Авиационный сборник 1993 01
Шрифт:
Подвесные топливные баки диаметром по 0,65 м и длиной по 11,4 м вмещали 4,4 т топлива. Конструкция крыла самолета РСР имела обшивку, выполненную из алюминиевого сплава Д-16Т, пять лонжеронов и набор нервюр. Масса квадратного метра конструкции консолей крыла составляла 30 кг. Для увеличения жесткости крыла на кручение при работе элеронов часть обшивки крыла выполнялась из алюминиево-бериллиевого сплава. Из этого же сплава выполнялась конструкция элеронов и цельноповоротных плоскостей оперения.
Фюзеляж самолета состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного
Летчик самолета РСР, одетый в скафандр, размещался в гермокабине, давление воздуха в которой у Земли равнялось 780 мм рт.ст., а на максимальной высоте – 460 мм рт.ст. Температура в кабине при температуре наружного воздуха -60°С не должна была превосходить 30°С. На борту имелась автономная система кондиционирования воздуха в скафандре. В полете скафандр летчика вентилировался от основной системы вентиляции. При выходе ее из строя аварийная система наддува осуществляла вентиляцию скафандра в течении 15 минут. При разгерметизации гермокабины давление в скафандре "соответствовало давлению на высоте не более 11,5 км. Кислородное питание летчика подавалось независимо от герметичности кабины. Было предусмотрено катапультирование летчика при необходимости.
В фюзеляже размещались также один расходный топливный бак, турбоагрегат и вставной бак с пропаном, используемым в основном для целей охлаждения приборов и оборудования в сочетании с теплоизоляцией. Топливные баки самолета выполнялись из алюминиевого сплава Д-20. Температура обшивки планера РСР при достижении скорости соответствующей числу М=2,65 могла достичь 220°С, однако к этому времени масса самолета уменьшалась с 21 до 16 тонн, а скоростной напор с 3500 кг/кв.м до 2100 кг/кв.м и, таким образом, расчетные нагрузки на конструкцию снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева. Таким образом, удалось сохранить для всей конструкции самолета использование алюминиевых сплавов, не переходя к титановым сплавам и стали. Остаточные деформации за счет ползучести материала обшивки планера не имели места, т.к. штатная перегрузка в полете не превышала 1,2д, а количество циклов нагружения было мало.
По проекту предполагалось оснастить самолет РСР двухконтурными турбореактивными двигателями Д-21 разработки ОКБ-19 П АСоловьева с диаметром 1,23 м, которые были расчитаны на взлетную тягу 4,5-5 тс при удельном расходе топлива 2,6 кг/кгсч и номинальную тягу 2,2 тс на крейсерском режиме при скорости полета, соответствующей числу М 2,5 на высоте 20 км при удельном расходе топлива 2,05 кг/кгс ч. Масса каждого двигателя должна была составлять 900 кг. ресурс не менее 100 ч.
Самолет РСР должен был иметь шасси велосипедного типа, состоящее из передней и задней опор со сдвоенными колесами, двух поддвигательных опор с колесами и хвостовой опоры-костыля. Предусматривалось наличие и тормозного парашюта. Самолет РСР мог совершить взлет и посадку на аэродромы II класса.
Точность самолетовождения при полете по маршруту с использованием радиолокационных ориентиров через 500 км могла быть не хуже +/-10 км, а при выходе в район цели с использованием комплекса автоматических систем, включающего в себя астроинерциальную систему в сочетании с гировертикалью, курсовой системой, единым пилотажно- навигационным прибором, радиолокационным визиром и автопилотом – до 3-5 км.
Специальное разведывательное и оборонительное оборудование самолета РСР должно было состоять из: радиолокационного прицела с фотоприставкой и станции радиоразведки и установленных в носовом коке, способных производить разведку промышленных центров с расстояния 250 км и обнаруживать радиолокационные станции на расстояниях составляющих 125% от дальности их действия: фотоаппаратуры, расположенной за передним топливным баком, которая включала два фотоаппарата с фокусным расстоянием 1000 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм или фотоаппарат с фокусным расстоянием 1800 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм: оптического прицела для контроля; станции предупреждения об радиолокационном облучении самолета; оборудования создания активных и пассивных помех радиолокационным станциям.
