-3-

 ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ

     Хвостовое оперение самолета состоит из горизонтального и вертикальное оперения.
     Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и двух рулей высоты.

     Стабилизатор крепится непосредственно к фюзеляжу двумя проушинами, находящимися на переднем лонжероне стабилизатора (8). Задний лонжерон крепится к трубе подъемного механизма с помощью особого кронштейна с прорезью для болта, что дает возможность при подъеме и опускании трубы подъемного механизма изменять углы атаки стабилизатора в приделах от -4, 5˚ до +4, 5˚, считая от оси горизонтального верхнего лонжерона фюзеляжа. Как передний, так и задний лонжероны стабилизатора кроме того укреплены сверху и снизу расчалками. Передний лонжерон поддерживается сверху одной парой расчалок. Снизу передний лонжерон также укреплен двумя парами расчалок. Задний лонжерон сверху и снизу укреплен по паре расчалок. Площадь стабилизатора равна 18, 8 м². Площадь рулей высоты составляет 9 м². Общая площадь горизонтального оперения - 27, 8 м², что составляет 11, 7% от площади крыльев. Стабилизатор в плане представляет трапецию с вырезом посредине для выступающей части фюзеляжа. Размах стабилизатора - 11 500 м. Полный размах горизонтального оперения - 12 030 мм. Каркас стабилизатора состоит из двух лонжеронов, четырнадцати нервюр, подкрепительных продольных профилей, двух передних и двух концевых обтекателей. Каркас руля высоты монтируется из двух лонжеронов, девяти листовых нервюр, двух концевых и одного переднего обтекателей. Для уменьшения давления на штурвал, вдоль всего руля высоты проходит в передней части осевой компенсатор.
     Вертикальное оперение. Вертикальное оперение состоит из киля и руля поворота (направления).
     Способ крепления киля к фюзеляжу предусматривает возможность перестановки его под различными углами к оси самолета, путем перемещения вправо и влево носа киля. Каркас киля состоит из основного лонжерона, задней вертикальной стойки, четырех нервюр и переднего обтекателя.

     Руль направления подвешен на трех кронштейнах к колонке фюзеляжа. Его каркас состоит из переднего лонжерона, двух продольных стрингеров, пяти нервюр, одного и двух концевых обтекателей.

Шасси

     Шасси состоит из двух трехстержневых пирамид, работающих независимо одна от другой. Каждая

 пирамида состоит из амортизационной стойки, подкоса и полуоси. Подкос с полуосью соединены в жесткий треугольник, который при сжатии амортизационной вращается вокруг оси, проходящей через точки крепления подкоса и полуоси к центроплану Амортизационная стойка состоит из двух телескопически вставленных одна в другую (верхняя вставлена в нижнюю). Наружные концы труб заканчиваются вилками. Верхняя вилка охватывает нормальную шаровую опору проушины, закрепленного на втором лонжероне крыла. Каждая труба стойки снабжена упором, между этими упорами расположены двенадцать резиновых пластин, разделенных дюралюминиевыми прокладками. На самолете ТБ - 3 4М - 17 на шасси устанавливаются две тележки, каждая под два колеса 1350 х 300 мм. Тележка сварена из стальных труб, конструкция ее показана на рисунке выше. На тележке установлена устройство амортизации пружинного типа. В зимние время тележка может быть заменена лыжей. Лыжа деревянная, обычной конструкции, состоящее из трех лонжеронов, установленных на днище и закрепленные поперечными рамками. Козелок сварен из стальных труб.
     В конструкцию хвостового костыля входят: собственно костыль, амортизационная стойка, штанга и устройство для ограничения бокового хода. Почти все детали этой конструкции выполнены из стали на сварке. Костыль изготовлен из трубы 60 х 57 мм с пластиной 1, 5 мм, согнутой по конической поверхности и имеет на одном конце двойную проушины и качалку, а на другом - полый диск со шпорой. Амортизационная стойка состоит из двух стальных труб, входящих телескопически одна в другую. Верхняя труба 50 х 45, более длинная, имеет вильчатое ухо под болт 18 мм и упор для пластинчатой амортизации. Таким же упором заканчивается и нижняя труба 55 х 50 мм. Описанные три элемента конструкции костыля образует шарнирный треугольник, одна из сторон которого (стойка) может изменять свою длину, другая (костыль) может изменить направление, а весь треугольник в целом вращается в шарнирах, имеющих общую геометрическую ось, направленную вертикально при стоянке самолета. Устройство для ограничения бокового хода костыля состоит из двух оттяжек.

