Когда «радуги» перелетали через Атлантику. Часть 8

Техническое описание и характеристики самолета для дальних перелетов Couzinet 70/71 Arcs-en-Ciel 

Данный самолет предназначался для скоростной перевозки почтовых грузов на большие расстояния с обеспечением экипажу комфортных условий работы.

Безопасность

При уровне развития техники тех лет лишь трехмоторная компоновка позволяла с уверенностью гарантировать продолжение полета в плохую погоду с одним остановленным двигателем. Данная компоновка предохраняла от вынужденной посадки, являвшейся следствием выхода из строя двигателя. Поломка части силовой установки была постоянной угрозой для одномоторных самолетов, и ее невозможно было устранить тщательным обслуживанием или частыми проверками.

Оборудование было разработано таким образом, чтобы уменьшить время и сократить объем технического обслуживания, а также с целью облегчения осмотра и ремонта вспомогательного оборудования. Для обеспечения максимальной надежности вспомогательное оборудование силовой установки было доступно в полете, а отклоняющиеся поверхности самолета были связаны с кабиной пилотов жесткими элементами управления с шарикоподшипниками.

Скорость

Форма фюзеляжа была специально разработана для того, чтобы обеспечить комфортную перевозку пассажиров и снизить площадь поперечного сечения мидель-шпангоута. Все выступающие части самолета (основные стойки шасси, хвостовое колесо) были оснащены обтекателями, а все места соединения были оснащены обтекателями (зализами). В результате при уменьшении мощности силовой установки (чтобы двигатели при работе не выходили за номинальные режимы) скорость у земли достигала 250 км/ч. Такая высокая скорость позволяла выполнять полеты с большой дальностью, во время которых плохая погода и встречные ветры больше не становились непреодолимыми препятствиями.

Комфорт

Каждый член экипажа имел в своем распоряжении те приборы и органы управления, с которыми должен был работать исключительно он.

Пилот обладал отличным обзором, а его сиденье могло изменить свое положение работой всего лишь указательного пальца. Система управления рулями высоты включала в себя установку уравновешивающих грузов, обеспечивавших устойчивость во время полета без вмешательства летчика. В случае остановки одного из крыльевых двигателей для того чтобы избежать чремерной усталости пилота (на педалях) система приводит педали в исходное положение после того как руль направления был отклонен.

В центральной части фюзеляжа были расположены сдвижные стекла, которые обеспечивали хороший обзор и в закрытом положении ослабляли (для находившихся внутри фюзеляжа) шум работающих двигателей.

Два отсека – в центральной и задней частях фюзеляжа – предназначены для размещения почтовых грузов.

Фюзеляж

Фюзеляж самолета состоял из силового набора, состоявшего из шпангоутов, вспомогательными шпангоутами, лонжеронами и стрингерами, и обшивки из березовой фанеры. В районе салона поперечное сечение фюзеляжа по большей части прямоугольное (со скругленными углами); после салона поперечное сечение фюзеляжа постепенно искривлялось вверх и уплощалось в вертикальной плоскости с образованием встроенного киля.

Фюзеляж оснащен входными дверями, верхним люком и иллюминаторами больших размеров.

Первый шпангоут поддерживал моторную раму центрального двигателя; следующие шпангоуты фюзеляжа несли узлы металлоконструкций, с помощью которых крепилось крыло, промежуточные передачи системы управления полетом, хвостовой костыль и заднюю стойку фюзеляжа, служившую в качестве оси шарнирного соединения руля направления. Фюзеляж самолета был спроектирован таким образом, чтобы можно было пройти от носа до кормы.

В фюзеляже были расположены два выреза: передний был расположен впереди и предназначен для прохода и крепления центрального кессона крыла, а задний для крепления стабилизатора.

Расположенный слева блок управления полностью состоял из жестких элементов; блок управления смонтирован на раме, сваренной автогеном из стальных труб. Управление рулём направления осуществлялось при помощи педалей. В случае остановки бокового двигателя во избежание чрезмерной усталости пилота вследствие управления рулем направления система управления последнего оборудована возвратным блоком. Данный блок возвращал руль направления в исходное положение после окончания воздействия на педали. Рули высоты и элероны управляюся при помощи штурвала.

