Як купити авіаквиток, не виходячи з дому?
Вкажіть у потрібних полях маршрут, дату поїздки та кількість пасажирів. Система підбере варіанти із пропозицій сотень авіакомпаній.
Зі списку рейсів виберіть зручний для вас.
Введіть особисті дані – вони необхідні для оформлення квитків. Туту.ру передає їх лише захищеним каналом.
Сплатіть квитки банківською карткою.
Який вигляд має електронний квиток і де його отримати?
Після оплати на сайті, в базі даних авіакомпанії з'явиться новий запис — це ваш електронний квиток.
Тепер вся інформація про переліт зберігатиметься у авіакомпанії-перевізника.
Сучасні авіаквитки не випускаються у паперовій формі.
Побачити, роздрукувати та взяти із собою в аеропорт можна не сам квиток, а маршрутну квитанцію. У ній є номер електронного квиткаі всі відомості про ваш політ.
Туту.ру надсилає маршрутну квитанцію за електронною поштою. Радимо роздрукувати її та взяти з собою в аеропорт.
Вона може стати в нагоді на паспортному контролі за кордоном, хоча для посадки в літак вам знадобиться лише паспорт.
Як повернути електронний авіаквиток?
Правила повернення квитків визначає авіакомпанія. Зазвичай чим дешевше квиток, тим менше грошейви зможете повернути.
Щоб здати квиток, якнайшвидше зв'яжіться з оператором.
Для цього треба відповісти на листа, який ви отримаєте після замовлення квитків на сайті Туту.ру.
Вкажіть у темі повідомлення «Повернення квитків» та коротко опишіть свою ситуацію. З вами зв'яжуться наші спеціалісти.
У листі, який ви отримаєте після замовлення, будуть контакти агентства-партнера, через який оформлено квиток. Ви можете безпосередньо зв'язатися з ним.
Су-5
поршневий реактивний винищувач
На початку 1944 року в ОКБ Павла Осиповича Сухого в ініціативному порядку було розроблено ескізний проект винищувача з комбінованою силовою установкою, що складалася з одного поршневого двигуна М-105А з повітряним гвинтом та додаткового компресорного повітряно-реактивного двигуна (ВРДК), що виконував функцію.
Компресор приводився у обертання двигуном М-105А за допомогою валу та двошвидкісної передачі.
Наприкінці липня доопрацьований ескізний проект, який одержав у ОКБ позначення «Д» або «І-107», подали на розгляд керівництву НКАП та ВПС КА.
Затвердження висновку щодо ескізного проекту та протоколу макетної комісії збіглося із завершенням робіт із статичного примірника літака, який було передано на випробування до ЦАГІ.
Літак Су-5 був одномісний моноплан суцільнометалевої конструкції з дюралюмінієвою обшивкою товщиною 1-2 мм.
Однолонжеронне крило біля кореня мало профіль ЦАГІ 1В10 з відносною товщиною 16,5, на кінцевій частині крила профіль NАСА 230 з відносною товщиною 11%. Крило було двоконсольним. Консолі стикувалися з фюзеляжем по бортових нервурах. Стик був прибраний під заліз.
На винищувачі були застосовані елерони типу «Фрайз» з ваговою та аеродинамічною компенсацією. На лівому елероні був керований триммер. Щитки та елерони були суцільнометалевими.
На літаку передбачалося встановлення гармати Н-23 калібру 23 мм із боєзапасом 100 снарядів. Гармата розташовувалась у розвалі V-подібного двигуна і стріляла через втулку повітряного гвинта. Над двигуном було встановлено два кулемети УБС калібру 12,7 мм з боєзапасом по 200 набоїв. Зйомка з кулеметів велася через площину гвинта і тому була синхронізована з його обертанням.
Захист кабіни складався з бронеспинки товщиною 10 мм, козирка та заголовника з бронескла.
