Kraków 20.09.2008r.
198b Rozdział 1965r.
PZL TS-16 Grot
Samolot szkolno-treningowy i szturmowo-bojowy o prędkości naddźwiękowej.
Konstrukcja
Jednomiejscowy ( myśliwsko-szturmowy ), dwumiejscowy ( szkolno-treningowy ) samolot o prędkości naddźwiękowej, wolnonośny grzbietopłat o klasycznym układzie. Zbudowany zgodnie z regułą pól. Całkowicie metalowy. Podstawowym materiałem były stopy aluminium.
Skrzydła skośne o obrysie dwutrapezowym. Skos krawędzi natarcia wynosi 45 stopni. Wyposażono je w uskok na krawędzi natarcia. Krawędź spływu przy kadłubie minus 10 stopni i tam umieszczono klapy. Z kolei na zewnątrz skos plus 10 stopni i tam umieszczono także klapy. Czyli klapy umieszczono na całej krawędzi spływu, a wylane są 15 stopni do startu i 60 stopni do lądowania. Konstrukcja klap zwykła, wysklepiająca i są trójdzielne. Napęd klap hydrauliczny. Skrzydło otrzymało profil szybkościowy laminarny symetryczny. Od uskoku na krawędzi natarcia nosek zakrzywiony jest do dołu. Konstrukcja skrzydła jednodźwigarowa z dźwigarem pomocniczym skośnym, z wręgami i podłużnicami. Mimo nowoczesnego obrysu i profilu konstrukcja skrzydła jest tradycyjna. Pokrycie frezowane. Wnętrze skrzydła wykorzystano jako integralny zbiornik paliwa.
Kadłub półskorupowy, wręgowo-podłużnicowy. Pokrycie pracujące o różnej grubości. W przedniej części umieszczono wyposażenie awioniczne, komora podwozia przedniego i uzbrojenie lufowe. Kabina załogi w układzie tandem. Wentylowana i klimatyzowana. Klapy hamulców aerodynamicznych umieszczono w TS-16 na stateczniku pionowym, a w TS-16 RD na kadłubie poniżej statecznika pionowego, a nad usterzeniem poziomym. Spadochron hamujący początkowo planowano umieścić w spodzie kadłuba pod specjalna klapą podobnie jak w pierwszych wersjach Su-7, następnie w zasobniku pomiędzy dyszami wylotowymi silników. W TS-16 RD spadochron umieszczono w zasobniku u podstawy usterzenia pionowego, podobnie jak w Lim-6 bis.
Usterzenie pionowe klasyczne z podziałem na ster i statecznik. Usterzenie poziome płytowe, symetryczne, wolnonośne, o konstrukcji przekładkowej, wzajemnie zamienne. Pełnią rolę steru wysokości i lotek, czyli są to sterlotki, inaczej elewony.
Podwozie trójpodporowe z pojedynczymi kołami podparte i całkowicie chowane w kadłub. Zarówno przednie jak i główne w kierunku do przodu. Amortyzatory olejowo-gazowe. Podwozie główne było tak skonstruowane, że w pozycji schowanej jedno koło zachodziło na drugie. Było to pionierskie rozwiązanie praktycznie nigdy nie powtórzone. Pozwala ono zminimalizować objętość komory podwozia głównego, która jest praktycznie jedna.
Samolot miał być napędzany dwoma silnikami SO-2, będącymi silnikami SO-1 wyposażonymi w dopalacz. Przewidywany ciąg wynosił 2 x 9,8 kN ( 2 x 1 000 kG ), a z dopalaniem 2 x 14,7 kN ( 2 x 1 500 kG ). Jak pokazały następne lata parametry te były jak najbardziej do spełnienia.
Silnik SO-2 był opracowywany w IL na bzie silnika SO-1, który został zamontowany na prototypie TS-11-03 i pierwszy lot z nim wykonał w dniu 28.04.1964r. W dalszej kolejności pracując nad silnikiem SO-2 zwracano uwagę nie tyle na jego maksymalny ciąg z dopalaniem, co na niezawodność układu dopalania. Jednostkowe zużycie paliwa nie było kryterium ostrym, gdyż loty na tego typu samolotach są przeważnie krótkotrwałe. Silnik SO-2 miał zachować wszystkie walory silnika SO-1; trwałość konstrukcji, prostota konstrukcji, temperatura przed turbiną poniżej 1 110 K, aby nie stosować chłodzenia łopatek turbiny, możliwość nieograniczonego lotu odwróconego ( na plecach ). Silnik SO-2 składa się ze; Sprężarki osiowej 7-stopniowej ( o wydatku powietrza 18 kg/s ) wirnik i korpus z zespołem kierownic. Pierścieniowa komora spalania z odparowaniem paliwa. Rurę żarową i osłonę wykonano ze stopu niklowo-chromowego. Komora ma 24 odparowywacze, które zasilane są przez 12 podwójnych strumieniowych wtryskiwaczy roboczych, 6 wtryskiwaczy rozruchowych, 2 świece wysokiej energii. Zespół turbinowy 1-stopniowy składa się z wirnika, zespołu kierownic, przegrody oraz osłony turbiny. Turbina konstrukcji reakcyjnej. Temperatura w rejonie turbiny dla silnika SO-1 w warunkach startowych wynosi maksymalnie 973 K. Za zespołem turbinowym umieszczono dopalacz z zespołem wtryskiwaczy. Dysza wylotowa regulowana (?).
