Авиация Lockheed P-2 Neptune - Описание конструкции
02 мая 2011Оглавление:
1. Lockheed P-2 Neptune
2. Описание конструкции
3. Вооружение и оборудование
4. Служба
5. Интересные факты
6. Тактико-технические характеристики
Для самолётов большой дальности оптимальным является относительное удлинение, при котором профильное сопротивление равно индуктивному. Однако на практике это условие даёт слишком большое удлинение. Расчёты для P2V дали значение 31,6, что было технически невыполнимо, поэтому было принято компромиссное значение 10. Выбор типа крыла производился исходя из минимального сопротивления, однако малая несущая способность скоростных крыльев исключала их использование на тяжёлых самолётах, поэтому компромиссным решением был сочтён профиль NACA 2419. Чтобы уменьшить сопротивление крыла, точка максимальной толщины была взята на уровне 38% длины хорды вместо 30%. Стреловидность передней кромки крыла была не более 15% длины хорды. Было использовано страндартное значение сужения крыла 0,5 и сужение по толщине 0,55. Чтобы улучшить управляемость элеронами при сваливании, отрицательную крутку концевых частей крыла сделали равной 1,5°. Благодаря этим мерам, при всех условиях полёта, включая сваливание при полной мощности, самолёт сохранял управляемость.
Чтобы обеспечить низкую посадочную скорость и короткий разбег, использовались закрылки Фаулера. Для повышения технологичности производства, закрылки двигалась по дуге окружности, что несколько снижало их эффективность.
Испытания в аэродинамической трубе показали, что коэффициент подъёмной силы в маскимальном сечении составил 3,3, а полный коэффициент – 2,6. Эти значения были получены при отклонении элеронов на 10°, которое увеличивало подъёмную силу и улучшало распределение нагрузки по крылу при опущенных закрылках.
На прототипе были установлены двигатели Wright R-3350-8, обеспечивавшие 2300 л.с. и 2800 об/мин при взлёте, 2100 л.с. и 2400 об/мин на высотах до 750 м без турбонаддува и 1800 л.с. высотах от 750 до 4150 м с турбонаддувом. Горючее помещалось в двух 2650-литровых главных баках в центральной секции крыла и двух 1800-литровых баках в консолях, давая суммарную ёмкость 8900 л. Топливные магистрали были проложены так, что вспомогательные баки опорожнялись первыми. Ещё четыре 950-литровых бака можно было разместить в бомбовом отсеке. В сумме это давало 12 700 л и дальность полёта 6 780 км. Для обеспечения требуемой заказчиком дальности 8000 км устанавливались дополнительные баки в салоне.
Самолёт был оснащён спиртовой системой противообледенения.
Просмотров: 4839
|
|