Фюзеляж типу монокок було виконано з дюралюмінію. По всій його довжині проходив повітряний канал, в якому послідовно розміщувалися компресор із приводом від основного двигуна, водяний радіатор та форсункова камера. Хвостова частина каналу, виготовлена з жароміцної сталі, була одночасно камерою згоряння з регульованим отвором виходу. Форсункова частина каналу та камера згоряння мали подвійну стінку, в порожнині якої проходило повітря для охолодження.
Маслорадіатор був розташований у тунелі лівої консолі крила з виходом на нижню поверхню крила. Живлення пальним основного двигуна та ВРДК вироблялося з двох бензобаків, розташованих у фюзеляжі за кабіною пілота та у правій консолі крила.
Вільнонесучий металевий нерегульований стабілізатор та металевий кіль були укріплені над фюзеляжем. Місця закладення закривалися залізами.
Рулі мали вагову та аеродинамічну компенсацію, а також були забезпечені металевими керованими триммерами.
Шасі забиралося вздовж розмаху в носок крила за допомогою гідравлічного керування. Стійки шасі та колеса у прибраному положенні були закриті стулками. Костильне колесо, що прибиралося в польоті, і його механізм прибирання розташовувалися безпосередньо під камерою згоряння. На винищувачі були застосовані елерони типу «Фрайз» з ваговою та аеродинамічною компенсацією. На лівому елероні був керований триммер. Щитки та елерони - суцільнометалеві.
Чотирьохлопатевий повітряний гвинт змінного кроку також був суцільнометалевим.
Побудова льотного екземпляра сильно затяглася через невчасне постачання силової установки.
Перший політ літаком, що отримав позначення Су-5, заводський льотчик-випробувач Г.Н. Комаров виконав 6 квітня 1945 р. Заводські випробування з перервою тривали остаточно жовтня. За цей період було виконано 42 польоти, з них одинадцять із включенням ВРДК.
Отримана максимальна швидкістьвиявилася на 18-20% нижче за розрахункову. Тому другий льотний екземпляр літака після завершення споруди передали до ЦАГІ для аеродинамічних досліджень у трубі Т-101.
Заводські льотні випробування проводилися до 15 червня, цього дня у польоті сталася поломка двигуна ВК-107А.
У період вимушеного простою через відсутність двигуна на літаку встановили нове крило з ламінаризованим профілем ЦАГІ.
Новий двигун ВК-107А з обмеженим ресурсом отримали на початку липня, льотні випробування відновилися на початку серпня та тривали до 18 жовтня. Польоти припинили через виробіток двигуном встановленого ресурсу. Усі спроби отримати новий двигунне увінчалися успіхом.
У листопаді 1946 року постановою Ради Міністрів СРСР було припинено роботи з низки літаків, що «втратили актуальність», серед яких було названо і Су-5. На той час на випробуваннях вже знаходилися літаки з ТРД.
У січні 1944 року в КБ заводу № 289 в ініціативному порядку розпочали ескізне проектування одномісного винищувача з комбінованою силовою установкою конструкції А.А.Фадєєва та К.В.Холщевникова. До середини лютого був готовий перший варіант проекту. Літак за схемою являв собою вільнонесучий моноплан, суцільнометалевої конструкції з однокільовим хвостовим оперенням і шасі, що прибирається в польоті.
Перший варіант винищувача із ВРДК. Креслення.
Комбінована силова установка складалася з основного поршневого двигуна М-107А з повітряним гвинтом та додаткового ВРДК, що виконував функцію прискорювача. Компресор приводився у обертання двигуном М-107А за допомогою двох валів та проміжного редуктора. Забір повітря для ВРДК здійснювався двома повітрозабірниками, розташованими в шкарпетках центроплана крила. Повітряні канали пролягали всередині центроплану, потім входили у фюзеляж і об'єднувалися в один загальний канал, який підводив повітря до осьового одноступеневого компресора, потім стиснене повітря надходило до передньої частини камери згоряння з встановленими в ній форсунками. Задня частина камери згоряння переходила в нерегульоване реактивне сопло.
