Разработчик: Алексеев
Страна: СССР
Первый полет: 1951
Творческая биография Героя Социалистического Труда Семена Михайловича Алексеева полна разнообразными видами авиационной техники. Но главное место принадлежит все-таки самолетам. За пять послевоенных лет под его руководством были созданы истребители, штурмовики и бомбардировщики. Они связаны между собой именем авиаконструктора, но только два из них, с виду совершенно непохожие, имели пару общих признаков, обозначивших преемственную связь, несмотря на разрыв в четыре года.
Одноместный истребитель И-215Д (1948 г.) и пятиместный бомбардировщик L150¦ (1951 г.) имели по два турбореактивных двигателя и были оснащены велосипедным шасси. Если первая машина -результат длительной доработки И-211, то другой самолет был создан по специальному заданию, без близких прототипов. По основным параметрам - взлетному весу, бомбовой нагрузке и размерности он занимал промежуточное положение между фронтовым бомбардировщиком Ил-28 и дальним Ту-16.
Тактико-технические требования к новому бомбовозу были составлены командованием Дальней бомбардировочной авиации ВВС и согласованы в МАП с заместителем министра по науке С. Н. Шишкиным. Получив задание на проектирование и постройку изделия L150¦ во второй половине 1948 г. ОКБ-1, руководимое С. М. Алексеевым, держало тесную связь с ЦАГИ. Оттуда конструкторы получали рекомендации ведущих специалистов по аэродинамике и прочности С. А. Христиановича, Г. П. Свищева, А. И. Макаревского, В. Н. Беляева и других. В разработку бортовых систем и установок были вовлечены многие организации авиапрома и других отраслей промышленности.
Трудно решался вопрос о выборе силовой установки. Использование двух крупноразмерных ТРД А. А. Микулина привело бы к перетяжелению самолета и усложнению его компоновочной схемы с аэродинамическим сопротивлением. Эти недостатки, как казалось на первый взгляд, будут с лихвой компенсированы значительным тяговым усилием двух АМ-03 по 5000 кГс. Главному конструктору стоило немалых усилий убедить ведущих работников ОКБ-1 в целесообразности применения менее мощных, но по весу, миделю и относительному удлинению более приемлемых ТРД АЛ-5. За этими двигателями в ОКБ А. М. Люльки Главный поехал сам, и результат не замедлил сказаться: сперва расчеты, а затем летные испытания подтвердили правильность выбранного решения.
Разработкой общего вида и компоновки бомбардировщика в бригаде новых проектов руководил инженер Вокке и его заместитель И. Л. Макаров. Работали в контакте с другими подразделениями КБ, и наиболее тесно с отделом аэродинамики, во главе которого стоял инженер Л. В. Балкинд.
В целом самолет вырисовывался гармонично и быстро. Рабочий проект представлял собой кладезь остроумных инженерных решений. Кроме велосипедного шасси, в конструкции самолета были воплощены: стреловидное крыло, пилонная подвеска двигателей, Т-образное стреловидное хвостовое оперение и др., впоследствии неоднократно использованные у нас и за рубежом для военных и гражданских самолетов. Интересно были устроены электрогенератор с ветроприводом, противообледенительные электрообогреватели в носках крыла, оперения и в обечайках воздухозаборников, сотовые топливные баки, электромеханическая система управления и т. д.
Необычайные, редко встречающиеся решения, перечисленные выше, достойны отдельного разбора. Начнем с велосипедного шасси.
Идея велосипеда пришла в авиацию еще в 1907 г. вместе с летательным аппаратом РЭП французского изобретателя Робера Эсно-Пельтри. Но тогда, при хвостовой опоре и трех поистине велосипедных колесах (одно под фюзеляжем, чуть впереди центра тяжести, и два на концах крыла), она не получила распространения. Лишь в конце 40-х годов, когда назрела необходимость существенного снижения веса конструкции реактивных самолетов, некогда забытая велосипедная схема обратила на себя пристальное внимание.
Для работников ОКБ-1, которые прежде занимались гидросамолетами И. В. Четверикова, для специалистов из Германии и многих сотрудников МАП велосипедная схема казалась неприемлемой. Это подтверждал неудачный опыт ОКБ А. С. Яковлева с истребителем Як-50, который сносило с полосы боковым ветром.
