ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Самолет MD 450 «Ураган» предназначался для использования днем в простых метеоусловиях в качестве одноместного истребителя и истребителя-бомбардировщика. Он представлял собой свободноне-сущий моноплан цельнометаллической конструкции с одним турбореактивным двигателем. Основной материал планера самолета—алюминиевые сплавы.

Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Силовая схема его образовывалась набором шпангоутов, лонжеронов и несущей обшивкой. В местах технологического и эксплуатационного разъемов применялись усиленные шпангоуты.

Конструктивно фюзеляж был разбит на три части: переднюю, среднюю и заднюю. В передней части размещались воздухозаборник с каналами подачи воздуха к компрессору двигателя, кабина летчика, различные агрегаты и оборудование, заключенные в центральный отсек-короб, огибаемый воздушными каналами. Передняя часть начиналась простым лобовым воздухозаборником, в разделительной перегородке которого устанавливался ПВД. Носовая стойка шасси убиралась в пространство центрального фюзеляжного отсека-короба. В верхней части этого же отсека размещались фотопулемет, аккумулятор, УКВ радиостанция и кислородное оборудование. Далее следовала кабина летчика. Здесь находился стандартный набор органов управления, приборов и индикаторов. В кабине устанавливалось катапультное кресло, тип которого зависел от модификации истребителя. Летчик от поражения огнем с задней полусферы был защищен бронеспинкой и бронеза-головником толщиной 16 мм, спереди его прикрывало только бронестекло в козырьке фонаря.

Внизу в кабине устанавливались вторая УКВ радиостанция и ответчик СРО. Кабина закрывалась сверху прозрачным фонарем с хорошим обзором. Фонарь имел неподвижный козырек и сдвигающуюся назад заднюю часть. Последняя в аварийной ситуации полностью сбрасывалась.

В средней—снизу пушечное вооружение и боекомплект, а также два топливных бака, установленных в продолжении центрального отсека-короба. К заднему шпангоуту средней части крепился ТРД, там же находились насос и гидроаккумулятор, обеспечивавшие работу самолетной гидросистемы. К средней части фюзеляжа также крепилось крыло, выполнявшееся как единое целое. В задней части располагались камера сгорания, удлинительная труба двигателя и некоторые самолетные агрегаты. При отстыковке задней части по второму эксплуатационно-технологическому разъему обеспечивался удобный доступ к двигателю и самолетным агрегатам, позволявший быстро заменять в случае необходимости и ТРД целиком, и отдельные агрегаты. За крылом снаружи на фюзеляже крепились тормозные аэродинамические щитки, приводимые в действие гидросистемой. Конструктивно-технологически единым агрегатом с задней частью выполнялись киль и стабилизатор.

Крыло двухлонжеронное, кессонной конструкции, изготовлялось как единый агрегат. Оно крепилось снизу к шпангоутам средней части фюзеляжа. Силовой набор крыла состоял из двух лонжеронов, набора нервюр и несущей обшивки, подкрепленной изнутри стрингерами. Крыло имело удлинение (без учета концевых топливных баков) 6,13. Стреловидность по передней кромке—18° (14°—по линии четвертей хорд), задняя кромка крыла практически была перпендикулярна оси фюзеляжа.

Угол поперечного V—5°. Крыло набиралось из профилей с относительной толщиной от 11,8% до 15,2 %, профиль симметричный ламинарный, с максимальной относительной толщиной на 45% хорды.

На крыле устанавливались щелевые элероны размахом по 2,15 м и площадью по 0,83 м2 с триммерами и простые взлетно-посадочные щитки площадью по 1,54 м2, отклонявшиеся на угол до 50° с помощью гидропривода. К усиленным нервюрам крыла крепились стойки главных опор шасси. Дальше по размаху монтировались узлы крепления пилонов для подвески бомбового и ракетного вооружения. К концевой нервюре крыла крепились сбрасываемые топливные баки.