На початку березня 1944 року було завершено ескізний проект 2-го варіанта одномісного винищувача з М-107А та ВРДК Фадєєва-Холщєвнікова. Цей проектмав низку суттєвих відмінностей від попереднього варіанту. Враховуючи те, що крильові повітрозабірники мають значні втрати повного тиску, пов'язані з великою кількістювигинів повітряних каналів, а також зі збільшеними швидкостями потоку через малі розміри прохідних перерізів, у другому варіанті вирішили розмістити повітрозабірник під коком повітряного гвинта двигуна М-107А, у зв'язку з чим змінилося компонування літака. Крім того, зміни торкнулися місць розміщення маслорадіатора та радіатора системи охолодження М-107А, спростилася трансмісія приводу компресора ВРДК. Проект мав і низку інших відмінностей.
По завершенню проектування 2-й варіант був направлений для ознайомлення до НКАП СРСР і там включено до проекту плану дослідного будівництва літаків ВПС КА на 1944 рік.
Другий варіант винищувача з ВРДК. Креслення.
Раніше, у лютому 1944 року, Державний Комітет Оборони (ДКО) ухвалив рішення про організацію НДІ-1, в якому зосереджувалися б усі науково-дослідні та практичні роботиз реактивної техніки. Крім того, ця постанова зобов'язувала НКАП СРСР у місячний термін подати пропозиції щодо створення конкретних зразків літаків та реактивних двигунів.
У березні підготували проект постанови уряду, до якого, поряд із літаками інших КБ, включили і вищезгаданий винищувач П.О.Сухого. 22 травня 1944 року ДКО прийняв постанову, яка стала початком нового етапу у розвитку реактивної техніки в Радянському Союзі. Цю постанову та наказ НКАП СРСР № 371 від 30 травня 1944 року зобов'язували Головних конструкторів А.С.Яковлєва, С.А.Лавочкина, Н.Н.Полікарпова, А.І.Мікояна, М.І.Гуревича та П.О. Сухого розпочати роботи зі створення літаків з реактивними двигунами.
П.О.Сухий отримав завдання: «Спроектувати та побудувати одномісний експериментальний літак з мотором ВК-107А з установкою додаткового ВРДК конструкції та спорудження ЦІАМ, з наступними льотно-технічними даними:
Максимальна швидкість із включенням ВРДК на розрахунковій висоті 7000-8000 м протягом 10 хв: 800 км/год
Максимальна швидкість без включення ВРДК: 700 км/год
Швидкопідйомність на 5000 м без включення ВРДК: 5,5 хв
Швидкопідйомність на 5000 м із включенням ВРДК: 4,3 хв.
Тривалість польоту за умови користування форсажем трохи більше 10 хв.
(Включення ВРДК): 1ч. 30 хв
Практична стеля: 11800 м
Розбіг: 330 м
На літаку передбачити встановлення однієї гармати калібру 20 мм або 23 мм та 2-х кулеметів калібру 12,7 мм.
Літак побудувати в 2-х примірниках та пред'явити на льотні випробування:
1-й екземпляр - 15 лютого 1945 р.
2-й екземпляр - 15 березня 1945 р. »
На початку червня в КБ розпочали проектування літака, який спочатку отримав позначення І-107, або «Д», а вже в процесі заводських льотних випробувань — Су-5. За основу прийняли 2-й варіант ескізного проекту одномісного винищувача з М-107А та ВРДК ЦІАМ, який після доопрацювання подали на розгляд керівництву НКАП СРСР та ВПС КА.