Układ smarowania silnika składa się z dwóch obwodów; pierwszy – smaruje przednie łożysko pędni i napęd agregatów, drugi – smaruje środkowe i tylne łożysko pędni i jest układem otwartym z utratą oleju.
Rozruch silnika jest elektryczny przy pomocy prądorozrusznika zasilanego z lotniskowego źródła zasilania lub akumulatora pokładowego.
Silnik wyposażono w dwuobwodową instalację przeciwpożarową. Jeden obwód zasilany gazem neutralnym gasi rejon gorącej strefy silnika, drugi służy do gaszenia agregatów.
Samolot wyposażono w jeden silnik RD-9 B konstrukcji S. Tumańskiego o ciągu 1 x 2 550 kG ( 1 x 25,48 kN ) a z dopalaniem 1 x 3 237 kG ( 1 x 32,4 kN ). Silnik składa się z 10-stopniowej sprężarki osiowej, przy 5-stopniu upust przeciwpompażowy, komora spalania z 10 rur żarowych, dwustopniowa turbina, dopalacz, trzy stopnie regulacji dyszy wylotowej. Maksymalna prędkość obrotowa wału wynosi 11 150 obr/min. Zużycie paliwa przy prędkości 1 000 km/h i wysokości lotu 11 000 m wynosi 0,12 kg/(N/h), a przy włączonym dopalaczu wynosi 0,18 kg/(N/h). Włączenie dopalacza powoduje wzrost zużycia paliwa o około 50 – 60 %.
Paliwo umieszczono w kadłubie i w skrzydłach. Dla poprawienia sprawności silnika przewidywano podgrzewanie paliwa przed podaniem do wtryskiwaczy.
Radiostacja UKF R-800, automatyczny radiokompas ARK-5, sygnalizator przelotu nad radiolatarnią MRP-48, radiowysokościomierz RW-2, busola żyromagnetyczna GIK-7, radiodalmierz SRD-1, telefon pokładowy.
Wersja TS-16 B ( szkolno-treningowa ). Dla usprawnienia procesu szkolenia przewidziano zastosowanie symulatora uszkodzeń. System ten miał być sterowany z drugiej kabiny, a miał zakłócać wskazania przyrządów w pierwszej kabinie dla wyrobienia poprawnych nawyków szkolonego pilota.
Wersja TS-16 A – dwa działka NR-23 kal. 23 mm.
Wersja TS-16 B – jedno działko NR-23 kal. 23 mm.
Ponadto 1 foto karabin S-1 dla rejestracji wyników szkolnego strzelania.
Brano pod uwagę zastosowanie węzłów podkadłubowych i podskrzydłowych dla przenoszenia uzbrojenia lub dodatkowych zbiorników paliwa. W uzbrojeniu podwieszanym przewidywano npr, kpr na podczerwień, bomby, zasobniki artyleryjskie. Prac w tym kierunku jednak nie podjęto.
Dane T-T
Dane T-T |
|
TS-16 A |
TS-16 B |
TS-16 RD-A |
TS-16 RD-B |
|
Wymiary |
|
|
|
|
|
Miano |
R |
|
7,00 |
7,00 |
7,00 |
7,00 |
M. |
D |
|
13,00 |
13,00 |
14,40 |
14,40 |
M. |
H |
|
3,90 |
3,90 |
3,90 |
3,90 |
M. |
Pow. nośna |
|
19,20 |
19,20 |
19,20 |
19,20 |
M2 |
Masa |
Własna |
|
|
3 190 |
3 240 |
Kg |
|
Całkowita |
|
|
4 945 |
4 946 |
Kg |
|
Max |
|
|
|
|
Kg |
|
Ładunku |
|
|
|
|
Kg |
|
Paliwo |
|
|
|
|
Kg |
Prędkość |
Max na 0 m |
|
|
1 210 |
1 210 |
Km/h |
|
Dopuszczalna na 0 m |
|
|
1 260 |
1 260 |
Km/h |
|
Max na 9 000 m |
Ma-1,3 |
Ma-1,3 |
1 460 |
1 460 |
Km/h |
|
Dopuszczalna na 5 900 m |
|
|
1 710 |
1 710 |
Km/h |
|
Wznoszenia |
|
|
92 |
92 |
M/s |
|
Przelotowa |
|
|
850 |
850 |
Km/h |
|
Lądowania |
|
|
210 |
210 |
Km/h |
Zasięg |
Max |
|
|
2 200 |
2 200 |
Km |
|
Z ładunkiem |
|
|
|
|
Km |
Promień |
działania |
|
|
|
|
|
Pułap |
|
|
|
14 000 |
14 000 |
M. |
Rozbieg |
Dobieg |
|
|
|
|
M. |
Silnik |
Typ |
SO-2 |
SO-2 |
RD-9 B |
RD-9 B |
|
|
Ciąg |
2 x 9,8 kN bez dop 2 x 14,7 kN z dop |
2 x 9,8 kN bez dop 2 x 14,7 kN z dop |
1 x 25,48 kN bez dop 1 x 32,4 kN z dop |
1 x 25,48 kN bez dop 1 x 32,4 kN z dop |
|
Załoga |
|
1 |
2 |
1 |
2 |
|
Liczba |
sztuk |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
Opracował Karol Placha Hetman.