Авиация и время 2014 03

В передней секции фюзеляжа находятся рабочие места 4 членов экипажа. Летчики располагаются рядом под прозрачным фонарем, верхние створки которого могут откидываться вверх и в стороны для покидания самолета после аварийной посадки его на воду. За кабиной пилотов в фюзеляже по левому борту находится кабина радиста, а за ней – рабочее место штурмана. Рабочее место бом бардира – в носовом отсеке передней секции. В полете штурман переходит в этот отсек по проходу вдоль правого борта фюзеляжа. Отсек бомбардира имеет боковое и нижнее остекление, а спереди на нем закреплена оборонительная турель. На нижней поверхности носового отсека находится люк для входа экипажа в самолет. Крышка этоголюка фанерная. Рабочее место стрелка – хвостовая оборонительная турель. По правому борту задней секции фюзеляжа снизу имеется ромбовидный аварийный люк для покидания самолета в полете. Еще один люк круглой формы, расположенный на нижней поверхности задней секции, зашит (на ранних вариантах самолета он использовался для выдвигающейся нижней оборонительной установки). Между этим люком и входным находится бомбоотсек, который двумя продольными силовыми балками разделен на три секции. Бомболюк закрывается 30 створками: 5 продольных рядов по 6 створок в каждом. Левая и правая секции бомбоотсека имеют по два ряда створок, центральная секция – один ряд створок, которые крепятся к левой балке бомбоотсека. Сворки трех центральных рядов – цельнометаллические, створки двух крайних рядов обшиты полотном. На обоих бортах фюзеляжа в зоне бомбоотсека имеется остекление.

Крыло набрано из аэродинамических профилей NACA-24. Удлинение крыла – 8,83. Конструкция крыла – однолонжеронная. Продольный набор включает ферменный лонжерон типа Уоррен с трубчатыми поясами, переднюю и заднюю стенки. Лонжерон проходит сквозь фюзеляж, стенки шарнирно крепятся к шпангоутам фюзеляжа. Оболочка крыла представляет собой «геодезическую» решетку, к которой прикреплена полотняная обшивка. Носки и законцовки крыла имеют металлическую обшивку. Каждая консоль крыла состоит из двух частей: средней (СЧК) и концевой (КЧК). Лонжерон СЧК – двухбалочный. Вдоль всей задней кромки СЧК располагается двухсекционный щиток-закрылок типа Шренк. Элероны типа Фрайз обтянуты полотном. Они выполнены с весовой балансировкой и оснащены триммерами. Левый триммер управляется из кабины, а правый регулируется на земле.

На средних частях крыла закреплены двигатели и основные опоры шасси. Внутренние объемы каждой СЧК между мотогондолой и стыком с КЧК занимают 6 топливных баков: 3 передних (между лонжероном и передней стенкой) и 3 задних (между лонжероном и задней стенкой).

Хвостовое оперение – свободнонесущее. Нижняя секция киля и корневые секции стабилизатора имеют однолонжеронный «геодезический» каркас с полотняной обшивкой и металлическим носком. Верхняя секция киля и концевые секции стабилизатора – цельнометаллические. Рули обшиты полотном и оснащены триммерами. Руль высоты выполнен с роговой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. На руле направления установлены внешние весовые балансиры.

Шасси трехопорное с хвостовым колесом. Колея шасси – 6,96 м. Все опоры убираются по полету: основные – в ниши мотогондол, хвостовая – в фюзеляж. При уборке опоры шасси закрываются створками, но основные колеса частично остаются в потоке. Стойка основной опоры выполнена в виде рамы, включающей два телескопических масляно-воздушных амортизатора Vickers. Между амортизаторами установлено тормозное колесо Dunlop АН.10158 размером 1170x430 мм. Хвостовое колесо – нетормозное типа Dunlop АН.10223.

Силовая установка включает два поршневых двигателя воздушного охлаждения Bristol Pegasus XVIII с трехлопастными воздушными винтами de Havilland. Двигатель – 9-цилиндровый однорядный звездообразный, оснащен двухскоростным нагнетателем центробежного типа. Взлетная мощность двигателя на уровне моря – 965 л.с. (при 2475 об/мин). Удельный расход топлива – 236 г/л.с.-ч. Диаметр двигателя – 1,41 м, длина – 1,55 м, сухая масса – 504 кг. Винт – металлический изменяемого шага, левого вращения. Диаметр винта -3,81 м. Запуск двигателя – от электростартера. Выхлопные газы от каждого двигателя выводятся через коллектор в выхлопную трубу с пламегасителем на внешней стороне мотогондолы.

Применяемое топливо – бензин с октановым числом 100. Топливо размещается в 12 крыльевых баках и 2 баках в мотогондолах. Общая емкость топливной системы – 3410 л, в т.ч. бака в мотогондоле – 284 л. Топливные баки – протектированные, выполнены из легких сплавов. Каждый двигатель питается от своей группы баков. Левая и правая группы связаны между собой трубопроводом. Каждая группа баков оснащена системой аварийного слива топлива в полете, трубопровод которой соединен с передним средним крыльевым топливным баком и проходит под нижней поверхностью СЧК. Для увеличения дальности полета в бомбоотсеке могут размещаться дополнительные топливные баки: один емкостью 841 л в центральной секции или два по 636 л в крайних секциях.