Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайте English
 
РТЭ и РЛЭ РТЭ Ла-7 Вооружение Ла-7 Пушка Б-20 Ла-7 Описание конструкции

Самолет Ла-7

Винтомоторная группа

Составлено группой тех. описаний завода им. Орджоникидзе. Москва 1945г.

2. ВИНТ ВИШ 105B-4

На самолете установлен металлический трехлопастный винт ВИШ 105В-4 диаметром 3,1 м с диапазоном изменения-шага в 29°30'; минимальный угол установки лопасти 22°; максимальный угол установки лопасти 51° 30'; вес винта 141 кг.

Винт ВИШ 105В-4 при помощи регулятора Р-7 автоматически поддерживает заданное число оборотов мотора.

Фиг. 111. Положение механизма переклюения и регулятора винта при равновесных оборотах.

Механизм втулки винта ВИШ 105В-4 гидроцентробежный (фиг. 111). Поворот лопастей на малый шаг осуществляется силой давления масла на поршень в цилиндре втулки винта; поворот лопастей на большой шаг происходит под действием разности центробежных моментов противовесов и лопастей (так называемая прямая схема работы). Совместная работа механизма винта и заключенных в один агрегат Р-7 масляного шестеренчатого насоса и центробежного регулятора обеспечивает изменение шага винта (поворот лопастей) и постоянство (равновесность) оборотов мотора при различных режимах полета самолета.

Механизм винта состоит из цилиндровой группы (подвижный цилиндр 14 и неподвижный поршень), находящейся внутри корпуса 15, и трех стаканов 16, в которые ввернуты лопасти 17, затянутые хомутами с противовесами 18. На торце каждого стакана эксцентрично расположен палец с бронзовым сухарем, который входит в паз цилиндра, вследствие чего при поступательном перемещении цилиндра происходит поворот лопастей.

Регулятор состоит из шестерни 8, приводимой во вращение роликом 13, управляемым из кабины летчика, рейки 7, сцепленной с шестерней 8, конической пружины 6, золотника 3 с буртиками и шестеренчатого масляного насоса 1 с редукционным клапаном 9.

В корпусе масляного насоса расположены каналы 2, 11 и 12: по картеру мотора проходит канал 10.

Изменение шага винта может быть принудительным и автоматическим.

3. МОТОРНАЯ РАМА

Фиг. 112. Моторная рама.

Моторная рама самолета Ла-7 типа 45П отличается от моторной рамы самолета Ла-5 наличием ушков крепления подкосов каркаса на кольце наличием опор под колонку управления боковыми створками, приваренных к подкосам. Кницы с отверстиями для крепления подкосов каркаса двумя болтами заменены кницами меньшего размера для общего крепления подкосов одним болтом. Опоры колонки управления боковыми створками перенесены на рядом расположенные подкосы моторной рамы.

Конструктивно моторная рама (фиг. 112) представляет собой пространственную форму из хромансилевых труб, состоящую из кольца с кронштейном, четырех узлов крепления к фюзеляжу (два для крепления к верхним узлам лафета фюзеляжа, два — к узлам центроплана), восьми стержней, симметрично расположенных относительно продольной оси самолета.

Для увеличения жесткости конструкции к стержням и кольцу приварены коробчатые кницы из хромансилевой стали.

Детали моторной рамы термически обработаны до Kz= 90— 115 кг/мм². Болты, крепящие моторную раму к фюзеляжу, — специальные из хромансилевой стали, термически обработаны до Kz = 90— 115 кг/мм².

Мотор крепится к моторной раме 14-ю болтами из хромансилевой стали, термически обработанными до Kz =110—135 кг/мм², проходящими через резиновые втулки в кронштейнах.

4. УПРАВЛЕНИЕ МОТОРОМ

Фиг. 115. Сектор управления нормальным газом и шагом винта.

В систему управления мотором входит (см. фиг. 114);

а) управление нормальный газом;

б) управление винтом;

в) блокированное управление двухскоростным нагнетателем и форсажем;

г) управление охлаждением (боковыми створками капота, лобовыми жалюзи и совком маслорадиатора).

Управление нормальным газом жесткое, осуществляется при помощи ручки сектора и трубчатых тяг, связанных между собой качалками

Для крепления качалок на лафете в нижней его части к левой стойке приварена ось с конусным основанием. На оси располагается угловой рычаг-качалка, к одному концу которой подходит тяга, идущая из кабины от сектора, и к другому — вертикальная тяга, соединяющаяся с верхней колонкой.

Верхняя колонка крепится шарнирно в двух ушках, приваренных к поперечной балке лафета.

На колонке на одном конце приварен рычаг для связи с вертикальной тягой и на другом —съемный рычаг для связи с тягой, идущей к качалке на штоке РПД-1Ф.

При помощи системы тяг (наклонной, вертикальной и горизонтальной), расположенных на дроссельной коробке, угловой рычаг штока РПД-1Ф связан с дроссельной заслонкой, расположенной внутри корпуса коробки.