Системы тяг и рычагов, с помощью которых осуществлялось управление элеронами и рулями высоты и направления, состояли из жестких элементов, работавших исключительно на сжатие и растяжение. В качестве соединительных элементов в системе тяг и рычагов были использованы подшипники.

Ко всем элементам системы управления имелся доступ через дверцы, что позволяло осуществлять осмотр и смазку соединительных элементов.

Флеттнеры были оснащены системой автоматического управления и могли регулироваться пилотом во время полета.

Основное оборудование

Экипаж самолета состояли из первого пилота, второго пилота/механика, штурмана, радиотелеграфиста и бортмеханика.

Рабочее место первого пилота было оборудовано органами управления полетом и оснащено компасом, высотомером, указателем продольного крена (инклинометром), гироскопическим указателем продольного крена и часами. В пределах досягаемости его левой руки находились выключатели фар и контакты запуска сигнальных ракет Holt, а в пределах досягаемости правой руки – выключатели сигнальных и габаритных огней.

 
приборная панель Couzinet 71 (ARC N°5): A – спидометр «Бади» (Badin); B – тахометр; C – указатель скорости; D – указатель продольного крена; E – часы; F – высотомер; G – контактный элемент Bosch; H – указатель температуры воды; I – указатель давления масла; J – указатель температуры масла; K – указатель давления топлива; L – сигнализатор пожара; M – рычажки включения огнетушителей; N – указатель давления Messier; O – распределительный щит; P – штепсельная розетка; Q – пластина для калибровки крепления крыла к фюзеляжу; R – компас Morel; C2 – приборы управления полетом; G2 – гироскопический указатель продольного крена

прибор управления полетом Badin, 1933 год

пластина, установленная на Couzinet 70 и использованная при калибровке крепления крыла к фюзеляжу

Справа от радиотелеграфиста находились шкив, манипулятор и пост управления. Перед радиотелеграфистом и над его столом находились передатчики, приемники, гониометр; с левой стороны от радиотелеграфиста находился планшет гониометра.

Механик имел доступ к центральному двигателю через дверцу в переднем шпангоуте, а к боковым двигателям через проходы, расположенные в передней кромке консолей крыла.

Доступ к грузовым отсекам осуществлялся из салона. Расположенные в грузовых отсеках крюки фиксировали мешки с почтой.

Каждый член экипажа был снабжен парашютом, а в каибне пилотов и в салоне находились несколько огнетушителей.

В состав электрооборудования самолета входили:

• • два генератора (24 В, 600 Вт) для крыльевых двигателей;
• • два распределительных щита;
• • приборная панель пилота;
• • аккумуляторные батареи на 40А;
• • две фары (регулировка фар выполняется на земле);
• • два синальных огня;
• • три огня дальнего света;
• • осветительное оборудование для кабины пилотов и салона, освещение для приборных панелей крыльевых двигателей, приборной панели пилота и для радиооборудования.

Крыло

«Радуга» была монопланом, крыло которого имело размах 30 метров. Основу крыла составляли два деревянных лонжерона с поперечным сечением 810 × 231,5 мм. Угол установки крыла самолета составлял +1°. В качестве обшивки крыла самолета была использована березовая фанера. Механизация крыла состояла из двух больших элеронов, каждый из которых имел длину 6,6 метров и глубину 0,5 метра. Правый элерон был оснащен небольшим флеттнером. Длина хорды крыла составляла 4,5 метра у корневых частей и 2,2 метра у законцовок. У передней кромки эллиптичность крыла имела радиус 2,85 метра, у задней кромки – 7,30 м. Общая площадь крыла была равна 97,56 м²; площадь несущих поверхностей – 90,00 м². Во время взлета удельная нагрузка на крыло была равна 165 кг/м². относительное удлинение крыла было равно 9,25; относительная толщина составляла 22% у корневых частей и 16% у законцовок.

