М-101Т "Гжель"
Легкий многоцелевой самолет
Разработчик: ОКБ Мясищева
Страна: Россия
Первый полет: 1995
Еще в 1953-м основатель фирмы В.М.Мясищев предпринял первую попыткупроектирования пассажирского самолета (тема 27). Но только через 50 лет его последователям удалось воплотить это стремление в реальность. Как ни странно, тому способствовала тяжелая экономическая ситуация в стране.
С конца 1990-х, в условиях прогрессирующего экономического кризиса в СССР, объектом пристального внимания всех отечественных самолетостроительных ОКБ стала авиация общего назначения (АОН), незаслуженно забытая в стране на многие годы.
В то же время за рубежом АОН - самый многочисленный и разноплановый класс воздушных судов и насчитывает около 35 000 самолетов.
Новая область привлекала проектантов необъятностью рынка и сравнительной простотой, а значит, - низким уровнем технического риска и небольшими потребными инвестициями (дальнейшие события показали, что жизнь гораздо многообразней планов).
Широта и незаполненность рынка самолетов АОН в России и странах СНГ объяснялись двумя главными причинами: необходимостью обновления всего парка из-за его морального и физического износа; ограниченностью типажа существующего парка, который эксплуатировался ранее в составе единого планового народного хозяйства СССР.
Формирование множества экономически самостоятельных субъектов в России внушало надежду на востребованность самолетов АОН многоцелевого назначения и различной размерности. Немаловажно, что в связи с приватизацией в стране начал активно формироваться класс богатых деловых людей, ценящих свое время.
Эти несложные соображения впоследствии вызвали появление президентской Программы развития гражданской авиационной техники до 2000 года.
Созданию М-101Т предшествовал длительный этап концептуальной проработки проекта, связанный с осмыслением проблемы, уточнением технического задания и отсутствии современных отечественных двигателей, а также комплектующих для легких самолетов.
В конце 1989-го предварительные требования к легкому пассажирскому самолету (аэротакси) сформулировались, и в НПО "Молния", в состав которого тогда входил ЭМЗ, был объявлен конкурс на разработку проекта.
На конкурс было представлено 12 проектов. Первое место занял проект легкого пассажирского самолета "Циклоп", давший путевку в жизнь самолету "Молния-1" (ведущий конструктор И.А.Макаров -НПО "Молния").
Поощрительной премией отметили и проект самолета "Триплан", ставший прообразом М-101Т "Гжель" (ведущий конструктор В.Ф.Спивак - ЭМЗ им.В.М.Мясищева).
"Триплан" имел оригинальную аэродинамическую схему с V-образным хвостовым и передним горизонтальным (ПГО) оперениями. Некоторое время работы над "Трипланом" продолжались в инициативном порядке. В начале марта 1990-го главный конструктор В.К.Новиков направил проект в ЦАГИ с просьбой оценить основные технические характеристики самолета.
В марте ЦАГИ выдал положительное заключение с рекомендацией провести экспериментальные исследования с тремя вариантами хвостового оперения: V-образным, нормальной схемы и крестообразным. Через три месяца руководство НПО "Молния" утвердило общий вид самолета, по схеме которого построили аэродинамическую модель, испытанную в АДТ Т-102 ЦАГИ.
Несмотря на обнадеживающие результаты продувок модели "Триплана" с V-образным оперением, от этой схемы отказались для снижения технического риска и для дальнейшей проработки приняли нормальную схему.
Для организации работ по проекту в ОКБ открыли тему 70 (технический руководитель - В.Ф.Спивак, ведущий конструктор А.В.Салов). По предложению Э.Я.Абраменко и В.Ф.Спивака самолет получил звучное имя "Гжель" с разрешения одноименной фирмы - производителя керамики.
Непросто было решить основной вопрос: каким двигателем - поршневым или турбовинтовым оснащать самолет? Автор проекта "Триплана" считал ТВД более перспективным, поэтому заранее предусмотрел возможность использования двух типов силовой установки.
Выбор типа двигателя для легкого самолета традиционно неоднозначен и, как правило, определяется не строгими технико-экономическими расчетами, а конъюнктурой рынка, частным мнением главного конструктора или иными, часто случайными факторами.
К услугам разработчиков проекта был единственный хорошо доведенный отечественный поршневой двигатель мощностью 360 л.с. М-14П (ВМЗ, г.Воронеж), серийно выпускающийся с 1974-го. Большинство отечественных самолетов АОН, созданных в 80-90-е годы, оснащены именно этим двигателем.
Принимая во внимание многоцелевое применение проектируемого самолета, формально не определенные сроки его разработки и отсутствие резервов мощности у двигателя М-14П, решили подыскать двигатель за рубежом.
На этапе аванпроекта планировалось оснастить самолет американским поршневым двигателем "Лайкоминг" Т-10-540-W2A, в надежде на взаимовыгодное сотрудничество с его фирмой-изготовителем. Как запасной вариант, рассматривался отечественный М-14П.
