Самолет-заправщик VC-10 – преемник летающего танкера «Виктор»

Работы по техническому проектированию новой модификаци начались в 1969 г. Для переоборудования под заправщики был выделен 21 самолет «Виктор» В Mk.2R, а также один самолет «Виктор» В Мк.1, который предполагалось использовать в качестве учебного. Однако в 1970 г. фирма «Хэндли Пейдж», столкнувшись с финансовыми трудностями, была ликвидирована. Работы по уже начатой программе были продолжены фирмой «Хау- кер Сиддли». Переоборудование первого самолета «Виктор» В Мк.2 в заправщик «Виктор» К Мк.2 завершилось в марте 1972 г., а в 1974 г. работы по модификации всех самолетов были завершены. В их бомбовых отсеках было смонтировано два дополнительных топливных бака, вмещающих по 7264 кг топлива. Под крылом подвешивалось два заправочных агрегата Мк.20В, в фюзеляже устанавливался агрегат с более высокой производительностью Mk.1T.

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным серповидным крылом, Т-образным оперением и четырьмя ТРД, расположенными в корневой части крыла.

В конструкции планера широко применена точечная сварка и отливки из магниевого сплава с содержанием циркония.

Крыло серповидное (углы стреловидности по передней кромке – 52, 45 и 35°, по линии 1/4 хорд, соответственно, 48, 41 и 32°). Относительная толщина в корневом участке 16%, в среднем – 9% и в концевом – 6%, сужение 4,3, удлинение 5. Угол поперечного V отрицательный, изменяющийся по размаху).

Имеются двухсекционные щелевые закрылки и отклоняемые носки концевых частей (используются на взлете, наборе высоты и посадке, хорда отклоняющихся носков – 15% хорды крыла). Элероны, расположенные на концевых участках крыла, состоят из двух секций.

Конструкция корневых и средних участков – кессонная, с работающей обшивкой из крупногабаритных панелей, образованных двумя листами, с внутренней стороны подкрепленных гофром (крепится к листам обшивки точечной сваркой; за счет применения электродов большого диаметра удалось обеспечить высокую гладкость поверхности крыла). Обшивка, выполненная из высокопрочного алюминиевого сплава DTD-687 с содержанием цинка и меди, воспринимает аэродинамические нагрузки, а также нагрузки, возникающие вследствие наддува встроенных в крыло топливных баков. Носок крыла имеет двойную обшивку, полость которой является каналом тепловой противообледенительной системы.

Центроплан образован тремя лонжеронами (передний лонжерон – с одним большим эллиптическим вырезом под канал воздухозаборника, два последующих – с двумя вырезами в каждом). Стенки первого и третьего лонжеронов на самолетах ранних серий – из панелей переменной толщины, на более поздних машинах толщина стенок одинакова. Менее нагруженный средний лонжерон имеет стенку с гофрированным подкреплением. Кромки вырезов под каналы воздухозаборника усилены коваными кольцами. В консольной части имеется четыре лонжерона (в местах изменения стреловидности крыла лонжероны имеют изломы). Кованые и прессованные детали выполнены из сплава DTD-683, менее нагруженные – из алюминиево-медных сплавов L-72 и L-73.

Каждая консоль имеет восемь нервюр (из них шесть – усиленных за счет использования листов с гофрированным подкреплением). Стенки нервюр, примыкающих к двигательным отсекам, выполнены из титанового сплава (кроме того, в конструкции самолета применяются титановые болты).

Оперение Т-образное. Его особенностью является относительно большая площадь руля высоты (примерно 2/3 площади всего горизонтального оперения). Угол стреловидности – 60° у корня и 45° – на концах. Руль высоты – с весовой компенсацией. Ось вращения руля представляет собой трубу и одновременно является каналом тепловой противообледенительной системы. Стабилизатор и руль высоты имеют четыре нервюры (конструкция аналогична конструкции крыла).

Горизонтальное оперение крепится к килю в четырех точках коваными узлами из высокопрочного легкого сплава. Место соединения киля и стабилизатора закрыто пластмассовым обтекателем.

Киль трехлонжеронный, с углом стреловидности по передней кромке 47°. Вдоль передней кромки проходит канал противообледенительной системы. В конструкции использованы панели с подкреплением из гофрированных листов.

Руль направления с тремя шарнирами, его обшивка подкреплена гофром (без внутреннего листа). В основании киля находится отсек для тормозного парашюта.

Фюзеляж круглого поперечного сечения (диаметр около 3 м). Нижняя носовая часть, в которой размещено прицельное и навигационное оборудование, выступает вниз, образуя характерную «бороду». Фонарь кабины экипажа не выступает из обводов фюзеляжа.

Фюзеляж состоит из трех основных частей: передней, средней и хвостовой. Передняя часть включает гермокабину и отсек БРЭО, в котором избыточное давление создается за счет скоростного напора. Средняя и хвостовая часть выполнены как единое целое и образуют работающую на кручение оболочку. Герметический отсек носовой части ограничен снизу полом кабины, сзади – сферическим днищем.

В гермокабине, выполненной из листов алюминиево-медного сплава, размещены два летчика. За ними, спиной к направлению полета, в один ряд за рабочим столом сидят штурман-навигатор, штурман-бомбардир и бортрадист (стол используется как силовой элемент конструкции, перераспределяющий нагрузку в месте соединения плоского пола кабины и днища). Расположенный между летчиками пульт управления топливной системой может сдвигаться вперед для прохода штурмана к переднему рабочему месту, где установлен оптический прицел (РУД и рычаги управления триммерами установлены не на пульте, а на стенках кабины). Со стороны командира самолета имеется панель управления стартовыми двигателями, со стороны второго летчика – панель управления дозаправкой топливом в полете.