В передней кромке крыла были расположены туннели для доступа к бортовым двигателям.

В каждой консоли крыла были размещены по пять топливных баков имкостью 1 235 литров, 1 100 литров, 957 литров, 800 литров и 610 литров; емкость баков уменьшалась от корневых частей к законцовкам. Три внешних бака каждой консоли были оборудованы системой аварийного слива топлива Letord; аварийный слив топлива происходил после разгерметизации баллонов с углекислым газом. Топливо проходило через длинные трубы (по одной на каждый бак) и выливалось из нижней поверхности крыла.

Центральная часть крыла, которая фактически была вписана в фюзеляж, вмещала в себя бак с 880 литрами бензола.

Эти одиннадцать баков взаимодействовали друг с другом и при помощи насосов подавали топливо на расположенные у боковых двигателей распределительные 678-литровые баки. Расход топлива контролировался при помощи счетчиков Le Bozec, установленныху двигателей и хорошо видимых из кабины пилота.

Под каждой консолью крыла был расположен полуутопленный посадочный огонь, а через люки, расположенные в нижних поверхностях консолей крыла, могут сбрасываться осветительные бомбы Michelin.

Силовая установка

Силовая установка самолета состояла из трех 650-сильных двигателей Hispano-Suiza 12 Nb/Nbr, установленных в носовой части фюзеляжа и в консолях крыла.

Моторные рамы изготовлены из сваренных автогеном стальных труб. В задних частях моторных рам их нижние балки поддерживали настил, на котором работал бортмеханик.

Управление тягой двигателей осуществлялось посредством передаточных механизмов и системами тяг, качалок и рычагов, работавших на растяжение и сжатие. Рукоятки управления тягой двигателей имели очень большие размеры.

Бензиновые краны, установленные на выходах насосов, управлялись первым пилотом. Управление данными кранами было возможно только после того как бортмехаником были открыты масляные краны.

Запуск двигателей осуществлялся с помощью комбинированной пневматической системы Viet-Letombe, оснащенной распределителем для трех двигателей. Стартер с распределителем вызывал зажигание.

Подача топлива осуществлялась из расположенных в крыле одиннадцати баков, из которых через два коллектора оно подавалось к распределительным бакам, расположенным у боковых двигателей.

Из распределительных баков к двигателям топливо поступало при помощи насосов. Топливо к любому крыльевому двигателю могло поступать из любого распределительного бака. Расход топлива контролировался на каждом распредбаке с помощью счетчиков.

Каждый топливный бак на входе и выходе был оснащен съемными фильтрами. Сразу после выходного фильтра был установлен кран, которым можно было управлять на земле. Каждый топливный бак был оснащен указателем уровня.

носовые части фюзеляжей Couzinet type 70 N°01 (ARC N°3bis) и Couzinet type 71 N°01 (ARC N°5) во время их первых перелетов через Атлантический океан в 1933 году (слева) и в 1934 году (справа) соответственно

носовые части фюзеляжей Couzinet type 70 N°01 (ARC N°3bis) и Couzinet type 71 N°01 (ARC N°5) в начале 1934 года (слева) и во время второго перелета через Атлантический океан в 1934 году (справа) соответственно

носовая часть фюзеляжа Couzinet type 71 N°01 (ARC N°5) в мае 1934 года (слева) и во время третьего перелета через Атлантический океан в 1934 году (справа) соответственно

Коллекторы позволяли использовать заливной насос и цепь зажигания (схему запуска).

Все необходимое для запуска оборудование было собрано в рубке механика, расположенной перед кабиной пилотов. Трубы, по ктороым топливо поступало к двигателям, были изготовлены из материала petroflex с целью избежать разрывов во время вибраций.

Быстрый слив топлива из баков осуществлялся посредством подачи в баки сжатого углекислого газа из баллонов, расположенных в рубке бортмеханика.