Паралельно з ескізним проектуванням велися роботи з технічного проекту та будівництва макета. Щоб укластися у встановлені урядом терміни, у липні, ще до повного виготовленнякреслень, розпочали будівництво екземпляра літака для статичних випробувань. У середині вересня відбулося засідання спільної макетної комісії, яка висловила ряд зауважень щодо обладнання кабіни, ВМГ та ВРДК, озброєння та інших систем. Зміни конструкції, пов'язані з зауваженнями, були терміново внесені в екземпляр дослідного літака, що будується. Висновок щодо ескізного проекту було затверджено керівництвом НКАП СРСР – 19 вересня, головним інженером ВПС КА – 6 жовтня, а протокол макетної комісії – 24 жовтня 1944 року.
Макет винищувача Су-5.
23 листопада завершили будівництво та передали до ЦАГІ екземпляр літака для статичних випробувань. Побудова льотного екземпляра затяглася через несвоєчасне подання силової установки, і лише 24 березня 1945 року літак було передано на льотно-випробувальну станцію (ЛИС) заводу № 134. Цього ж дня льотчик-випробувач Г.І.Комаров виконав перші руління, а 6 квітня після отримання дозволу відбувся перший політ експериментального винищувача Су-5. Почалися заводські льотні випробування.
Випробування літака проводилися на Тушинському аеродромі, але 15 червня вони припинилися через аварію двигуна ВК-107А. На цей момент було виконано 23 польоти із загальним нальотом 8 год. 50 хв. За їх результатами склали звіт, в якому зазначалося:
«… 1. Гвинтомоторна установка в частині живлення, мастила та охолодження працює на всіх режимах цілком задовільно.
2. Керованість та стійкість літака на різних швидкостяхта еволюціях - нормальна.
3. При виробництві польоту на надмаксимальну швидкість жодних елементів зриву та вібрацій не спостерігалося.
4. Отримана максимальна швидкість на висоті Н = 4350 м дорівнює 793 км/год. При подальших польотах підтвердити отриману якось швидкість не вдалося…», що пояснювалося недоведеністю ВРДК
У період вимушеного простою через відсутність двигуна на літаку встановили нове крило з ламінаризованим профілем ЦАГІ, крім того, у зв'язку з підготовкою до авіаційного параду, за розпорядженням НКАП СРСР, ЛИС заводу № 134 була передислокована на Центральний аеродром.
Новий двигун ВК-107А із 15-годинним ресурсом (замість 25-годинного) отримали 7 липня, а доопрацьований компресор ВРДК – 2 серпня. Заводські випробування відновилися 7 серпня та тривали до 18 жовтня. Польоти припинили через виробіток двигуном свого ресурсу. На цей час за програмою заводських випробувань було виконано 42 польоти, їх із включенням ВРДК — 11. Загальний наліт становив 17ч. 49 хв.
1 листопада 1945 року завершили виробництвом другий льотний екземпляр літака, який передали до ЦАГІ для аеродинамічних досліджень. На початку 1946 року провідний інженер С.Я.Горбунов звернувся до ЦК ВКП(б) із листом, у якому повідомляв про затримки з випробуваннями літака Су-5. Лист був переадресований до Наркомату авіапромисловості. У відповіді Г.М.Маленкову заступник Наркому А.С.Яковлев писав:
«…На заводських випробуваннях літаком т. Мікояна(мається на увазі винищувач І-250 - прим. редактора) була досягнута максимальна швидкість 823 км/год на висоті 7000 м, що відповідає заданій швидкості, на літаку ж т. Сухого була отримана швидкість значно менше заданої, причому на випробуваннях не вдалося виявити причин недобору швидкості.
Зважаючи на те, що літак конструкції т. Мікояна виявився більш відпрацьованим, по ньому було розпочато будівництво дослідної серії в кількості 10 літаків на заводі № 381. Обмежена кількість рухових установок не дало можливості забезпечити ними одночасно і літаки т. Мікояна, і літаки т. Сухого Тому Наркомавіапромом було дано вказівку ЦИАМу передати черговий випробуваний двигун заводу № 381 для встановлення на головний літак дослідної серії конструкції т. Мікояна, як більш доведений.