МОТОРЫ

Двигатель М - 17

     М-17 — 12-цилиндровый V-образный двигатель с углом развала 60° и отдельными цилиндрами с водяным охлаждением. Вокруг каждого цилиндра наварена рубашка из стального листа. Снизу цилиндры объединялись общим алюминиевым картером, а сверху — механизмом газораспределения. Мотор использовал схему с главным шатуном для правого ряда цилиндров и прицепным — для левого, потому ход поршней был разным — 190 и 199 мм соответственно. Конструкция отличалась широким применением роликовых подшипников. Так, они использовались как для главных шатунов, так и для пальцев прицепных.
Мотор изготавливался в двух вариантах: обычном со степенью сжатия 6 и «высотном» со степенью сжатия 7,3. Варианты различались формой поршня: в обычном стояли поршни с плоским дном, в высотном — с выпуклым.
     Двигатели со степенью сжатия 6 использовали несколько типов топлива:
- смесь (по весу) 35 % авиабензола и 65 % грозненского авиабензина;
- бакинский бензин 2-го сорта;
- топливо «2Г» — этилированный грозненский бензин (2 мл этиловой жидкости на литр бензина).
Для двигателей со степенью сжатия 7,3 применялись:
- смесь 75 % авиабензола и 25 % грозненского авиабензина;
- смесь 65 % авиабензола и 35 % бакинского бензина;
- топливо «2Б» — этилированный бакинский бензин 2-го сорта с 2 мл этиловой жидкости на литр бензина.

