Хвостовое оперение включало вертикальный киль и горизонтальный стабилизатор, оба симметричного профиля NACA-0009. Киль по отношению к оси симметрии самолета установлен под углом Г20 в правую сторону. Площадь вертикального оперения – 2,15 м2. Площадь руля направления – 0,656 м2, углы отклонения 25'. Угол установки стабилизатора – О'ЗО. Площадь горизонтального оперения без подфюзеляжной части – 2,4 м2. Площадь руля высоты – 0,912 мг, отклонение: вверх 30°, вниз 20'. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую, а также весовую компенсацию и триммеры. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов.
Шасси с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объем стоек шасси использовали как баллоны сжатого воздуха для аварийной сети. Размер основных тормозных колес 650x200 мм, хвостового металлического ролика – 170x100 мм. Стояночный угол – 12°. Колея шасси – 2,157 м. При уборке основные опоры шасси входили в колодцы между лонжероном и передним стрингером и, частично, в фюзеляж. Основные опоры шасси, а также щитки, помимо электрических указателей положения, имели дублирующие механические. У стоек шасси это были «солдатики», а у щитков – сектора, находившиеся соответственно у 6-й и 3-й нервюр крыла. Хвостовой ролик ориентировался на 78* в каждую сторону и был снабжен стопором, фиксировавшим его в полете. При взятии ручки полностью на себя (последние 100 мм хода), т.е. на режиме посадки хвостовая опора автоматически расстопоривалась. В полете она закрывалась щитком, который при выпуске хвостовой опоры убирался внутрь фюзеляжа.
Силовая установка Э-30-20 состояла из мотора ВК-107Р (редукция 0,5) и воздушно-реактивного двигателя с компрессором. Максимальная суммарная мощность мотора и ВРДК составляла 2560 л.с. Воздушный винт -трехлопастный АВ-10П-60 диаметром 3,1 м. Продолжительность непрерывной работы ВРДК составляла не более 10 мин, причем только на боевом режиме мотора. Расход бензина при этом составлял 1200 кг/ч, а удельный расход топлива на 1 кг тяги в час составлял 1,76 кг.
Хвостовая часть фюзеляжа
Управление работой ВРДК осуществляли двумя ручками на левом пульте. Его можно было включать на любых высотах и режимах полета, за исключением режима набора высоты. Запуск выполняли путем подачи топлива в блок форсуночных камер при одновременном включении бензонасоса и зажигания. Подвод воздуха к компрессору ВРДК производился через входной канал, выведенный в переднюю часть фюзеляжа. Компрессор имел две скорости вращения. Привод его осуществлялся с помощью трансмиссии, соединявшей его с мотором. Переключение скоростей выполнялось автоматом переключения Э-67ВП, что позволяло несколько разгрузить пилота и предотвратить возможные ошибки. Высота переключения скоростей компрессора с 1 на 2 и обратно – 5500+500 м, а при неработающем ВРДК – 7000+500 м. Потребляемая компрессором мощность – 280 л.с. на 1 скорости и 348 л.с. на 2 скорости, к.п.д. компрессора -0,772 на 1 скорости и 0,77 на 2 скорости.
Камера сгорания ВРДК была выполнена в виде сварного кожуха из нержавеющей стали толщиной 1 мм. Форму камеры выбирали таким образом, чтобы наиболее полно использовать внутренний объем фюзеляжа, вследствие чего ее ось при виде сбоку имеет криволинейную форму. Камеру крепили фланцем к шп. №12 в средней части фюзеляжа и к последнему шпангоуту в хвостовой части фюзеляжа. Вторая точка воспринимала только вертикальные нагрузки, а в продольном направлении могла перемещаться. Стенки камеры сгорания охлаждались воздухом, который проходил в щель между стенкой и наружной дюралевой рубашкой и выходил в сопловом сечении камеры, смешиваясь с горячими газами ВРДК. Рубашку изготавливали из двух половин с разъемом по вертикальной плоскости, который после установки рубашки на камеру заваривали. В передней части камеры сгорания был установлен блок из семи форсуночных камер по семь топливных форсунок в каждой: шесть по периметру и одна в центре. В головки четырех камер встроены свечи зажигания СД-06. Заканчивались форкамеры смесителями, которые, как и сами камеры, были изготовлены из нержавеющей стали. Выходное сопло было снабжено регулируемыми створками из нержавеющей стали, позволяющими изменять площадь его сечения в зависимости от режима полета. Перекладка створок осуществлялась пневмоцилиндром автоматически в зависимости от положения сектора управления ВРДК. Площадь входного сечения камеры 25,2 дм2, площадь по максимальному сечению 50,0 дм2, площадь сопла 20,5 дм2.
Топливо разместили в трех мягких топливных баках общей емкостью 570 л. Два крыльевых вмещали по 90 л, а один фюзеляжный -390 л. Ввиду того, что питание мотора шло из фюзеляжного бака, а крыльевые находились ниже, то подача бензина в него происходила под давлением, которое обеспечивал воздух, отбираемый из воздушного патрубка мотора за приводом центробежного нагнетателя. После выработки бензина из крыльевых баков воздух поступал в фюзеляжный бак, благодаря чему повышалась высотность бензосисте-мы. В магистрали питания ВРДК была предусмотрена шунтовая линия с выводом в кабину пилота, которая давала возможность регулировать в полете давление топлива, подводимого к форсункам. Кроме того, в случае невыключения бензопомпы можно было прекратить доступ топлива к форсункам полным открытием шунтового крана.
Емкость масляного бака – 62 л (заливалось 48 л). Масляный радиатор – сотовый с поперечным сечением 15,5 дм2. Водяной радиатор – сотовый с сечением 40,5 дм2. Емкость системы охлаждения – 79 л.
Пневмосистема состояла из основной и аварийной. Основная система обеспечивала управление следующими агрегатами: шасси, закрылками, фюзеляжными щитками основных опор шасси и щитком хвостовой опоры, тормозами, створками сопла и запуском мотора. Для этого на самолете устанавливались два баллона объемом по 7 литров. В случае отказа основной пневмосисте-мы (при падении давления ниже 20 атмосфер) выпуск шасси производился от аварийной сети с запасом воздуха 6 литров. Основные и аварийные баллоны заряжали сжатым воздухом до 50 атмосфер от аэродромного источника через зарядный штуцер, расположенный на левом борту самолета. Рабочее давление в сети – 35 атмосфер. Наличие на моторе воздушного компрессора обеспечивало подкачку основных баллонов при открытом кране сети, а аварийных – автоматически.
Оборудование. Приборное оборудование состояло из 16 приборов, причем аэронавигационный комплект был установлен на откидной части приборной доски. Источниками электроэнергии являлись генератор ГС-15-500 и аккумулятор 12А5. За спиной пилота на шпангоуте №9 находилась радиостанция, в комплект которой входили приемник РСИ-6МУ и передатчик РСИ-ЗМ1. Антенна – жесткая однолучевая длиной 2,52 м. Мачту высотой 0,5 м крепили на правой стороне козырька кабины. На борту имелся сигнальный пистолет ОПШ. На левой стороне шпангоута №8 устанавливали кислородный прибор легочного типа КП-14. Кислородный баллон объемом 4 литра находился за кабиной пилота с левой стороны у шпангоута №12. Доступ к баллону осуществлялся через откидной люк в задней части фонаря.
Бронирование включало бронеспинку и прозрачные бронестекла спереди и сзади пилота.