Читать «Авиация и космонавтика 2005 09» онлайн - страница 10

Крыло площадью 25,14 кв.м и стреловидностью 55 град, по линии фокусов имело сверхзвуковой профиль с относительной толщиной 6% (для сравнения - корневой профиль крыла МиГ-19 имел 12% толщину). Для снижения трудоемкости литым выполнялся и ряд агрегатов планера, включая крыло и оперение. Одновременно это способствовало повышению точности и чистоты аэродинамических обводов. Решение было предложено сотрудником НИАТ Е.С.Стебаковым, вместе с главным инженером завода Ю.И.Шукстом занимавшимся созданием технологии литья тонкостенных панелей методом выжимания. Полученные тонкостенные отливки следовало термообрабатывать, но их сильно коробило с "поводкой" формы и размеров. Для предотвращения деформаций их стали загружать в термическую печь "закованными" в цельную стальную остнастку, получая чистовые готовые изделия с заданными контурами, не требующими мехоб-работки.

Хвостовое оперение классической схемы с рулем направления и цельно-поворотным стабилизатором, площадь вертикального оперения - 2,82 кв.м, горизонтального - 4 м2. Для доставки киль и крыло ракеты снимались, и окончательная сборка производилась заводской бригадой уже на месте, после чего манипуляции с громоздким изделием становились изрядной проблемой. Небольшой подфюзеляжный киль, служивший для повышения путевой устойчивости, для удобства перевозки также был съемным и крепился к ракете уже на подвеске.

Лобовой воздухозаборник имел подвижный центральный конус, автоматически выдвигавшийся по мере разгона ракеты. Круглый канал от воздухозаборника имел сложную форму, огибая отсек БЧ снизу, где его сечение переходило в серповидное и вновь становилось круглым на входе в двигатель. Для изготовления воздушного канала использовались объемные макеты и большое количество штамповочной оснастки. Своеобразием отличалось конструктивное решение объемистого отсека под БЧ, требовавшей трехметрового выреза в фюзеляже. Отсек, получивший название "трюма", подкреплялся промежуточным силовым шпангоутом, верхний пояс которого при установке и съеме БЧ снимался и ставился на место после снаряжение ракеты зарядом.

Компоновка Х-20 существенно затруднила размещение топливных баков - место под требуемые 4000 кг топлива пришлось изыскивать в оставшихся незанятых объемах. Один из баков емкостью 1390 л располагался перед БЧ сразу за системой управления конуса, другой в 2100 л опоясывал воздушный канал за БЧ, еще три размещались возле двигателя. Общий запас топлива (авиационного керосина Т-1 или ТС-1) составлял 5090 л.

Основной бак первоначально предусматривался сварным «бочонком» из тонколистовой стали, однако при этом возникали проблемы коррозии внутренних полостей после травления, и сталь заменили легкой и технологичной сварной конструкцией из сплава АМГ-6. Большой передний бак на тонну керосина имел мягкую конструкцию и выполнялся из керосиностойкой резины. В заводской резино-пластмас-совой мастерской (позже цех №17) оборудовали участок со сложной оснасткой и вакуумным котлом, в котором вулканизировалось изделие. На крупногабаритный стальной пуансон наклеивали слои сырой резины, усиливая ее прорезиненной тканью-арматурой, в агрегат вклеивали заправочные и расходные штуцера. Собранное изделие целиком помещали в вакуумный котел, где при высокой температуре происходила вулканизация. Из готового бака через разрез по частям извлекали пуансон, заклеивая шов, и усиливали его тканевыми лентами.