Масло из центрального бака поступало в три распределительныхбака, расположенных рядом с каждым из двигателей. После выхода из насоса масло охлаждалось при помощи радиатора Aïwaz. Трубы маслосистемы былиизготовлены из материала petroflex и из оцинкованной стали.

Капоты двигателей были быстросъемными и несли в себе отверстия, через которые выходил воздух для охлаждения радиаторов. Радиаторы были лобовыми и могли сниматься без съема воздушных винтов. Радиаторы крепились к моторным рамам при помощи резино-металлических амортизаторов. Подвижные жалюзи, прикрепленные к передней части радиаторов, позволяли бортмеханику регулировать температуру воды. Трубопроводная система водяных радиаторов была изготовлена из оцинкованных стальных труб.

Воздушные винты типа Chauvière были изготовлены из металла.

Пожарная безопасность

Пожаробезопасность самолета обеспечивалась ручными огнетушителями с составом на основе бромистого метила. Каждый из двигателей был оснащен легкоплавкими предохранителями, информация с коротых поступала к пилоту. В самолете ручные огнетушители были разумно распределены по всей машине.

Приборы управления двигателями были установлены на приборной панели пилота и на приборных панелях бортмеханика.

На приборной панели было установлено следующее оборудование, связанное с работой двигателей:

• • тахометр;
• • указатель давления масла;
• • указатель температуры воды;
• • указатель температуры масла;
• • указатель давления топлива.

На приборных панелях бортмеханика, расположенных за каждым из двиагтелей, были расположены:

• • тахометр;
• • указатель давления масла;
• • указатель давления топлива.

За задними частями двигателей были установлены противопожарные перегородки.

Двигатели

Основу силовой установки составляли три двигателя Hispano-Suiza 12 Nb, развивавшие на номинальной мощности по 650 л.с.. Это были 12-цилиндровые двигатели водяного охлаждения; угол развала блоков цилиндров составлял 60°. Диаметр цилиндров был равен 150 мм, рабочий ход – 170 мм, рабочий объем двигателя – 36 литров. Стенки цилиндров были азотированными и абсолютно гладкими, что давало очень низкий коэффициент трения и практически нулевой поршни поршней. Степень сжатия составляла 6,2 (мотору требовался бензин с октановым числом 74). Каждый двигатель был оснащен шестью карбюраторами Solex 56 MOV.

рекламный плакат компании Hispano-Suiza, 1932 год

Во время аттестационных испытаний показания мощности составляли:

• • на максимальной скорости 2 200 оборотов (превышение оборотов) – 762 л.с.;
• • на взлете – 745 л.с.;
• • на номинальной мощности (1800 об/мин) – 650 л.с.;
• • на высоте 4 000 метров – 460 л.с..

Каждый двигатель без редуктора или компрессора весил 470 кг пустой, и в рабочем состоянии – 520 кг.

В конце 1933 года эти двигатели были возвращены компании Hispano-Suiza, для установки редукторов с передаточным числом 0,5. После установки редукторов двигатели получили обозначение 12 Nbr, двигатели стали четырехлопастными.

 
системы подачи сжатого воздуха Couzinet 70

Шасси

Шасси состояло из двух основных стоек и хвостовой стойки.

Каждая из основных стоек представляла собой пирамиду, образованную осью, подкосом и амортизатором Messier; в месте соединения оси, подкоса и стабилизатора крепилось колесо с шиной Messier (размеры 1630 × 365 мм).

Хвостовая стойка включала в себя колесо с шиной Messier (размеры 1673 × 216 мм), установленное в управляемой вилке с амортизатором Messier.

Движение самолета по земле облегчалось тем, что вилка была ориентируемой. Возвращение вики в нейтральное положение (по оси самолета) обеспечивалось амортизационными шнурами.

Колеса основных стоек были оснащены тормозами с маслянопневматической передачей; управление тормозами осуществлялось с помощью рычага, расположенного справа от пилота. Распределитель, связанный с системой управления рулем направления, облегчал поворот путем дифференциального торможения на колесах.

