеет.

Конструктивно крыло состоят из двух отъемных консолей, стыкующихся с фюзеляжем в трех точках. Каждая консоль имеет щелевые элероны, щелевые закрылки и автоматические предкрняки, работающие на скоростях ниже 180 км/час. На каждой консоли установлен радиатор и пулемет МГ-17 или пушка МГ-ФФ с боеприпасами.

Крыло цельнометаллическое однолонжеронное. Лонжерон и обшивка воспринимают изгибающие усилия. Скручивающие усилия воспринимаются обшивкой (работающим носком и кессонной частью крыла). Крепление крыла к фюзеляжу осуществлено в трех точках. Лонжерон крыла (фиг. 21) балочного типа с массивными дюралевыми полками таврового сечения и дюралевой стенкой, которая подкреплена усиливающими элементами. Нервюры крыла частично балочного, частично ферменного типа (фиг. 20).

Для уборки стойки шасси в полете в нижней поверхности крыла сделан вырез по форме стойки с колесом. Вырез под стойку изнутри зашит 1,5 мм дюралем, образуя таким образом жесткий лоток. Вырез колеса отделен от внутренней конструкции крыла брезентовым чехлом с застежками «молния».

Стыковые узлы крыла и их расположение на бортовой нервюре указаны на фигурах 20 - 22. Как видно из этих фигур и фиг. 15, узел нижнего пояса лонжерона центроплана состоит из вилки, а узел нижнего пояса лонжерона консоли состоит из уха с шаровым вкладышем. Узел верхнего пояса лонжерона центроплана представляет собой ухо с шаровым вкладышем, а узел верхней полки лонжерона консоли состоит из вилки. Оси болтов верхнего и нижнего узлов взаимно перпендикулярны. Преимущества указанной конструкции для взаимозаменяемости в массовом производстве совершенно очевидны. Перекос ушей и вилок нивеллируется с помощью шаровых вкладышей.

Передний узел (фиг. 20 и 22, вид по стрелке С) представляет собой фланец с ухом и шаровым вкладышем. Фланец установлен на крыле на четырех болтах на деталь из легкого сплава. Как на этой детали, так и на фланце стыкового узла выбраны шлицы треугольной формы в сечении, что дает возможность производить регулировку установочного размера уха по базе между стыковыми узлами. Система стыковых узлов, выполненная по указанному типу, вполне обеспечивает полную взаимозаменяемость крыльев и фюзеляжей.

Передний узел укреплен на консольной части крыла вблизи лотка шасси. Последний, при передаче, кручения с консоли на фюзеляж, очевидно, играет роль дополнительного лонжерона.

Механизация крыла. В целях повышения Су крыла и обеспечения устойчивой работы крыла на больших углах атаки, на крыле установлены предкрылки и щелевые закрылки.

Предкрылки открываются автоматически на скоростях ниже 180 км/час. Кинематическая схема механизма предкрылков приведена на фиг. 23.

Элерон (фиг. 24). Хорда элерона выдержана по всему размаху в размере 25% от длины хорды крыла соответствующего сечения. Элероны имеют аэродинамическую и стопроцентную весовую компенсацию. Каркас элерона дюралевый, обшивка матерчатая, имеется компенсационная пластинка.

   Хвостовое оперение

Стабилизатор - подкосного типа, разъемный. Характерная его особенность - ого это производственная простота. Каждая половина стабилизатора собирается из двух самостоятельных панелей - верхней и нижней, которые затем склепызаются вместе, как указано на фиг. 25. Носик стабилизатора привертывается шурупами после сборки. Гайки анкерного типа вклепываются в конструкцию стабилизатора при общей сборке. Угол установки стабилизатора + З°; в полете угол атаки можно изменять до-8°.

Киль самолета съемный, профиль несимметричный; обшивка и каркас дюралевые. Конструкция киля, с технологической стороны, разработана так же, как и стабилизатор.

Руль поворота и руль высоты, имеют дюралевый каркас и матерчатую обшивку. Подвеска руля поворота и каждого руля высоты выполнена в трех точках. Аэродинамическая компенсация рулей роговая. Рули, по данным фирмы, имеют стопроцентную весовую компенсацию.

Триммеры на оперении отсутствуют. На руле высоты имеется компенсационная пластинка площадью 0,93 % от площади руля.

Управление
( фиг. 26 )

Управление рулем направления мягкое. Вместо тросов применена проволока, проложенная в текстолитовых направляющих, установленных на шпангоутах.

Управление рулем высоты полужесткое: от ручки управления и до шпангоута (5) передача усилий производится через трубчатые тяги и качалки; далее, до качалки перед рулем высоты передача осуществлена в виде дублированной проволочной проводки в текстолитовых направляющих; от хвостовой качалки к рычагу руля высоты передача идет жесткой тягой. В схему управления рулем высоты включен весовой балансир (фиг. 21, поз. 1)

Управление элеронами и закрылками жесткое. Отклонение элеронов вверх - 26°40', вниз - 13°20'. Отклонение закрылков -42°. При отклонении закрылков вниз также опускаются и элероны на 12°30'. Как видно из фиг. 26, штурвалы управления закрылками и стабилизатором расположены рядом и при одновременном захвате рукой обоих штурвалов можно, опуская закрылки, опускать и стабилизатор.