Причиной неудачи применения велосипедного шасси на Як-50 было... стреловидное крыло (+45") и связанный с ним большой вынос подкрыльных дутиков назад, за ось главных колес (они не имели приседания) и, что наиболее важно, - за центр тяжести самолета. Это увеличило плечо разворота машины вокруг прижатой ветром боковой ноги, а несовершенство конструкции носовой одноколесной стойки не позволило препятствовать сносу. При посадке на мокрую или обледеневшую полосу Як становился практически неуправляемым (как УТ-2 на воздушной подушке А. Д. Надирадзе в 1941 г.). У созданного ранее самолета И-215Д вспомогательные стойки убирались под гондолы двигателей и в выпущенном положении имели к тому же небольшой передний вынос относительно задних колес, практически совпадая с эпицентром тяжести.
Противники Lвелосипеда¦ на это главное отличие внимания не обратили. Поэтому С. М. Алексеев решил наглядно продемонстрировать им не только Lприседание¦, но и нормальную работу велосипедного шасси в целом. На территории волжского завода ¦ 21, где Алексеев работал до 1 сентября 1948 г., стоял бездействующий, но летнопригодный истребитель И-215Д. Герой Советского Союза летчик-испытатель И. Е. Федоров согласился перегнать его оттуда на базу ОКБ-1. Перелет с посадкой на аэродроме ЛИИ МАП2 (транзитом), необходимой для ограниченной дозаправки горючим из-за небольшой посадочной площадки в конечном пункте маршрута, состоялся в октябре 1949 г. Летчик виртуозно показал пилотаж с глубокими виражами, а затем, к изумлению публики, которая высыпала из цехов и отделов, лихо гонял по грязи и лужам, доказывая возможность резких разворотов и восьмерок на велосипедном шасси без всякого бокового заваливания, о котором твердили скептики. Эти энергичные рулежки Федорова на предельных скоростях разворота в итоге развеяли все сомнения.
Приседание задней ноги на разбеге происходило за счет... взлетного веса самолета. В конце разбега пилот ставил кран управления шасси во взлетное положение, часть гидросмеси выжималась из цилиндра и, проходя через его боковые жиклеры, сливалась в маслобак. Жидкость, оставшаяся над поршнем в 63% объема цилиндра, удерживала приседающий самолет рабочим давлением гидросистемы, которая за небольшой объем получила название шассийного гидроагрегата. Из-за большого гидравлического сопротивления жиклеров масло покидало цилиндр очень медленно, самолет осаживался на заднюю ногу постепенно и набирал свои положенные 3¦ вздыбливания лишь к концу пробега. После взлета перестановка крана в положение LУБРАНО¦ способствовала подаче жидкости под поршень и полному сливу ее из головки цилиндра. Колеса (2x1450x520 мм) прятались в свою нишу, которая закрывалась поворотными створками с внутренними осями вращения (см. чертеж, сечение А). Носовая двухколесная нога (2x1000x300 мм) убиралась назад по потоку, и ее ниша закрывалась щитками снаружи.
Во избежание сноса боковым ветром передняя стойка имела мощный рулевой привод и спаренные колеса предельно широкой колеи (разноколейность передней и задней пары улучшала прохождение колес по слабому грунту). Боковые вспомогательные опоры были подвешены впереди законцовок крыла с целью выноса их дутиков за ось задних колос вперед (см. чертеж, вид сбоку) и уменьшения плеча на разворот вокруг прижатой стойки. Для этого сделали довольно длинные (более 6 м) обтекатели для боковых опор. От первого варианта расположения коротких стоек под гондолами двигателей отказались, чтобы использовать концевые обтекатели в качестве весовых противофлаттерных балансиров. Впоследствии, уже на летавшей машине, их доработали под концевые шайбы. Это предложил аэродинамик Л. В. Балкинд в поисках снижения торцевого перетекания воздуха, когда встал вопрос об устранении самопроизвольной поперечной раскачки, переходившей в раскачку по всем осям. При заходе на посадку в диапазоне высот от 300 м до 150 м машина впадала в болтанку вокруг собственного центра тяжести подобно вращающемуся волчку. После увеличения высоты обтекателей заострением их нижних кромок раскачка исчезала. Одновременно снизилось индуктивное сопротивление крыла и повысилась эффективность элеронов.