Хвостовое оперение

Горизонтальное оперение состояло из регулируемого на земле неподвижного стабилизатора и рулей высоты, шарнирно присоедиенных к заднему лонжерону стабилизатора. Рули высоты отклонялись с помощью рычага, установленного в фюзеляже на оси самолета. Стабилизатор был свободнонесущим и по своей конструкции был аналогичен крылу.

Руль направления крепился к последнему шпангоуту фюзеляжа, который состоял из двух секций, между которыми мог пройти стабилизатор во время сборки и демонтажа. Данные две секции были соединены между собой с помощью вспомогательной задней стойки.

По сторонам от руля направления были установлены два вспомогательных руля, которые отклонялись одновременно с основным. Вспомогательные рули направления были установлены на переднем лонжероне стабилизатора.

Фактически самолет был лишен киля, роль которого выполнял изгибавшаяся вверх и уплощавшаяся в вертикальной плоскости задняя часть фюзеляжа.

Циркуляция топлива

A) Заполнение распределительных баков

Заполнение должно было происходить в следующей последовательности:

• • все краны закрыты;
• • повернуть трехходовой кран 1 на распределительный бак;
• • заполнить крышку с клапаном Le Bozec, расположенную в нижней части распределительного бака, с помощью насоса или напорного бака. Один из них заканчивается трубопроводом с наливным штуцером Le Bozec;
• • когда в распределительном баке будет заполнен определенный уровень, прекратить заполнение и повернуть трехходовой кран 1 в направлении слива. Топливо, содержавшееся в указателе уровня, будет слито наружу.

Примечание: самолет поставлялся без клапанов Le Bozec (на распределительные баки). Данные клапаны были заменены заглушками.

B) Заполнение распределительных баков однимиз крыльевых баков

Заполнение должно было происходить в следующей последовательности:

• • все краны закрыты;
• • открыть краны A и B выбранных топливных баков;
• • открыть краны C и C1 и переключить трехходовой кран 1 на распределительный бак;
• • заполнять выбранный топливный бак до тех пор, пока не будет достигнут заданный уровень в распределительных баках;
• • прекратить заполнение, закрыть все краны и повернуть трехходовой кран 1 в направлении слива.

Примечание: заполнение распределительных баков могло также осуществляться через центральный бак, но в этом случае вместо открытия кранов A и B необходимо было открыть краны G, H1 и H2. затем последовательность действий точно такая же.

C) Заполнение топливных баков

Заполнение должно было происходить в следующей последовательности:

• • все краны закрыты;
• • каждый бак заполняется независимо от остальных. Каждый из крыльевых баков имеет расположенную в верхней части крыла горловину с водонепроницаемой крышкой. У центрального бака горловина с водонепроницаемой крышкой расположена на правой стороне фюзеляжа.

Внимание: крышка, расположенная симметрично на левой стороне фюзеляжа, закрывает горловину центрального маслобака.

Доступ к пробкам заливных отверстий обеспечивался при помощи смотровых люков. Когда баки заполнены полностью, то переполнения не происходит, поскольку удаление излишков топлива производилось посредством открытия крана аварийного слива. При заполнении баков следовало позаботиться о сотопорении пробок заливных отверстий с целью избежания попадания в баки воздуха.

системы подачи топлива к двигателям Couzinet 70

Циркуляция масла

A) Заполнение основного бака

Заполнение масляного бака осуществлялось через отверстие, расположенное на левой (по нарпавлению полета) стороне фюзеляжа.

Внимание: крышка, расположенная симметрично на правой стороне фюзеляжа, закрывает горловину центрального топливного бака.

Проверза заполнения основного бака осуществлялась ручным указателем уровня.

B) Заполнение распределительных баков

Заполнение должно было происходить в следующей последовательности:

• • все краны закрыты;
• • произвести заправку боковых распределительных баков через расположенные в передней кромке крыла отверстия и центрального распределительного бака через отверстие, расположенное в верхней части фюзеляжа перед кабиной пилотов.
• • для контроля заливки масла открыть краны D и не превышать уровень, обозначенный меткой на стеклянной трубке.