Для виявлення причин значного недобору швидкості літака т. Сухого другий екземпляр цього літака підготовлено для дослідження шляхом продування в аеродинамічній трубі Г-104 ЦАГІ…»
Фактично доля Су-5 була вже вирішена наперед. До кінця 1946 року нова силова установка так і не надійшла, а 30 листопада 1946 року вийшла ухвала Ради Міністрів СРСР «Про припинення робіт із втратили актуальність літаків плану досвідченого літакобудування МАП». До нього, серед інших, включили літак Су-5 з наступним ув'язненням: "Задані льотні дані на випробуваннях не отримані і значно перекриті на аналогічному літаку т. Мікояна, який закінчив заводські випробування."
Технічний опис.
Літак Су-5 є одномісним монопланом суцільнометалевої конструкції з дюралюмінієвою обшивкою товщиною 1-2 мм. Однолонжеронне крило біля кореня має профіль ЦАГІ 1В10 із відносною товщиною 16,5%, на кінцевій частині крила профіль NАСА 230 із відносною товщиною 11%. Крило – двоконсольне. Консолі стикуються з фюзеляжем по бортових нервурах. Стик прибраний під заліз.
На винищувачі застосовані елерони типу «Фрайз» з ваговою та аеродинамічною компенсацією. На лівому елероні - керований триммер. Щитки та елерони - суцільнометалеві.
На літаку передбачалося встановлення гармати НС-23 калібру 23 мм із боєзапасом 100 снарядів. Гармата розташовувалась у розвалі V-подібного двигуна і стріляла через втулку пропелера. Над двигуном було встановлено два кулемети УБС калібру 12,7 мм з боєзапасом по 200 набоїв. Зйомка з кулеметів велася через площину гвинта і тому була синхронізована з його обертанням.
Бронювання включало бронеспинку товщиною 10 мм, козирок та заголовник із прозорої броні товщиною 65 мм. Передбачалася можливість встановлення додаткової броні.
Гвинтомоторна група (ВМГ) складалася з поршневого двигуна рідинного охолодження ВК-107А потужністю 1650 к.с. з коробкою приводу компресора і чотирилопатевого суцільнометалевого гвинта кроку, що змінюється, діаметром 2,9 м.
ВРДК складався з осьового компресора Е-3020, довгого валу приводу компресора, камери згоряння із системою форкамер та форсунок. Повітря для ВРДК надходило з носового повітрозабірника, розташованого під коком повітряного гвинта. Повітряний канал пролягав під ВК-107А і через виріз у лонжероні крила підходив до осьового компресора, і далі прямував до передньої частини камери згоряння з встановленими в ній форкамерами та форсунками. Задня частина камери згоряння була обладнана стулок для регулювання прохідного перерізу реактивного сопла. Камера згоряння охолоджувалася повітрям, яке забирається за компресором і надходило в проміжок між кільцевим екраном і зовнішньою стінкою камери згоряння. Живлення ВРДК здійснювалося з фюзеляжного та правого крильового баків.
Мотокомпресорна установка ВДРК.
Камера згоряння ВРДК.
Чотирьохлопатевий повітряний гвинт змінного кроку - суцільнометалевий. Захист кабіни складається з бронеспинки товщиною 10 мм, козирка та заголовника з бронескла.
Конструкція фюзеляжу — типу «монокок», виготовлена з дюралюмінію. По всій довжині фюзеляжу проходить повітряний канал, в якому послідовно розміщуються компресор (з приводом двигуна), водяний радіатор і форсункова камера. Хвостова частина каналу, виготовлена з жароміцної сталі, є камерою згоряння з отвором виходу, що регулюється. Форсункова частина каналу та камера згоряння мають подвійну стінку, в порожнині якої проходить повітря для охолодження.
Маслорадіатор – у тунелі лівої консолі крила з виходом на нижній поверхні крила. Живлення пальним основного двигуна та ВРДК проводиться з двох бензобаків, розташованих у фюзеляжі за кабіною пілота та у правій консолі крила.
