Авиационный сборник 1993 01
Шрифт:
П.В.Цыбин являлся выдающимся деятелем отечественной авиацонной и космической техники, другом и соратником С.П.Королева. Под руководством Цыбина в 1940-1946 гг. в СССР были созданы десантные планеры, принявшие участие в Великой Отечественной войне как средство доставки снаряжения партизанам.
В 1946-1954 гг. он разрабатывал летные модели экспериментальных аппаратов перспективных схем, ш частности, с крылом обратной стреловидности для полета на сверхзвуковых скоростях, а впоследствии участвовал в испытаниях первых образцов отечественных баллистических и крылатых ракет.
В 1955-1959 гг. П.В.Цыбин возглавлял опытное
В 1961 г. П.В.Цыбин перешел на работу в опытное конструкторское бюро С.П.Королева, где стал руководить созданием беспилотной модификации космического корабля "Восток', спутника связи "Молния" и космического корабля "Союз".
С 1974 г. он стал заместителем Главного конструктора, а затем научным консультантом по теме "Буран". В последние годы жизни П.В.Цыбин руководил научно-исследовательскими работами в области создания воздушно-космического самолета.
За боевые и трудовые заслуги П.В.Цыбин был награжден орденом Ленина, двумя орденами Боевого Красного Знамени, орденом Красной Звезды, двумя орденами Отечественной войны, орденом Трудового Красного знамени и многими медалями.
Начиная с 1955 г. в ОКБ-256 Государственного комитета авиационной техники при Совете Министров СССР под руководством Главного конструктора П.В.Цыбина проводилась разработка проекта пилотируемого сверхзвукового дальнего бомбардировщика PC.
Отличительными особенностями проекта было применение воздушного старта с самолета-носителя Ту-95Н с последующим разгоном до крейсерской скорости 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет с помощью двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Расчетная суммарная дальность полета самолета PC могла составить 12500-13500 км. Эскизный проект по самолету PC был выпущен 31 января 1956 г.
В те годы в ОКБ С.М.Лавочкина и В.Н.Челомея разрабатывались беспилотные крылатые летательные аппараты "Буря" и "Буран", также имеющие межконтинентальныую дальность полета, достигаемую с использованием маршевого ПВРД с разгоном до крейсерской скорости, соответствующей числу М=3 при вертикальном старте с земли с помощью ускорителей с ЖРД.
Успехи в создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 конструкции С.П.Королева, первый пуск которой состоялся 15 мая 1957г., а полет на расчетную дальность 21 августа 1957 г., привели к тому, что в СССР работы по крылатым летательным аппаратам с межконтинентальной дальностью были прекращены.
Одновременно с работами по самолету PC ОКБ-256 вышло с предложением о создании сверхзвукового стратегического реактивного самолета-разведчика для проведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника.
31 августа 1956 г. вышло постановление правительства, а 15 января 1957 г. ВС сформулировал тактико-технические требования на самолет-разведчик, получивший обозначение: РСР.
Согласно этим требованиям. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета способным проводить
Скорость звука самолет проходил на высоте 8.5 км через 4 минуты после взлета. На высоте 10.7 км при скорости 420 м/с проводился сброс подвесных топливных баков, а после набора высоты РСР выполнял длительный полет с большой сверхзвуковой скоростью.
Максимальная высота полета самолета планировалась 26.7 км при скорости до 2800 км/ч (М=2.65), а дальность полета на высотах более 20 км при несколько меньшей скорости достигала 3760 км. Снижение самолета для захода на посадку могло начаться за 500 км до аэродрома. Длина разбега РСР составляла 1300 м при скорости отрыва с выпущенными закрылками 330 км/ч, угле атаки до 9° и взлетной тяге двигателей 9.5 тс. а длина пробега -1200 м при посадочной скорости 245 км/час.
Во время полета РСР должен был соблюдать режим радио- и радиолокационного молчания. Уже в то время обращалось внимание на обеспечение малого радиолокационного отражения от самолета за счет выбора соответствующей формы аппарата и применения радиопоглощающих покрытий для обшивки.
НМ-1 на испытаниях
Предусматривалось также выполнение кратковременного маневра с перегрузкой до 2,5 единиц с целью уклонения от ракет (горка с динамическим потолком 42 км) и применение средств создания активных и пассивных помех в радиодиапазоне.
Согласно эскизному проекту, аэродинамическая схема РСР имела ряд уникальных особенностей: крыло малого (1,67) удлинения со стреловидностью 58° по передней кромке имело сверхзвуковой аэродинамический профиль, образованный двумя трапециями с острыми передними и задними кромками (относительная толщина профиля составляла всего 2,5%); двигатели в обтекаемых мотогондолах были закреплены на концах крыла, что в сочетании с очень тонким фюзеляжем большого (18,6) удлинения обеспечивало самолету РСР достаточно высокое аэродинамическое качестве, равное 5,3 при угле атаки 5° и скорости полета, соответствующей числу М-2,65 на высотах 20-22 км.
Предусматривалась автоматическая перекачка топлива из подвесных топливных баков в задние баки и определенный порядок их выработки, при этом обеспечивалось оптимальное положение центра масс: на взлете 25%, на маршевом участке 45% и на посадке 26,4% средней аэродинамической хорды крыла, равной 8,08 м. Крыло имело элероны и закрылки, площадь которых составляла соответственно 4% и 7,7% площади крыла с подфюзеляжной частью.
Цельноповоротный вертикальный киль с относительной толщиной 3,5% имел угол отклонения +/-18°. Цельноповоротные плоскости горизонтального оперения имели тот же аэродинамический профиль, что и крыло, с относительной толщиной 3,5% и диапазон углов отклонения от 10° до -25°. Органы управления самолета РСР имели гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.