C) Заполнение распределительных баков из основного бака

Заполнение должно было происходить в следующей последовательности:

• • заполнение распределительных баков осуществляется последовательно;
• • повернуть трехходовой кран A к одному из двух насосов;
• • открыть кран B и кран D распределительного рака для заполнения последнего;
• • заполнять распределительный бак до тех пор, пока не будет достигнута отметка, указанная на стеклянной трубке;
• • закрыть краны A, B и D.

D) Слив основного бака

Слив основного бака осуществлялся после открытия крышки, расположенной под фюзеляжем с левой стороны (по направлению движения). Доступ к этой крышке осущесьвлялся с помощью смотрового люка.

E) Слив распределительных баков

Слив масла из крыльевых распределительных баков осуществлялся после открытия крышек, расположенных в нижних частях данных баков.

Слив масла из центрального распределительного бака осуществлялся после открытия крана, расположенного на нижней части данного бака. 

F) Подача масла

Подача масла осуществлялась в следующей последовательности:

• • открыть кран C. Данное действие необходимо для того, чтобы открыть краны для топлива (см. циркуляция топлива);
• • контролировать в полете потребление, открывая краны D;
• • как только уровень масла достигнет минимально допустимого уровня, обозначенного маркировкой на стеклянной трубке, необходимо действовать так, как сказано в разделе C (заполнение распределительных баков из основного бака).

Примечание: скорость подачи масла составляет 0,25 литра за один рабочий ход насоса.

система циркуляции масла, предназначенного для двигателей Couzinet 70. В самолете все эти четыре контура могли быть перекрыты и были соединены между собой

Циркуляция воды

Каждый двигатель обладал обтельной системой циркуляции воды.

Распределительный бак, запитывавший основной трубопровод, был расположен в рубке бортмеханика и позволял возместить дифицит воды в трубопроводе каждого из двигателей.

A) Заполнение групп двигатель-радиатор снизу

В самой нижней части каждой группы двигатель-радиатор имелась крышка с клапаном Le Bozec, через которую с помощью насоса или напорного бака (один из них заканчивается трубопроводом с наливным штуцером Le Bozec) осуществлялась закачка воды. Когда вода в верхней части радиатора начинала переливаться из открытого отверстия, крышка которого была предварительно снята, подача воды прекращалась.

Крышки с клапаном Le Bozec были расположены:

• • за масляными радиаторами (у крыльевых двигателей);
• • перед масляным радиатором (фюзеляжный двигатель),

B) Заполнение группы двигатель-радиатор, через радиатор

Если воду в группу двигатель-радиатор снизу залить невозможно, то воду можно было подать через отверстие, расположенное в верхней части радиатора. Группа двигатель-радиатор была заполнена, когда вода в верхней части радиатора начинала переливаться из открытого отверстия. После этого подача воды прекращалась.

После заполнения водой группы двигатель-радиатор крышка верхнего отверстия завинчивалась и законтривалась.

C) Заполнение резервного распределительного бака

Заливное отверстие резервного распределительного бака находилось на фюзеляжа перед лобовым стеклом. Уплотнительная заглушка данного бака имела вентиляционное отверстие.

D) Использование воды резервного распределительного бака

Для использования воды резервного распределительного бака необходимо было открыть кран, ведший к выбранному двигателю. Кран, который должен быть открыт,установлен непосредственно у бака.

Когда вода начинала выходить через вентиляционное отверстие уплотнительной заглушки радиатора подачу воды следовало прекратить.

E) Слив воды из групп двигатель-радиатор и резервного распределительного бака

Для слива воды из групп двигатель-радиатор и резервного распределительного бака нужно было отвинтить крышки в верхних частях радиаторов, открыть кран распределительного бака и отвинтить крышки с клапаном Le Bozec в нижних частях радиаторов.

система циркуляции воды охлаждения двигателей Couzinet 70

Сравнительные характеристики вариантов «радуги» 

источник: Claude FAIX «Quand les Arcs-en-Ciel traversaient l’Atlantique»