Вільнонесучий металевий нерегульований стабілізатор та металевий кіль укріплені над фюзеляжем. Місця закладення закриті залізами. Рулі мають вагову та аеродинамічну компенсацію, а також забезпечені металевими керованими триммерами.
Шасі забирається вздовж розмаху в носок крила за допомогою гідравлічного керування. Розмір коліс - 650 х 200 мм. Стійки шасі та колеса у прибраному положенні закриті стулками. Костильне колесо, що прибирається в польоті, і його механізм прибирання розташовуються під камерою згоряння. Колісне колесо без протектора, розміром 300 х 125 мм.
Літак Су-5 мав зверху зелене забарвлення, знизу світло-блакитне (поверхня матова).
Модифікація: Су-5
Розмах крила, м: 10,56
Довжина, м: 8,51
Висота, м: 2,97
Площа крила, м2: 17,00
Маса, кг
-порожній літак: 2954
-максимальна злітна: 3604
Тип двигуна: 1 х ПД ВК-107А + 1 х ВРДК
-Потужність, к.с.: 1 х 1650
Максимальна швидкість, км/год: 830
Крейсерська швидкість, км/год: 640
Практична дальність, км: 600
Скоропідйомність, м/хв: 880
Практична стеля, м: 12000
Екіпаж: 1
Озброєння: 1 х 23-мм гармата НС-23 (100 снарядів) та 2 х 12,7-мм кулемета УБС (400 набоїв).
У 1940-х років у Радянському Союзі тривали роботи з подальшого збільшення максимальної швидкості польоту літаків із поршневими двигунами. З цією метою на літаки додатково встановлювали рідинно-реактивні (ЗРД), прямоточні повітряно-реактивні (ПВРД), компресорні повітряно-реактивні (ВРДК) та інші двигуни, що використовувалися як прискорювачі. Вони дозволяли тимчасово підвищувати швидкість польоту.
Колектив конструкторів, очолюваний Павлом Осиповичем Сухім, спроектував у 1944 році два експериментальний літакіз прискорювачами такого типу. Перший - Су-7 з двигуном АШ-82ФН та рідинним реактивним двигуном РД-1; другий - експериментальний літак-винищувач Су-5 (І-107) із двигуном рідинного охолодження ВК-Ю7А потужністю 1650 л. с. та компресорним двигуном ВРДК. Тягова потужність ВРДК становила 900 к. с. Прискорювач міг використовуватися в польоті протягом 10 хв.
Літак Су-5 є одномісним монопланом суцільнометалевої конструкції з дюралюмінієвою обшивкою товщиною 1-2 мм.
Однолонжеронне крило біля кореня має профіль ЦАГІ 1В10 із відносною товщиною 16,5%, на кінцевій частині крила профіль NACA 230 із відносною товщиною 11%. Крило-двоконсольне. Консолі стикуються з фюзеляжем по бортових нервурах. Стик прибраний під заліз.
На винищувачі застосовані елерони типу «Фрайз» з ваговою та аеродинамічною компенсацією. На лівому елероні - керований триммер. Щитки та елерони - суцільнометалеві.
На літаку передбачалося встановлення гармати Н-23 калібру 23 мм із боєзапасом 100 снарядів. Гармата розташовувалась у розвалі V-подібного двигуна і стріляла через втулку пропелера. Над двигуном було встановлено два кулемети УБС калібру 12,7 мм з боєзапасом по 200 набоїв. Зйомка з кулеметів велася через площину гвинта і тому була синхронізована з його обертанням.
Чотирьохлопатевий повітряний гвинт змінного кроку - суцільнометалевий. Захист кабіни складається з бронеспинки товщиною 10 мм, козирка та заголовника з бронескла.