Двигатель М - 34

     Двигатель М-34 номинальной мощностью 750 л.с., не высотный, V-образный, 12-цилиндровый, имеет два блока с углом развала 60 градусов. Картер двигателя состоит из двух половин - верхней и нижней, с разъемом в плоскости, проходящей через ось коленчатого вала. Для крепления обоих блоков в картер ввернуто 28 шпилек; фиксация цилиндровых блоков на картере достигается постановкой контрольных шпилек. В верхнем картере для крепления двигателя к самолету применялись четыре лапы, с отверстиями для крепящих болтов.
Цилиндры располагаются по шести в ряд, образуя два отдельных блока. Каждый блок имеет отъемную общую для шести цилиндров головку. Цилиндровые блоки представляют собой литую алюминиевую рубашку, в которую вставлены цилиндровые гильзы. Правый и левый блоки взаимозаменяемы. Правые и левые головки не взаимозаменяемы, так как этому препятствует расположение всасывающих и выхлопных каналов в головках. Поршни отлиты из алюминиевого сплава, снабжены четырьмя поршневыми кольцами: два верхние - компрессионные, остальные маслосбрасывающие. Для отвода масла, очищаемого маслосбрасывающими пальцами, в теле поршня и в поршневых маслосбрасывающих кольцах имеются отверстия. Поршневой палец - плавающий. Шатуны - оба главные, схватывают одну и ту же шатунную шейку коленчатого вала и представляют собой пару, состоящую из наружного вильчатого шатуна и внутреннего, работающего нижней головкой по вкладышу наружного шатуна. Наружный шатун состоит из трёх отдельных частей: тела шатуна; верхней половинки нижней головки; крышки нижней головки. Все три указанные детали стягиваются четырьмя точно пригнанными шлифованными болтами, служащими так же и для центровки этих деталей. Болты на большей части длины, кроме центрирующих поясков по наружному диаметру проточены на размер внутреннего диаметра резьбы. Эти проточины кроме снижения массы, дают уменьшение концентрации напряжений в месте перехода резьбы и тем самым повышают прочность болтов. Верхняя половина нижней головки шатуна и крышка нижней головки, по внутренней поверхности залиты баббитом, а по наружной залиты баббитом только в месте касания с внутренним шатуном. Каждый цилиндр снабжен двумя клапанами впуска и двумя выпуска. Каждая группа впускных и выпускных клапанов одного блока обслуживается своим кулачковым валиком. Выхлопные клапаны охлаждаются маслом. Масло подводится из подшипника распределительного валика по масляной трубчатой вилке внутрь клапана. Охлаждая грибок клапана, масло нагревается и вытекает по кольцевому сечению, образованному штоком клапана и масляной трубкой, под крышку головки двигателя и далее - в картер. Основной недостаток подобного устройства состоит в том, что масло плохо охлаждает наиболее нагретую часть клапана - головку. С течением времени на внутренней поверхности штока образуется корка нагара, которая в высшей степени ухудшает теплоотдачу из стенок штока в масло. Кроме того, при масляном охлаждении необходимо считаться с увеличенным окислением и порчей масла вследствие соприкосновения с горячими стенками клапана. Существенным недостатком двигателя М-34 была прямая передача мощности от коленвала на винт без редуктора. Из-за высоких оборотов КПД винта падал. Работы по проектированию редуктора начались в самом конце 1931 года, в июле 1932 было построено 9 моторов для доводки и испытаний. 5 мая 1933 г. двигатель М-34Р прошел государственные испытания. Редуктор состоит из пары цилиндрических шестерен, одна из которых укреплена на носке коленвала. Другая, ведомая, устанавливалась на вале винта, ось которого смещена по отношению к оси двигателя. Обод ведомой шестерни предает усилия через систему пружин для уменьшения ударной нагрузки на зубья шестерен.