В качестве турбовинтовой альтернативы некоторое время рассматривался проект двигателя ТВ-О-100 (НПО имени В.Я.Климова, г. С.-Петербург), но вскоре от него отказались, решив использовать только готовый доведенный двигатель, которого на просторах СНГ не было.
В 1990-м выпустили аванпроект самолета М-70 "Гжель", на базе которого вскоре разработали эскизный проект, утвержденный главным конструктором в конце года. К этому времени изменилось руководство темой: руководителем назначили Е.С.Чарского, заместителем -В.Ф.Спивака, ведущим конструктором -А.Ф.Савосина.
В дальнейшем группа ВК-70 пополнилась новыми ведущими В.И.Шиловым и В.М.Гусевым.
Испытания аэродинамической модели самолета показали высокий уровень аэродинамических характеристик. Лучшие результаты получили с V-образным хвостовым оперением, в том числе и при выходе из штопора во всем диапазоне эксплуатационных центровок. Но, как и в случае с моделью "Триплана", тяга к традиции победила вместе с нормальной схемой.
Одновременно с разработкой эскизного проекта изготовили натурный макет самолета с двумя вариантами хвостового оперения. В мае 1991-го ЦАГИ выдал положительное заключение на эскизный проект, где отмечалось:
"Разрабатываемый самолет М-70 "Гжель", отличающийся простотой и надежностью в эксплуатации, прошел большой объем аэродинамических исследований, в результате чего достигнут достаточно высокий уровень его аэродинамических характеристик. ЭП с учетом сделанных замечаний может быть принят за основу для дальнейших проработок..."
По предложению НИО-2 ЦАГИ, в компоновке крыла использовали профиль П-3-15 (вместо исходного П-20-75-М) и двухщелевые закрылки, что являлось нововведением для подобных машин.
В заключении Центрального института авиационных моторов на ЭП в январе 1991-го рекомендовался переход на ТВД: "Применение ТВД с более высокими тяговыми характеристиками позволяет увеличить высоту и скорость крейсерского полета и, как следствие, улучшить летно-технические и экономические характеристики самолета.
При полете на высоте 6 км со скоростью 350-465 км/ч самолет с двигателем М-601Е при максимальной коммерческой нагрузке сможет обеспечить практическую дальность 850-1000 км...".
С учетом этих рекомендаций вскоре разработали альтернативную компоновку с чешским двигателем ТВД М-601Е, утвержденную главным конструктором В.К.Новиковым в марте 1991-го. "Поршневая жизнь проекта тем временем шла к закату. В конце 1991-го переговоры с американской фирмой "Лайкоминг" зашли в тупик и начались контакты с чешской фирмой "Моторлет" - производителя подходящего для "Гжели" ТВД.
В начале 1992-го переговоры об оснащении нового самолета двигателем М-601Е мощностью 760 л.с. успешно завершились подписанием контракта. Надо отметить, что с "Моторлетом" сразу же сложились благожелательные отношения. Все текущие вопросы решались быстро и продуктивно.
Техническим решением от 19 марта 1992-го турбовинтовой двигатель М-601Е официально утвердили для силовой установки М-101Т. "Гжель" наконец-то получила мощное "сердце"!
Выбранный двигатель отличали надежность, низкий расход топлива и приемлемая цена. Кроме того, он хорошо зарекомендовал себя в эксплуатации чешских самолетов L-410, широко распространенных в СССР, и польских Z-137T и PZL-106BT. Благодаря большой мощности М-601 Е, перед проектом открылись новые горизонты.
Было решено разработать первый в России легкий многоцелевой самолет с герметичным фюзеляжем. Основным вариантом применения выбрали административный самолет с салоном бизнес-класса на четыре пассажира. Самолет получил новое обозначение М-101Т, где индекс Т - турбовинтовой.
Специализированные административные самолеты до сих пор в России не строились. В СССР для этих целей использовались магистральные Як-40, Ту-134, Ту-154 и даже Ил-62. Почти все упомянутые машины к тому времени выработали свой ресурс и, хотя обладали высоким уровнем комфорта, отличались низкой экономичностью в эксплуатации.
С 1992-го богатые российские компании начали закупать деловые зарубежные самолеты типа "Фалкон 900". Надежда на высокий покупательский спрос в России имела все основания.
К тому времени в мире имелся всего один прямой аналог М-101Т - легкий многоцелевой самолет ТВМ-700, разработанный французской фирмой "Соката" (первый полет в 1988-м).
Видимо, самолет на 5-6 пассажиров с ТВД казался "не по карману" даже западному потребителю (цена ТВМ-700 в базовой комплектации - 2,5 млн.долл. США, тогда как поршневой аналог оценивался в 500-600 тыс.долл.).
Тем не менее, через несколько лет и эта "ниша" на рынке АОН начнет постепенно заполняться. Вскоре подоспели зарубежные конкуренты с более сходной ценой.
Активность авиастроительных фирм свидетельствует о появлении устойчивого платежеспособного спроса в мире на данный тип авиационного транспортного средства. Оставалось только построить самолет!
