Авиация и космонавтика 2005 02
Шрифт:
специалистов испытательного центра в Ахтубинске (Ю. М. Тарасов, Э. В. Голенкин, Н. К. Полетаев, В. А., Мезенцев, В. П. Петриков, Ю. А. Новиков, В. Д. Мазнев, А. И. Моисеев, И. И. Аргасцев, Д. Г. Деменко и т. д. ). Испытания, особенно, как отмечалось выше, самолета-ракетоносца Ту-22К, проходили с большими сложностями и требовали от всего персонала испытателей большого умения и мужества. Заслуженный летчик-испытатель СССР А. Я. Никонов, привлеченный к испытаниям, вспоминал:
«… испытания ракетоносцев проходили очень тяжело как собственно по самолету, так и по пускам ракет. На сверхзвуке из-за неравномерного нагрева обшивки фюзеляж деформировался, что приводило к перемещению тяг управления
В ходе Государственных испытаний столкнулись с ненадежной работой автопилота, отказами в системе управления. Так, 9 сентября 1 966 г. потерпел катастрофу Ту-22К №3102 (экипаж летчика-испытателя В. Ф. Чернова). В испытательном полете из-за отказа в канале продольного управления началась раскачка, справиться с которой летчик уже не смог. В результате погибли командир корабля и оператор, штурман спасся.
Еще один экипаж испытателей в ГК НИИ ВВС 22 апреля погиб на самолете Ту-22РД (Ту-22РЗА) № 3304 (летчик-испытатель В. Корчагин, штурман – Г. Пронин, оператор – А. Санников). Причиной катастрофы стал отказ одного из генераторов переменного тока СГС-30-8 и последующий пожар на двигателе. Все это дополнилось отказом системы сигнализации о пожаре. После тревожного сообщения «Горишь!», поступившего от летчика из отряда космонавтов, невдалеке «крутившего пилотаж» на МиГ-15, командир корабля попросил помощи у наземных служб, так как увидеть двигатели из-за особенностей конструкции самолета экипаж не мог.
С КП распорядились снизиться и пройти над командной вышкой, что и погубило экипаж. Увидев дым, руководитель полетов приказал набрать 2000 м и катапультироваться, но было уже поздно – самолет упал, не успев набрать безопасной для катапультирования высоты.
Из-за затяжки испытаний сложилась своеобразная ситуация: самолет в Казани строился серийно, поступал в войсковые части, а на вооружение принят не был. На основании продолжавшихся испытаний шла нескончаемая череда доработок, в основном по системе управления. Всего было выполнено на летавших машинах и в серийной постройке 8 комплексов доработок, включавших десятки работ по различным системам. Наконец к концу 1968 г. было принято решение принять на вооружение самолеты Ту-22Р, Ту-22К, Ту-22П и Ту-22У, а доводки АРК К-22 продолжить (самолеты Ту-22К, Ту-22П, Ту-22Р были приняты на вооружение согласно Постановлению Совета Министров СССР от 20. 12. 68 г. и Приказа МАП от 3 1. 1 2. 68 г. Комплекс К-22 был принят на вооружение через два годасогласно Постановления Совета Министров СССР от 9. 02. 71 и Приказа МАП от 28. 02. 71 г. ).
Модель одного из первых вариантов Ту-22М
К этому времени усилия ОКБ, летчиков-испытателей МАП и ВВС дали свои плоды: самолеты Ту-22 по системе управления стали приемлемы для строевых летчиков ДА. Например, летчик-испытатель А. Я. Никонов, переведенный в 1 969 г. из ГК НИИ ВВС на завод № 22, где он облетывал последние серии Ту-22 (Ту-22УД) с усовершенствованной системой управления, отзывался о них с большой теплотой, а ему было с чем сравнивать – он выполнил в течение нескольких лет на различных Ту-22 192 полета и провел в воздухе на данном типе 374 часа.
Большой объем летных испытаний позволил дать объективную летную оценку самолету как летательному
«Ту-22 во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, масс и центровок устойчив по перегрузке и по скорости. Однако при проходе трансзвуковой зоны в диапазоне чисел М=0, 95-1, 05 имеется небольшая неустойчивость по скорости.
При полете на числах равных и больших М=1, 1 проявляется обратная реакция самолета по крену на отклонение руля направления, а на числах больших М=1, 4 – валежка самолета.
Валежка на этих режимах устраняется отклонением элерон-закрылков и руля направления в сторону валежки так, чтобы полет проходил без скольжения.
На некоторых режимах полета у самолета возникают незначительные боковые колебания (примерно одно колебание за 2 е. ). При возникновении боковых колебаний летчик должен изменить режим полета (по скорости, высоте) до прекращения колебаний.
При увеличении углов атаки выше допустимых, появляется тряска, валежка, небольшой подхват и неустойчивость по скорости.
При выполнении маневра с перегрузкой пу = 1,2 – 1,8 на числах М=0,8-1,25 на высотах более 1 2000 м появляется тряска самолета. При этом срабатывает АДУ и сигнализация
АУ-АСП. При дальнейшем увеличении перегрузки начинается покачивание с крыла на крыло, крены при этом достигают 10-15 град.
На дозвуковых скоростях при пу =2, 1 наблюдается незначительный подхват самолета, свидетельствующий о начале неустойчивости по перегрузке.
При полете на малых скоростях резко проявляется реакция самолета на изменение режима работы двигателей, поэтому при выходе самолета на режим тряски для увеличения скорости и уменьшения углов атаки следует отдать штурвал от себя и увеличить режим работы двигателей до МБФР.
При полете на дозвуковых скоростях более 650 км/ч уменьшаются расходы штурвала на единицу перегрузки. Во избежание превышания значения п у(макс. экспл. ) на маневрах необходимо пилотировать самолет небольшими перемещениями колонки штурвала.
На больших скоростях полета при выходе самолета на перегрузки, близкие к п у (макс. экспл. )' особенно на виражах с кренами 45-50 град., раздвижные тяги демпфера тангажа становятся на упор и запас продольной устойчивости резко уменьшается, поэтому пилотировать самолет необходимо небольшими движениями штурвала.
На М=0, 95-1, 05 самолет неустойчив по скорости, поэтому указанный диапазон скоростей является переходным и маневры на этом режиме с пу более 1 выполнять запрещается.
При полете на дозвуковой скорости из-за различной степени охлаждения обшивки фюзеляжа и продольных тяг управления элеронами, проходящих по фюзеляжу, при сбалансированном положении самолета происходит самопроизвольное отклонение штурвала вправо на угол до 10 град.
При полете на сверхзвуковой скорости и на больших высотах в результате более интенсивного нагрева обшивки фюзеляжа, чем тяг управления элеронами, происходит обратное явление, т. е. с нарастанием скорости в установившемся горизонтальном полете штурвал возвращается в нейтральное положение, а далее может отклоняться влево на угол до 6 град.