Конструкція фюзеляжу - типу "монокок", виконана з дюралюмінію. По всій довжині фюзеляжу проходить повітряний канал, в якому послідовно розміщуються компресор (з водою від двигуна), водяний радіатор і форсункова камера. Хвостова частина каналу, виготовлена з жароміцної сталі, є камерою згоряння з отвором виходу, що регулюється. Форсункова частина каналу та камера згоряння мають подвійну стінку, в порожнині якої проходить повітря для охолодження.
Маслорадіатор – у тунелі лівої консолі крила з виходом на нижній поверхні крила. Живлення пальним основного двигуна та ВРДК проводиться з двох бензобаків, розташованих у фюзеляжі за кабіною пілота та у правій консолі крила.
Вільнонесучий металевий нерегульований стабілізатор та металевий кіль укріплені над фюзеляжем. Місця закладення закриті залізами. Рулі мають вагову та аеродинамічну компенсацію, а також забезпечені металевими керованими триммерами.
Шасі забирається вздовж розмаху в носок крила за допомогою гідравлічного керування. Розмір коліс – 650X200 мм. Стійки шасі та юлеса у прибраному положенні закриті стулками. Костильне колесо, що прибирається в польоті, і його механізм прибирання розташовуються під камерою згоряння. Колісне колесо без протектора, розміром 300 X X125 мм.
Перший етап заводських льотних випробувань проходив у квітні – червні 1945 року. Їх провів льотчик-випробувач Г. Комаров. За розрахунками, включення ВРДК збільшувало швидкість літака біля землі на 90 км/год, а висоті - на ПО км/год. Під час випробувань на висоті 4350 м було досягнуто швидкості 793 км/год проти розрахункової - 768 км/год. Максимальна розрахункова швидкість на висоті 7800 м із включенням ВРДК – 810 км/год.
Випробування було перервано у зв'язку з аварією двигуна. Подальші роботи над літаком не проводилися, тому що до цього часу стало ясно, що комбіновані установки з відбором потужності на компре^ор від двигуна неперспективні.
Літак Су-5 мав зверху зелене забарвлення, знизу – світло-блакитне (поверхня матова).
КОРОТКА ТЕХНІЧНА ХАРАКТЕРИСТИКА
Габаритні розміри, м:
розмах крила 10.56
довжина 8.51
колія шасі 3,29
розмах стабілізатора 4,0
діаметр гвинта 2,9
Площа крила з лсдфюзеляжною частиною), м 2 17,0
Вага, кг:
порожнього 2 954
злітний 3 804
Максимальна швидкість, км/год. S10 Стеля, м 12 050
Дальність польоту, км 600
Через недооцінку перспектив розвитку військовим начальством ударна реактивна авіація СРСР до середини 40-х років ХХ століття почала відставати від своїх головних конкурентів. Роботи, спрямовані на створення нових реактивних авіамоторів, велися і в 30-х роках, але більшість з них були занедбані на половині виконання, не дійшовши до перевірочних етапів та встановлення на літальні апарати. Після впровадження реактивних двигунів у силові установки ворожих повітряних суден Радянський Союзвідновив роботи над удосконаленням своїх бойових літаків.
Історія Су-5
Лютий 1944 року. На плановому засіданні Державного КомітетуОборони було ухвалено рішення про створення на базі Наркомату авіапромисловості (НКАП) центру реактивного двигунобудування. У планах комітету було отримати перші проекти зразків реактивних авіамоторів та літаків уже за місяць.
Завдання з розробки літаків із реактивними двигунами отримали конструкторські бюро С.А. Лавочкіна, А.І. Мікояна, Н.М. Полікарпова та П.О. Сухого.
Перед бригадою Павла Йосиповича поставили одразу два завдання:
- 1) розробити конструкцію та побудувати експериментальний одномісний варіант, оснащений двигунами ВК-107А та ВРДК;
- 2) розробити проект і побудувати модифікацію Су-6, яку до складу силової установки поставити мотор РД-1, розроблений конструктором В.П. Глушко.