Конструкция бомбардировщика цельнометаллическая. Фюзеляж довольно сложных криволинейных форм с цилиндрическим участком посередине. В носовой зоне, представляющей собой оживальное тело вращения, была устроена четырехместная гермокабина. По правому борту был сделан прямоугольный вырез для герметичного входного люка. Он получился небольшим, т. к. расположен был ниже строительной горизонтали, но при этом достаточным для прохода человека в полный рост по наклонной лестнице, убираемой внутрь. Штурман-бомбардир имел передний обзор через сферический лобовой колпак и верхне-боковой - через наборное остекление фюзеляжа. Он пользовался бомбардировочным прицелом ОПБ-5СН с курсовым стабилизатором АП-5 для бомбометания с горизонтального полета по неподвижным и движущимся целям. Под общим многопереплетным фонарем находились: летчик -командир экипажа на левом сиденье, второй пилот - оператор РЛС, справа и сзади от командира на приопущенном кресле с частично ограниченным обзором, и стрелок, пользующийся верхним поворотным перископическим прицелом ПСП-150. Кроме прицела летчика для ведения огня из передней пушки, приборного оборудования и агрегатов системы жизнеобеспечения, остальная начинка фюзеляжа была размещена вне гермокабины. Это неподвижная правая пушка Ш-23 с боекомплектом, дистанционно-управляемая башня ДБ-23 с широкоугольным обстрелом задней полусферы из двух подвижных пушек Ш-23 (при попадании хвостового оперения на линию прицеливания срабатывал прерыватель стрельбы, не сковывающий управляющих движений стрелка). В нижнем обтекателе (его называли Lбородой¦) находились блоки и агрегаты панорамного радиолокатора, антенна которого прикрыта снизу радиопрозрачным колпаком. Переднюю часть Lбороды¦ занимали две посадочные фары. Под кабиной экипажа - ниша носовой ноги шасси. Далее - плавно сопряженный цилиндрический участок фюзеляжа длиной около 7 м и диаметром 2,7 м, внутри которого был бомбовый отсек, способный вместить бомбы различного калибра общим весом от 1500 до 6000 кг. Комплект бомбовой нагрузки варьировался в зависимости от боевого задания. Значительную часть отсека можно было занять дополнительными встроенными баками с керосином, снабженными устройством аварийного сброса. Восемь стационарных баков фюзеляжа имели систему аварийного слива топлива. Интерес представляет сотовая защита баков от огня противника. Множество тонкостенных дюралевых бачков (тюбиков) были как сообщающиеся сосуды помещены в вертикальном положении внутрь больших баков-отсеков.. Это предотвращало большую утечку топлива в случае прострела бака, когда керосин покидал бы междубачковое пространство, а в тюбиках оставался в значительном количестве. Заправка всех баков -через верхние горловины.
Сборка фюзеляжа производилась на бесстрингерном каркасе креплением крупных прессованных панелей к лонжеронам и 38 шпангоутам. Корпус состоял их двух технологических деталей, стыкуемых в общей плоскости 18-го и 19-го шпангоутов в зоне крепления третьего лонжерона уборки задней ноги шасси. Хвостовой участок фюзеляжа за цилиндрической зоной суживался от круглого сечения до вертикального овала шириной 0,75 м у кормовой стрелковой башни ДБ-25. В задней гермокабине - стрелок-радист, который, пользуясь коллиматорным прицепом ПСК-81, мог вести огонь из двух подвижных пушек Ш-23. Как и другие члены экипажа, он имел катапультируемое сиденье на случай аварийной ситуации.
Крыло небольшого сужения 1,9 имело стреловидность 35 град. по линии фокусов и было набрано из различных профилей по размаху. От корня до плоскости пилона (нервюра Ns 3) дужка имела симметричный профиль ЦАГИ С-Юс-9 относительной толщины 11%. Далее, до нервюры 4 шел переходный профиль к несимметричному ЦАГИ СР-3-12 относительной толщины 11,75%, который образовывал обводы дозаконцовки. Отрицательное поперечное V имело перелом в плоскости нервюры ¦ 4 от 0 по нижней поверхности центроплана до -Г20' по низу консолей (см. чертеж, вид спереди).
Технологическое членение крыла предусматривало разделение его на четыре части. Две секции центроплана общим размахом 11,5м соединялись фланцевым стыком в плоскости симметрии самолета (нервюра ¦ 1), а две отъемные консоли крепились к центроплану в плоскости 4-й нервюры. Герметичные клепанные кессоны центроплана служили емкостями для топлива и крепились к внутренним узлам фюзеляжа над бомбовым отсеком. Каждый пилон двигателя крепился тремя болтами кусиленным нервюрам ¦ 3, а гондолы вспомогательного шасси держались на четырех болтах концевых нервюр ¦ 7. По верху крыла в плоскости второй и пятой нервюр были приклепаны аэродинамические перегородки. Обшивочные панели крыла были подкреплены внутренним гофром из прессованных П-образных профилей, и, так же как и панели фюзеляжа, работали на прочность при кручении и изгибе.
