Авиация и время 1999 04 | страница 36
Крыло имело стреловидность по передней кромке 49° до излома и далее 45°30'. Профиль – ламинарный, в корне – С-12а (или СР-12с), далее -СР-11. Поперечное "V" -3°, угол установки – +1°. Консоли крыла крепились к шп. № 9, № 11 и № 13. Конструктивно-силовая схема консоли включала лонжерон, поперечную и вспомогательную балки, заднюю стенку, обшивку, стрингеры и 25 нервюр. На концах крыла устанавливались противофлатер-ные грузы массой по 5,1 кг. Щитки-закрылки суммарной площадью 2,86 м2 располагались между нервюрами № 1 и № 18. Они сдвигались назад и отклонялись на 20° при взлете и на 60° при посадке. Каждый элерон размахом 1,512 м и площадью 0,80 м2 имел аэродинамическую компенсацию и отклонялся на ±18°. На правом элероне имелся триммер.
Пусковое устройство ПУ-21 для НАР С-21
Starting device ПУ-21 for С-21 aimed missile
Носовая опора шасси и пушки НР-23 (вверху), Н-37
Nose landing gear and cannons: top – HP-23, bottom – H-37
Вертикальное оперение имело симметричный профиль и стреловидность по передней кромке 55°41'. Площадь – 4,26 м2, в т. ч. руля направления – 0,947 м2. Рулькрепился к килю в трех точках, имел два компенсирующих груза (верхний – 2,6 кг, нижний – 5,38 кг) и отклонялся на ±25°. На верхней части вертикального оперения располагалась антенна станции предупреждения об облучении «Сирена-2».
Горизонтальное оперение крепилось к килю, имело угол стреловидности 45°, размах – 3,18 м, площадь – 3,10 м2, в т. ч. руля высоты – 0,884 м2. Угол установки горизонтального оперения – регулируемый. Руль высоты отклонялся вверх на 32°, вниз – на 16°, на его левой консоли размещался триммер.
Шасси – трехопорное. Передняя стойка крепилась к шп. № 4 и убиралась вперед. Она оснащалась колесом 480x200 мм и оборудовалась демпфером «шимми». Главные опоры убирались к фюзеляжу в крыльевые отсеки. Каждая из них оснащалась тормозным колесом 660x160 мм. Уборка и выпуск шасси – гидравлические (в аварийной ситуации выпуск – пневматический). Амортизация – масляно-пневматическая. Колея шасси – 3,849 м, база – 3,368 м.
Силовая установка МиГ-17/17П включала турбореактивный двигатель ВК-1, а МиГ-17Ф/ПФ/ПФУ – двигатель ВК-1Ф. ТРД крепился с помощью моторамы к шп. № 13. Двигатель имел двухступенчатый центробежный компрессор, 9 камер сгорания, одноступенчатую турбину. ВК-1Ф оснащался форсажной камерой с регулируемым соплом. Максимальная тяга достигалась при 11560 оборотах турбины в минуту и полном форсаже (удельный расход топлива при этом составлял 0,18-0,2 кг/Н-час, а без форсажа – 0,115 кг/Н-час). Топливо (керосин Т-1 или ТС-^размещалось в двух фюзеляжных баках общей емкостью 1400-1415 л. Передний резиновый бак на 1250 л располагался между шп. № 9 и № 13, задний металлический находился между шп. № 21 и № 25. Под крылом могли подвешиваться два ПТБ емкостью по 400 л. Порядок выработки топлива не изменял центровки самолета.