Виконати перше завдання вдалося вже на початку 1944 р. Сухий представив ескіз винищувача, який оснащувався поршневим двигуном М-105А та додатковим компресорним повітряно-реактивним двигуном.
Привід в дію ВРДК відбувався шляхом переходу моменту, що крутить, з валу двигуна М-105А на двошвидкісній передачі.
Цей ескізний проект отримав позначення «І-107» та був поданий на розгляд Держкомітету Оборони у липні 1944 року.
Твердження макетного проекту співпало із завершенням статичних випробувань. Випуск першого льотного дослідного зразка затягнувся через порушення термінів постачання двигунів.
Літак отримав індекс Су-5. Вперше його підняв у повітря льотчик-випробувач сухівського заводу Г.М. Комарів. Сталося це 6.04.1945. Заводські випробування тривали до жовтня. Вчинено 42 польоти, в 11 з яких задіяно включення ВРДК.
Винищувач не виправдав очікувань, максимальна швидкість була на 20% меншою за прогнозовану. Тому було ухвалено рішення направити наступний екземпляр на продування в аеродинамічній трубі Т-101 ЦАГІ.
Листопад 1946 р. Вихід постанови уряду СРСР, що припиняє ведення робіт з «неактуальних» проектів літаків. Су-5 підпав під таку категорію і в серійне виробництвотак і не було запущено.
Конструкція Су-5
Винищувач Су-5 мав конструкцію типу одномісного металевого моноплану, обшитого листовим дюралюмінієм товщиною 1-2 мм.
Крила літака однолонжеронні, двоконсольні. Стик консолі з фюзеляжем, який прибраний під заліз, проходить бортовими нервюрами.
У комплектацію Су-5 входять елерони з аеродинамічною та ваговою компенсацією. Керований триммер знаходиться на лівому елероні.
До складу озброєння цього винищувача планувалося включити гармату Н-23 із боєзапасом 100 снарядів. Також у планах конструкторів було розміщення двох кулеметів УБС калібром 12,7 мм, що мають боєзапас 200 набоїв.
Кабіна літака була захищена бронею завтовшки 1 см і бронесклом.
Фюзеляж Су-5 монококного типу, виконаний із дюралюмінію. Уздовж фюзеляжу тягнеться повітряний канал, де послідовно помістили компресор, водяний радіатор та форсункову камеру. Хвостову частину каналу заповнює камера згоряння, яка зроблена з жаростійкої сталі та має подвійну стінку, крізь яку проходить повітря з метою охолодження.
Олійний радіатор розміщується в тунелі лівої консолі крила. Бензобаки, які живлять паливом основний двигун та ВРДК, розташовуються у передній частині фюзеляжу за кабіною пілотів.
Металевий нерегульований стабілізатор, що вільно несе, і кіль розташовані над фюзеляжем. Кермо забезпечене металевими керованими триммерами.
Шасі літака Су-5 типу, що забирається. У зібраному вигляді стійки шасі закриваються стулками. Колеса в режимі польоту знаходиться під камерою згоряння.
Верхня частина винищувача забарвлювалася у зелений колір, нижня – у світло-блакитний.
Су-5 характеристики:
| Модифікація | |
| Розмах крила, м | 10.56 |
| Довжина, м | 8.51 |
| Висота, м | 2.97 |
| Площа крила, м2 | 17.00 |
| Маса, кг | |
| порожній літак | 2954 |
| максимальна злітна | 3604 |
| Тип двигуна | 1 ПД ВК-107А + ВРДК |
| Потужність, л.с. | 1 х 1650 |
| Максимальна швидкість, км/год | 830 |
| Крейсерська швидкість, км/год | 640 |
| Практична дальність, км | 600 |
| Скоропідйомність, м/хв | 880 |
| Практична стеля, м | 12000 |
| Екіпаж, чол | 1 |
| Озброєння: | одна 23-мм гармата НС-23 (100 снарядів) та |
| два 12.7-мм кулемета УБС (400 снарядів) |
Завантаження...