МОДИФИКАЦИИ

     ТБ - 3 4М-34. После организации серийного производства авиадвигателя М - 34, конструкция ТБ - 3 была изменена под этот мотор. Изменилась конструкция капотов, они стали более обтекаемые, радиаторы смещались назад, под крыло. В кабинах экипажа устанавливалось оборудование калориферного отопления. Отопление осуществлялось за счет отбора тепла от выхлопных коллекторов. Винты оставались прежними, деревянными двухлопастные. Масса самолета увеличилась почти на тонну, т.к. новые двигатели были тяжелее М - 17 и вдвое увеличилась емкость масляных баков, в полтора раза увеличился объем воды в системе охлаждения. Всего было построено 71 ТБ - 4М-34. На большинстве этих машин отсутствовали подкрыльные огневые точки.
     ТБ - 3 4М-34Р. Постройка опытной машины с двигателем М - 34Р началась в августе 1933 года. Масса самолета увеличилась на 1450 кг.  Изменились конструкции моторных рам и капотов. В конструкции фюзеляжа в хвостовой части появилась дополнительная секция Ф-4, где разместили хвостовую огневую точку под турель ДА - 2. Высоту руля направления увеличили, появился вырез в нижней его части под турель. Увеличилась общая площадь рулей высоты. Конструкция килевой колонки была усилена. Резиновые амортизаторы шасси были заменены на гидропневматические. Задние колеса тележек стали цельнолитыми, были снабжены гидравлические тормоза. Серийное производство ТБ - 3 4М-34Р началось в мае 1934 г. Серийные машины несколько отличались от опытных: костыль был заменен хвостовым колесом, из конструкции фюзеляжа исчезла дверь на правом борту. Убрали коки винтов. В конструкции руля направления появился триммер, по этой причине исчез компенсирующий механизм. Убрали первую турель с крыши центроплана. На приборных досках пилотов появился авиагоризонт, фотоаппарат Поттэ 1Б заменен на более современный АФА - 15. Появилась линия электропневматической почты системы Агафонова между штурманом и радистом. Электрогенераторы убрали в фюзеляж. Еще один генератор ДСФ - 500 смонтировали на левом среднем двигателе. Существенно изменилась конструкция бомбодержателей. Новые бомбодержатели были электрифицированы. Всего было построено 173 ТБ - 3 4М-34Р.
     ТБ - 3 4М-34РН. На этой модификации внесли изменения в конструкцию фюзеляжа - исчез характерный выступ в носовой части. Размах крыла увеличился более чем на 2 м. В конструкции шасси отказались от двухколесных тележек и перешли к большим тормозным колесам диаметром 2 м. Изменилась конструкции капотов двигателей и радиаторов. Винты стали четырехлопастными и по - прежнему деревянными. Оборонительное вооружение состояло из двух экранированных турелей Тур - 8. Одна из них устанавливалась в носовой части фюзеляжа, другая - сверху хвостовой части, она могла менять свое положение, перекатываясь по направляющим с борта на борт. Обе закрывались целлулоидными фонарями - полусферами. В каждой турели устанавливался 7, 62 мм пулемет ШКАС. Третий такой же пулемет устанавливался в хвостовой огневой точке. Хвостовая Тур - 8 при необходимости прикрывалась раздвижным козырьком. Четвертый ШКАС устанавливался на турели Тур - 7 в донном люке фюзеляжа. Самолет мог нести, новейшие по тому времени, роттативно - рассеивающие (по сути кассетные) бомбы РРАБ - 250, РРАБ - 500 и РРАБ - 1000. ТБ - 3 4М-34РН мог брать шесть РРАБ - 250 или три РРАБ - 500, либо три РРАБ - 1000.  На наружной подвеске самолет мог нести и средства применения химического оружия: четыре выливных прибора ВАП - 500 и два ВАП - 6К. Для их подвески на балки бомбодержателей крепились специальные мосты. Боевые отравляющие вещества (ОВ) с помощью выливных приборов применялись с малых и средних высот. Самолет новой модификации был оснащен внутренним переговорным устройством СПУ - 7. На отдельных экземплярах были установлены автопилоты АВП - 3. Радиооборудование машины состояло из двух радиостанций 11СК - 1. Всего было выпущено 124 ТБ - 3 4М-34РН.

     Бомбардировщики ТБ - 3 всех модификаций участвовали в конфликте у озера Хасан, в боях у реки Халхин - Гол, в освободительном походе в Польшу, в Советско - Финской войне. Применялся самолет и в Великой Отечественной войне: в 1941 - 1942 гг. - в качестве бомбардировщика и самолета военно - транспортной авиации; с 1943 года - в качестве учебно - тренировочного самолета. Снят с вооружения Постановлением Совета министров СССР 22 марта 1946 года.

     В конце 1937 года шесть ТБ - 3 4М-34РН, бывшие в эксплуатации были переданы вооруженным силам Китая. Машины приняли участие в китайско - японской войне под управлением китайских экипажей в качестве самолетов военно - транспортной авиации. Одна машина была списана в результате аварии. Еще одна в 1938 году разбилась в районе высоты Ципань. Судьба оставшихся четырех машин неизвестна.

    В заключении необходимо отметить факт, что самолет ТБ - 3 стал вехой в становлении советской авиационной мысли. Конструкторы, работая над проектом машины, создали уникальную школу расчета и проектирования цельнометаллических самолетов. Инженерные кадры отработали методику внедрения небывалых до сих пор технологических новаций в работу предприятий авиационной промышленности.  В процессе производстве самолета оформлялись межотраслевые связи в советской промышленности.

Летно-технические характеристики