На кожухе сектора газа имеется вырез, ограничивающий ход ручки сектора в диапазонах от малого до максимального газа и дополнительный вырез — "сверхход" — для обеспечения полного открытия дроссельной заслонки ручным управлением в случае выхода из строя РПД-1Ф.

Верхние качалки системы стальные, нижняя качалка дуралюминовая. Трубы тяг дуралюминовые. Все тяги имеют регулируемые наконечники, законтренные контргайками.

Управление винтом ВИШ 105В-4

Изменение угла установки лопастей винта производится при помощи регулятора оборотов Р-7, расположенного на корпусе редуктора мотора.

Для управления регулятором Р-7 на секторе газа имеется ручка (см. фиг. 113 и 114), связанная тросом в боуденовской оболочке с роликом на регуляторе Р-7.

Для натяжения троса в проводке имеются натяжные тандеры, расположенные над патронными коробками с левой стороны самолета.

На бобышке крепления сектора газа устанавливается упор большого шага винта, положение которого соответствует минимальным равновесным оборотам (упор устанавливается при выполнении сдаточного полета самолета). Для зимней эксплоатации самолета с целью удаления масла из цилиндра винта упор большого шага может быть легко отведен большим пальцем руки и ход ручки на секторе увеличен. Для ограничения малого шага имеется также регулируемый упор на ролике Р-7.

Блокированное управление двухскоростным нагнетателем и форсажем

Фиг. 116. Ролик управления скоростями нагннетателя.

На самолетах Ла-7 управление скоростями нагнетателя и форсажем сблокировано.

Это сделано для того, чтобы облегчить летчику пользование форсированным режимом работы мотора на первой скорости и не допускать наддува свыше 1000 мм рт. ст. на второй скорости нагнетателя.

Блокированное управление скоростями нагнетателя и форсажем заключается в том, что управление форсажем и скоростями нагнетателя выполняется одновременно одним рычагом управления скоростями нагнетателя.

Управление двухскоростным нагнетателем мотора осуществляется ручкой на секторе тросовой проводкой в кабине, роликом и жесткой тягой в замоторном отсеке.

Блокировка управлений скоростями и форсажем осуществляется при помощи ролика (фиг. 116), закрепленного в кронштейне на противопожарной перегородке, на котором расположены два поводка.

Управление выполнено таким образом, что при переводе ручки сектора на первую скорость нагнетателя форсаж включается (до упора на РПД-1Ф), при переводе рычага скорости на вторую скорость форсаж выключается.

На кожухе сектора в кабине положение первой и второй скоростей фиксируется вырезом и стопорной защелкой на ручке.

Промежуточные положения ручки между первой и второй скоростями не допускаются.

Разность в ходах рычагов форсажа двухскоростной передачи поглощается телескопической тягой, имеющей на одном конце подвижный наконечник, обеспечивающий свободное продольное перемещение. Это позволяет тяге форсажа во время переключения скоростей нагнетателя удлиниться или укоротиться.

До приработки частей мотора в течение первых 10 час. его работы тяга форсажа не ставится. Рычаг форсажа контрится в положении номинального наддува (форсаж выключен). По истечении 10 час. работы мотора тяга форсажа присоединяется я устанавливается повышенный наддув.

Тяга управления форсажем присоединена к ролику управления скоростями нагнетателя. При переключении нагнетателя на первую скорость одновременно включается форсаж мотора н, наоборот, при переключении нагнетателя на вторую скорость форсаж выключается. Пользование форсированным режимом (Pk = 1200 мм рт. ст.) в боевых условиях дает возможность летчику снять полную мощность с мотора и тем самым увеличить скорость самолета на 30—35 км/час.

Таким образом пользоваться форсированным режимом мотора можно только на первой скорости нагнетателя. При этом наддув Pk =1200 мм рт. ст. обеспечивается до высоты 2000 м. С высоты 2000 до 4000 м Pk, будет снижаться.

Управление совком маслорадиатора

Фиг. 117. Сектор управления скоростями нагнетателя, форсажем и совком маслорадиатора.

Управление совком маслорадиатора производится ручкой, расположенной на секторе управления скоростями, и тросовой проводкой, идущей назад на ролик колонки за шпангоуты № 5 фюзеляжа (фиг. 117).

Колонка управления совком представляет собой стальную трубу с наконечниками, вращающимися в шариковых подшипниках; на одном конце колонок приклепан ролик, на другом приварен рычаг для присоединения тяги, идущей к совку.

При повороте ручки сектора совок, отклоняясь, открывает или закрывает выходную часть туннеля за маслорадиатором.

Ход ручки на секторе ограничивается вырезами в кожухе и стопором на ручке, причем застопорить ручку можно в любом промежуточной положении в зависимости от температуры масла.

Управление стопкраном

Для ручного выключения насоса НБ-ЗУ системы непосредственного впрыска на секторе газа имеется ручка (см. фиг. 114, 115).

Трос проведен по левой верхней части лафета и крепится при помощи кронштейна к гильзоотводу правой пушки.

©AirPages
2003-