Взлетно-посадочная механизация крыла представлена парой двухсекционных закрылков общей площадью 16,4 м2 с разрезом, перпендикулярным осям вращения в зоне переходного профиля крыла. Поворот закрылков на 33' при взлете и посадке производился электроприводом, общим для обеих секций, и происходил вокруг петлевого шомпола по низу крыла (см. чертеж, сечения Б и В).
Щелевые элероны выполнены трехсекционными во избежание заклинивания их осей в подшипниках подвески при деформациях концевых частей крыла в полете. Количество разрезов получено расчетно-графическим путем, а их положение - в зависимости от местных прогибов крыла. Разделение подвижных органов повышало их боевую живучесть. Аналогичную цель преследовали при разбиении на секции рулей хвостового оперения.
Конструкция агрегатов хвостового оперения во многом похожа на конструкцию крыла и его механизации. Стреловидный (45') киль образован профилем ЦАГИ С-9с-9 в корне, переходящим в модифицированный профиль ЦАГИ на вершине. Веретенообразный обтекатель узлов стыка киля с консолями стабилизатора (стреловидность 40') находился на высоте 4,5 м от ОГФ. В его удлиненном носке установлена антенна радионавигационной аппаратуры. Горизонтальное оперение имело угол установки +3*30' для продольной балансировки и положительное поперечное V=8' для улучшения продольной управляемости на больших углах атаки (рекомендовано ЦАГИ после продувок). Для улучшения путевой устойчивости под хвостовой частью фюзеляжа установили два фальшкиля с развалом в стороны (см. чертеж, вид Г), что также явилось результатом продувок 3/4-ной модели самолета в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ.
Особого внимания среди бортовых систем самолета заслуживает система управления. Она не имела традиционных гидравлических приводов и бустеров, без которых в начале 50-х гг. казалось невозможным управление не только тяжелым самолетом, но и истребителем. Вместо обычных тяг тросов и качалок, работающих на сжатие, растяжение и изгиб, систему оснастили валами, работающими на кручение от крупношаговых винтовых пар, приводимых в движение автономными электроприводами. Электромоторы были расположены вблизи рулевых поверхностей и закрылков. Их проводка была более удобной для прокладывания ее внутри агрегатов такого крупного самолета, как L150, по сравнению с механической и гидравлической коммуникациями. Предложенная электромеханика была встречена неоднозначно. Говорили о непреодолимости трения в винтовых передачах, о трудностях подгонки муфт и ходовых винтов, их многодельности при изготовлении и сборке. Некоторые сомневались в надежности электрической системы цепи: летчик - генератор - электродвигатель -руль. Пришлось опять убеждать, но на этот раз и убеждаться самим. Серьезное опасение вызывало обесточивание самолета в случае отказа обоих двигателей в полете. Пришлось устроить резервный ветрогенератор, выпускаемый из фюзеляжа в поток на поворотной штанге. Он имел многолопастную крыльчатку, небольшой обтекаемый корпус и обладал мощностью, достаточной для работы электросистемы управления и приборного оборудования кабины для ночного полета. Для проверки механики соорудили небольшой стенд главного рулевого поста, где смонтировали необходимые агрегаты системы управления с винтовыми парами без электромашин и проводов. Вопрос о трении отпал сразу, а пока приспосабливались электрики, смирились и технологи. Дискуссия утихла, открыв дорогу новизне, воплощенной в конструкции летающей машины.
Управляющие рулями электродвигатели питались от генераторов силовой установки, состоящей из двух турбореактивных двигателей АЛ-5. Тяга одного ТРД составляла 5000 кг. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор (входной направляющий аппарат называли нулевой ступенью), 24 трубчатые камеры сгорания, регулируемое сопло и бензиновый турбостартер, расположенный во внут-- рением коке диффузора. Десятилитровые бачки с пусковым бензином были помещены в пилонах подвески ТРД.
Идею пи лонной подвески подали двигателисты ОКБ А. М. Люльки, которые сталкивались с подобной установкой четырех ТР-1А на самолете Ил-22. Но там, как и на бомбардировщике L140, обтекатели подвесных рам были плавно слиты с гондолами и с верхней обшивкой крыла зализами, поэтому настоящими пилонами не являлись.