Для отработки конструкции и бортовых систем самолета РСР на заводе в городе Подберезье Московской области был изготовлен пилотируемый самолет-аналог НМ-1 (натурная модель), оснащенный двумя турбореактивными двигателями АМ-5 с суммарной тягой 4 тс. Самолет НМ-1 имел центровку 25,5%САХ (достигалась балансировочным грузом в носу) и отличался более короткими крылом и фюзеляжем, состоящим из трех частей – носовой, центральной и хвостовой. В фюзеляже имелись два топливных бака и бак для гидросмеси; в хвостовой части размещался тормозной парашют. Крыло самолета НМ-1 в отличие от крыла самолета РСР по рекомендации ЦАГИ было дополнено небольшими аэродинамическими поверхностями ("ластами") с внешней стороны мотогондол. По конструкции шасси НМ-1 и РСР также несколько отличались друг от друга. У самолета НМ- 1 оно имело основную опору в виде лыжи в центральной части фюзеляжа, две подгондольные опоры, хвостовое колесо и взлетную тележку с двумя колесами, крепящуюся к лыже.
РСР ЭСКИЗНЫЙ ПРОЕКТ
Массовые сводки самолета РСР
Конструкция планера 4,05т
Двигательная установка 2,2т
Оборудование 1,85т
Подвесные баки 0,4т
Экипаж 0,1т
Резерв 0,4т
Топливо (керосин+пропан) 12,0 т
Взлетная масса самолета 21т
Посадочная масса 9,2т.
План первого полета самолета НМ-1 предусматривал взлет с тележкой, ее сброс, набор высоты 1500-1200 м и скорости 500 км/ч, полет по коробочке, расчет на посадку и посадку на лыжу. Общая продолжительность полета должна была составить 15 минут.
7 апреля 1959 г. в 10.55 летчик-испытатель Ахмет-Хан Султан начал разбег. Отрыв самолета НМ-1 от Земли имел тройной характер. Первый раз отрыв произошел через 26 секунд после начала разбега при скорости 285 км/ч. Второй отрыв произошел при скорости 305 км/ч. Третий отрыв был выполнен на 30 секунде при скорости 325 км/ч. Летчик-испытатель не совсем четко выполнял рекомендации по взлету, а именно производил взлет на большей скорости (вместо 220 км/ч) и меньшем угле атаки (вместо 9-10°). Сброс тележки был выполнен на 44 секунде с высоты 40 м при скорости 400 км/ч. При ударе об землю тележка разбилась. В дальнейшем сброс тележки стал производиться с высоты, большей 150 м и с парашютом. По замерам с сопровождающего самолета Як-25 самолет НМ-1 достиг скорости 500 км/ч и высоты 1500 м.
В полете летчик-испытатель ощущал слабые покачивания самолета НМ-1 по крену, которые легко парировались элеронами. На высоте 200 м летчик убрал газ и начал планировать со скоростью от 380 до 275 км/ч. Вертикальная скорость снижения на высоте 35 м при скорости 360 км/ч была – 5 м/с, а на высоте 1 метр при скорости 285 км/ч снизилась до -0,5 м/с.
В момент касания Земли скорость была 275 км/ч. Посадка была выполнена также на большей скорости (на 90 км/час) и при меньшем угле атаки. Через 4 секунды после касания был выпущен тормозной парашют. Во время пробега через 9,5 секунд при скорости 186 км/час воспламенилась подошва лыжи, однако в конце пробега огонь исчез. Из-за большой скорости посадки длина пробега составила 1180 м (вместо 740 м). При посадке отмечались ударные перегрузки (от 0,6 до 1,95 единиц). Время первого полета составило 12 минут.
Вскоре были выполнены следующие полеты (3 и 9 июня 1959 г.). По результатам первых полетов было выявлено, что самолет устойчиво выдерживает направление взлета; органы управления эффективны, начиная со скорости 60 км/ч; при разбеге и пробеге при скорости 100-200 км/ч есть тряска; взлет затруднен из-за большого усилия на ручке; имеются покачивания по крену в полете; самолет обладает хорошей летучестью при посадке; по управлению, выполнению взлета. построению расчета на посадку и выполнению посадки самолет НМ-1 проще, чем самолеты типа Су и МиГ.