Механизм совместной работы закрылков и элеронов довольно прост. Поперек фюзеляжа установлена труба (2) (фиг.26), с зубчатым колесом (3), которое получает вращение от штурвала посредством цепи Галля (4). С обеих сторон труба заканчивается муфтами разного вращения. В муфты ввернуты червяки, на концах которых шарнирно закреплены качалки (7), к которым присоединены три тяги. Тяга (8), связанная с качалкой (9), получающей вращение от ручки (10) , крепится сверху. В середине,к качалке (7), крепится тяга (6), идущая к элеронам. Снизу к качалке (7) крепится тяга (5), идущая к закрылкам. При поднятых закрылках отклонение ручки вправо и влево приводит в движение качалку (9), которая посредством тяги (8) отклоняет качалку (7), поворачивая ее вокруг нижнего шарнира, вследствие чего тяга (6) передает движение на отклонение элерона. При вращении штурвала закрылков труба (2), поворачиваясь вокруг своей оси, выдвигает червяки, ввернутые в муфты, и отклоняет качалки (7), поворачивая их вокруг верхнего шарнира, вследствие чего тяги (5) и (6) получают движение в одну и ту же сторону, отклоняя одновременно и закрылки и элероны. Как видно из схемы, при отклоненных закрылках работа элеронами может производиться нормально,только начальный угол положения самих элеронов будет не 0°, а 12°30'.

Управление стабилизатором состоит из шурвала, цепи Галля, заключенной на некотором участке в трубы, троссопроводки и тандера-подъемника, связанного одним концом с фюзеляжем, а другим - с передним лонжероном-носиком стабилизатора,

ШАССИ
(фиг. 27-33)

Шасси самолета убирающееся, одностоечное, консольного типа. Стойка крепится к фюзеляжу, а уборка производится по направлению от фюзеляжа к концу крыла. Сравнительные данные с другими германскими самолетами приведены на фиг. 27 и 28. Данные по шасси Ме-109 приводятся ниже.

Данные по шасси:
1. Статическая нагрузка в трехточечном положении:  
На колеса шасси 2333 кг;
На костыльное колесо 275 кг
Стояночный угол 14°
2. Ширина колеи 2000 мм
3. Колесо шасси 650Х150 мм
Давление в пневматиках 3,2-4,0 ат
4. Хвостовое колесо 290Х110 мм
Давление в пневматике 2,54 ат

Амортизатор шасси (фиг. 34) масляно-пневматический, с основным торможением на обратном ходе. Его данные: объем омеси - 1,1 л; давление зарядки - 25 ат; ход - 238 мм; вес - 21 кг.

Пружинно-масляный амортизатор костыльной установки имеет ход 117 мм и вес -8,4 кг.

На верхней части амортизационной стойки жестко закреплен кронштейн (6) (фиг.31) с отверстием для оси (7), соединяющей стойку с узлом (1). Вращение стойки при уборке происходит вокруг этой оси.

Выпуск шасси может быть произведен двумя способами: нормальным - при помощи гидравлики и аварийным - под действием собственного веса. Схема гидросистемы шасси приведена на фиг. 33. Шасси снабжено механическими замками выпущенного и убранного положений шасси. Замок выпущенного положения показан на фиг.31. Замыкание стойки производится кулачком (3). который заклинивается между вращающимися совместно со стойкой кронштейном (6) и жестко закрепленным на узле (1) упором (4). Кулачок (3) может вращаться вокруг оси (5), установленной на кронштейне (6). Размыкание замка производится поворотом кулачка вокруг этой оси под действием штока силового цилиндра, шарнирио присоединенного к кулачку. После поворота кулачка и размыкания замка дальнейшее выдвижение штока производит подъем амортизационной стойки. Дожать кулачок в замкнутое положение помогает пружина в цилиндре (2).

Замож подвески шасси в убранном положении состоит из крючка (5) (фиг.32) с пружиной (1), зацепляющегося за ухо (6) на стойке. Размыкание его перед выпуском осуществляется силовым цилиндром (2), а при аварийном выпуске - натяжением троса (3).

Давление в гидросистеме создается гидравлической помпой, установленной на моторе. Управление уборкой и выпуском шасси производится специальным выключателем, установленным на приборной доске. Имеется механический указатель положения шасси. Объем бачка гидросистемы - 2,52 л. Он установлен вблизи нагнетателя мотора.

Амортизационная стойка шасси (фиг. 34) и стойка костыльной установки изготовлены фирмой «Электрон» (техописание БНТ № 1). Результаты испытании стойки в НИИ приведены на фиг. 35.


©AirPages
2003-