Узкие стреловидные, т. е. настоящие, пилоны изолированной подкрыльевой установки двигателей были применены в СССР впервые на самолете L150¦. Вынос гондол двигателей за пределы крыла исключал их взаимное влияние и улучшал тем самым аэродинамику крыла. На практике это дало значительный эффект. По сравнению с мотогондолами, встроенными в крыло, пилонная подвеска хоть и обладала чуть большим сопротивлением, но при этом существенно повышала подъемную силу крыла. Аэродинамическое качество, а значит и дальность полета от этого заметно возрастали. Высоту пилонов лимитировало безопасное расстояние гондол (и их воздухозаборников) от земли во избежание попадания в высоконапорные компрессоры посторонних предметов с ВПП, а также достаточное их удаление от крыла для уменьшения вредной интерференции потока. Передний вынос двигателей был рассчитан как оптимальное расстояние их центров тяжести от оси жесткости крыла. При стреловидности пилонов в 79'30' ТРД выполняли функцию противофлаттерных грузов весом по 1300 кг каждый и эффективно гасили в полете самовозбуждающиеся изгибокрутильные колебания.
Постройка бомбардировщика началась в 1950 г. на недостаточно подготовленной производственной базе завода ¦ 256. Во время агрегатно-сборочных работ шла реконструкция цехов и лабораторий. Много хлопот в этой обстановке досталось главному инженеру завода Ф. П. Вознесенскому, но машина была построена в срок к 1 мая 1951 г. Летные испытания начались лишь в июле, т. к. самолет пришлось перебазировать на другой аэродром с достаточно протяженной взлетно-посадочной полосой. На новое место в г. Луховицы переехала и летная станция.
Первый вылет и все последующие 15 полетов на бомбардировщике L150¦ сделал Герой Советского Союза Я. И. Верников. Место пилота-оператора на испытаниях занимал бортинженер Е. Н. Жарков. В полетах принимали участие также штурман и радист. На самолете временно отсутствовало оборонительное вооружение. Испытание машины с пушками было поручено НИИ ВВС. Ведущим инженером на заводских испытаниях от ОКБ был С. Н. Рыбаков, а от ЛИИ МАП вместе с летчиком откомандировали ведущего инженера И. Н. Квитко. На полетах нередко присутствовал заместитель главного конструктора П. Н. Обрубов, который до войны был заместителем В. Н. Беляева по дальнему бомбардировщику ДБ-ЛК.
Все выстраданные создателями самолета новшества сработали без серьезных замечаний. Однако были выявлены недостатки и даже странности в поведении машины. Так, обнаружилась продольная неустойчивость по скорости и перегрузке, а на высотах 9-10 тыс. м при полетах на максимальных скоростях самолет был склонен к небольшим плавным продольным колебаниям при неподвижной ручке. Поперечная раскачка на снижении, переходившая во всеосную, была устранена доработкой конструкции (см. выше). Однако полного перечня замечаний испытателей собрать не удалось. 9 мая 1952 г. при заходе на посадку машина неожиданно спарашютировала и упала на грунт раньше полосы, т. к. летчик зашел на посадку против солнца и не справился с самолетом. Было снесено шасси, повреждены двигатели и фюзеляж. Заводские испытания решили дальше не проводить, признав их завершенными. Постройку второго экземпляра прервали, а 30 декабря 1953 г. все работы по изделию прекратили.
Расчетные характеристики по большей части были достигнуты, а некоторые даже превышены. Максимальная скорость у земли 790 км/ч, на высоте 50 м получено около 850 км/ч, на высоте 5000 м - 970 км/ч, на высоте 10000 м - 930 км/ч. Зафиксированная посадочная скорость 210-215 км/ч. Время набора высоты 5000 м - 5 мин., высоты 10000 м - 18 мин. Практический потолок 12500 м. Разбег на ТРД составлял 1200 м, а с применением стартовых твердотопливных ускорителей И. И. Картукова типа 129-1 (тяга 4x2000 кг, время работы 17 с) он сокращался до 700 м. Пробег после посадки 700 м. Дальность полета в зависимости от сочетания топлива и бомбовой нагрузки могла меняться от 1500 км до 4500 км. Наибольшая продолжительность полета - 5,6 часа. Нормальный запас топлива 9000 кг, максимальный с тремя дополнительными баками в бомбоотсеке - 18800 кг. При весе пустого самолета в 26860 кг его нормальный взлетный вес 38 т, максимальный - 47 т, а наибольший посадочный вес 32 т.
Отвечавший заданным тактико-техническим требованиям бомбардировщик L150¦ дальнейшего развития не имел, т. к. успешное освоение массового фронтового бомбардировщика Ил-28 и удачно проходившие Государственные испытания дальнего бомбардировщика Ту-16 устраняли необходимость машины промежуточного класса. К тому же в условиях разгара холодной войны освоение нового типа крупного самолета сочли излишним.
Сломанный самолет L150 был разобран. Его агрегаты и фрагменты конструкций представлены в учебном ангаре 101 кафедры Московского авиационного института.
