"Зарубежное военное обозрение" 10'1988

НОВЫЙ КАНАДСКИЙ УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ

Подполковник В.Юрцев

Канадской фирмой "Венга" разработан учебно-тренировочный самолет TG-10, который предназначается для обучения летного состава тактической авиации (на всех этапах подготовки) с выполнением фигур высшего пилотажа. В основу создания нового самолета были положены конструктивные схемы американских истребителей F-5E "Тайгер-2" и F-18A "Хорнет", а главной отличительной особенностью является изготовление планера полностью из композиционных материалов (КМ). В частности, основные лонжероны выполнены из КМ с алюминиевой матрицей и армированием волокнами углерода, другие высоконагруженные конструктивные элементы - из углепластика. Кроме того, широко используются слоистые конструкции с заполнителем из прессованного пенопласта и обшивки из стеклоткани, соединяемые эпоксидными смолами в вакууме. Такие конструкции, как считают канадские специалисты, существенно упрощают ремонт в полевых условиях. Ресурс планера вследствие повышенных (по сравнению с металлическими конструкциями) коррозионной стойкости и усталостной прочности составит, по их расчетам, около 10 тыс. ч налета.
К другим особенностям самолета TG-10 относятся модульность конструкции, способность осуществлять взлет и посадку на участки шоссейных дорог и полевые аэродромы, возможность применения (после соответствующего переоборудования) в качестве легкого одноместного штурмовика.
Конструктивно TG-10 выполнен по схеме моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом с положительным поперечным V, равным 2,5° (см. рисунок). В состав механизации крыла входят предкрылки с электрическим приводом и дифференциально отклоняемые элероны с триммерами. Хвостовое [47] оперение включает низкорасположенный стреловидный стабилизатор с рулем высоты и размещенные впереди него два киля с рулями направления. Все рули снабжены триммерами. Фюзеляж по схеме и внешнему виду аналогичен фюзеляжу истребителя F-5E. По его бокам в районе крыла находятся воздухозаборники с большими разделительными (щелеобразующими) перегородками, а на нижней части имеются воздушные тормоза с электрогидравлическим приводом. Шасси трехколесное. Проектные тактико-технические характеристики самолета TG-10 приведены ниже.
Кабина экипажа двухместная, с тандемным расположением обучающегося и инструктора. Члены экипажа разделены внутренней перегородкой и размещаются на креслах, обеспечивающих катапультирование в аварийной обстановке при нулевой высоте и скорости полета. Фонарь общий, сбрасываемый. Органы управления и приборное оборудование дублированные, за исключением переключателей топливных насосов и панели управления оружием.
Силовая установка опытного образца самолета TG-10 состоит из турбореактивного двигателя J85-GE-5 американской фирмы "Дженерал электрик" тягой 1330 кгс. В ходе серийного производства этот двигатель планируется заменить более современным и экономичным двухконтурным JT15D-4C канадского отделения американской фирмы "Пратт энд Уитни" тягой 1130 кгс. Топливо размещается в трех фюзеляжных баках общей емкостью 1220 л. При использовании самолета в качестве штурмовика предусматривается возможность подвески под фюзеляжем дополнительного сбрасываемого бака емкостью 265 л.
Бортовое оборудование TG-10 упрощенное, стандартное для машин такого типа. Вооружение располагается на четырех подкрыльевых и одном подфюзеляжном узле подвески и может включать до трех 7,62-мм или 12,7-мм пулеметов с боекомплектом по 450 или 250 патронов соответственно, две 20-мм пушки с боекомплектом по 150 патронов, пусковые установки с НАР калибров 68, 70 и 81 мм, а также неуправляемые бомбы калибра до 250 фунтов. Кроме того, рассматривается возможность установки на этих же узлах малогабаритного подвесного разведывательного оборудования.
Согласно сообщениям зарубежной печати, первый опытный образец самолета TG-10 собран в конце 1987 г. и в настоящее время ведутся его летные испытания. 
Геометрические размеры, м:
    длина        11,89
    высота        4,04
    размах крыла  8,23
Масса {1}, кг:
    пустого самолета (с оборудованием и невырабатываемым остатком топлива) 1290 (1050)
    вырабатываемого запаса топлива во внутренних баках                      900
    боевой (полезной) нагрузки на наружных узлах подвески                   275 (845)
    максимальная взлетная                                                  2645 (2885)
Максимальная скорость полёта {2}, км/ч:
    на уровне моря в условиях МСА       900
    на высоте 9000 м в условиях МСА     835
Скорость сваливания, км/ч               145
Максимальная скороподъемность на уровне моря в условиях МСА, м/с  35,6
Время набора высоты 9000 м, мин                                   7,2
Длина разбега на уровне моря в условиях МСА, м                    185
Взлетная дистанция на уровне моря в условиях МСА, м               400
Максимальная дальность полёта, км:
    с внутренним запасом топлива и учетом 10 проц. резерва 1760
    с подвесным топливным баком без учета резерва          2350
Максимальная продолжительность полета на высоте 9000 м, ч  2,5
{1} В скобках приведены характеристики массы самолета в варианте штурмовика.
{2} Эта и последующие характеристики рассчитаны для взлетной массы 2645 кг при условии использования двигателя J85-GE-5.
HTTP://ATTEND.TO/COMMI
Статья предоставлена: http://www.zw-observer.narod.ru
Hosted by uCoz