Хвостовое оперение выполнялось за-цело с задней частью фюзеляжа. Силовой набор стабилизатора включал три лонжерона и набор нервюр. Размах горизонтального оперения равнялся 4,3 м, угол стреловидности по передней кромке—24° 15′, поперечное V стабилизатора—5°. Стабилизатор крепился к килю приблизительно на трети его высоты от корневой части. Киль двухлонжеронный, угол стреловидности по передней кромке—43°. На рулях высоты и направления имелись триммеры. В передней кромке киля размещалась антенна УКВ второй радиостанции, закрытая пластиковым обтекателем.

Шасси—убирающееся, трехопорное, с носовой стойкой. Весь комплект поставляла специализированная фирма «Мес-сье». Уборка и выпуск шасси производились электрогидравлическим приводом. Главные стойки с колесами укладывались в ниши в крыле по направлению к оси самолета. При этом стойки и колеса полностью закрывались щитками, смонтированными на самих стойках и центроплане.

Колеса главных стоек шасси комплектовались пневматиками фирм «Дэн-лоп» или «Клебер-Коломбэ» типоразмера 27х 6,5×15. Стойка передней опоры убиралась вперед по полету и полностью закрывалась в полете щитками, навешенными на фюзеляже.

Управление элеронами, рулями направления и высоты — механическое жесткое без гидроусилителей. Выпуск и уборка взлетно-посадочных щитков и тормозных фюзеляжных щитков—электрогидравлической системой.

Самолет оснащался ТРД типа «Нин», разработанным конструкторами британской фирмы «Роллс-Ройс». Основная масса серийных машин комплектовалась двигателями модификации 104 вариантов В, С и D, выпускавшимися по лицензии заводом французской фирмы «Испано-Сюиза». Максимальная взлетная тяга двигателя—2270 кг при 12 000 об/мин. ТРД «Нин» имел компрессор центробежного типа и девять камер сгорания. Сухая масса двигателя—747 кг (без удлинительной трубы), максимальный диаметр—1,25 м, длина—2,44 м. Самолеты, поставлявшиеся в Индию, оснащались ТРД «Нин» 105 с максимальной взлетной тягой 2375 кг.

Топливные баки размещались в фюзеляже и крыле. Два фюзеляжных бака имели общий объем 765 л. В каждом крыле находилось по пять баков суммарной емкостью 380 л. Дополнительные баки, крепившиеся к законцовкам крыла, имели объем по 425 л. В случае их подвески общий запас топлива достигал 2375 л.

Герметическая кабина пилота—вентиляционного типа. Воздух в нее подавался от компрессора, установленного на ТРД; от этого же компрессора питалась противоперегрузочная система костюма летчика и подавался сжатый воздух для перезарядки пушек.

Давление в гидравлической системе создавалось автономным насосом с приводом от ТРД.

Этот насос стоял не на коробке приводов на двигателе, а приводился во вращение через специальный вал. Гидросистема обеспечивала работу систем уборки и выпуска шасси, взлетно-посадочной механизации и тормозных щитков.

Электрическая система самолета работала при напряжении 28 В и питалась от генератора постоянного тока мощностью 2500 Вт и аккумулятора емкостью 25 Ач. Истребитель оснащался стандартным комплектом аэронавигационных огней и посадочной фарой, установленной на передней стойке шасси. Интересно, что зеленый и красный огни находились на подвесных баках.

Радиооборудование включало две радиостанции фирмы SARAM УКВ диапазона и ответчик СРО ВС-695А.

Приборное оборудование обеспечивало полеты днем в простых метеоусловиях. Оно состояло из изделий известных западных фирм «Бэдин», «Сперри» и «Смит».

Основным вооружением истребителя являлись четыре пушки типа HS 404 Мк.5 или М 50 калибра 20 мм, установленные в нижней части фюзеляжа. Они располагались парами, верхняя пара была немного сдвинута назад относительно нижней. Каждая пушка имела боекомплект из 125 патронов, которые хранились в ящиках, выдвигавшихся наружу через люки в бортах, закрытые съемными панелями. Стрелковый прицел—оптический гиростабили-зированный Феранти GGS Mk. IVE британского производства. Для контроля результатов стрельбы и учебных целей самолет оснащался фотопулеметом CMF 7250.

Под крылом можно было подвешивать различные средства поражения наземных целей: 16 НУР Матра-Брандт Т-10, бомбы или баки с напалмом общей массой до 500 кг под каждой плоскостью.