Завод-изготовитель определился еще в 1991-м. Им стало Горьковское научно-производственное объединение (ныне НАЗ "Сокол" Г.Н.Новгород) - основной производитель самолетов "МиГ".
Для реализации программы создания самолета ЭМЗ им.В.М.Мясищева НАЗ "Сокол" и ряд отечественных банков учредили компанию - оператор проекта -ЗАО "Гжель-Авиа", обеспечив ее финансовыми средствами.
Разработанная концепция М-101Т «Гжель» включала следующие положения:
соответствие новым Нормам летной годности гражданских легких самолетов АП-23, вступившим в силу в 1993-м году игармонизированным с американскими НЛГС FAR часть 23;
отработанная классическая схема, простота и надежность конструкции, использование недорогих материалов;
высокие аэродинамические характеристики, базирование на бетонных и грунтовых аэродромах ограниченных размеров; многоцелевое применение;
высокий уровень комфорта, наличие большой грузовой двери; низкий уровень шума в салоне и на местности.
Переоснащение самолета более мощным и тяжелым двигателем вызвало необходимость переработки проекта. Учитывая наработанный задел по поршневому варианту и принятые жесткие сроки, разработчики проекта условились сохранить основные конструктивно-технологические решения, заложенные в исходной схеме.
Под новый двигатель пришлось удлинить носовую часть фюзеляжа, увеличить на метр размах крыла без изменений исходной трапеции, сделать две вставки в фюзеляж: перед и за крылом для сохранения приемлемого диапазона центровок. Диаметр винта возрос с 2,03 до 2,3 м, а колея шасси почему-то уменьшилась с 3,8 до 3 м.
Исходное сечение фюзеляжа и хвостовое оперение не изменились. В таком виде схема была запущена для этапа технического проекта, минуя эскизный.
Будущее показало, что не все принятые тогда решения и утвержденные технические требования оказались удачными. Некоторые из них принимались в спешке без должного учета мировой практики постройки и эксплуатации легких самолетов.
Так, уменьшение колеи шасси усложнило конструктивно-силовую схему самолета, а также компоновку оборудования и систем, хотя было вызвано, вроде бы, благим желанием - спрятать колеса основных опор в зонах больших строительных высот крыла.
В техническом задании, утвержденном всеми инстанциями ГА и подготовленном в конце 1992-го, предусматривался всего один пилот, а требуемая дальность полета с шестью пассажирами составляла всего 600 км, что совсем не характерно для подобных самолетов.
Сказывалось отсутствие опыта в области АОН как у разработчиков, так и у эксплуатантов. Его пришлось приобретать "по ходу", по крупицам.
Параллельно разработке конструкторской документации строился полномасштабный макет самолета и шли испытания в аэродинамических трубах ЭМЗ им. В.М.Мясищева и ЦАГИ (Т-1ЭМЗ, Т-102, Т-103.Т-105).
Выполнение заявленных в концепции самолета сложных и часто противоречивых положений потребовало больших усилий коллективов ЭМЗ и соразработчиков.
Для обеспечения базирования на грунтовых аэродромах по требованиям ЛИИ пришлось иметь дело с проблемой благополучного переезда стандартной "кочки" - местной неровности грунтового аэродрома, определенной обмерами 30-летней давности, хотя в АП-23 и в иных НЛГС (нормах летной годности - прим. ред.) понятие "кочки" отсутствует.
Выполнение жесткого требования по "кочке" привело кдалеко идущим последствиям:
увеличению массы конструкции самолета из-за необходимости восприятия ударных нагрузок во взлетно-посадочных конфигурациях;
ухудшению обзора летчика из-за использования рычажной схемы передней опоры шасси с большим ходом амортизатора для мягкого гашения ударных нагрузок от встречи с "кочкой", что привело к "задиранию носа".
Но "с судьей" не захотели спорить, и в короткие сроки на ГПП "Опора" (ныне ЗАО Тидромаш", Г.Н.Новгород) создали уникальное взлетно-посадочное устройство для М-101Т с приемлемыми габаритно-массовыми характеристиками.
В конце 1994-го защитили технический проект и получили положительные заключения ведущих институтов отрасли, и уже через три месяца опытный М-101Т с бортовым номером 15001, пилотируемый заслуженным летчиком-испытателем В.В.Васенковым, совершил первый полет.
В своей "Книге воспоминаний", которая готовится к изданию, он так описывает впечатления о первом полете М-101Т «Гжель»:
«Переживали ВСЕ! Как полетит? Прошло несколько десятилетий, после того, как ОКБ им.В.М.Мясищева воплотило замысел своего основателя в действительность.
Готовился я долго и упорно, все полетные задания выполнял качественно, и мне доверили первый подъем опытного самолета. До сих пор приходилось заниматься испытаниями реактивных и, иногда, тяжелых турбовинтовых самолетов.
Опыта полета на подобных машинах я не имел. Надо отдать должное начальнику ЛИБ О.С.Долгих: его чутью, дальновидности, предельному доверию мне.
Полет должен был выполняться с неубранным шасси во избежание возможных дополнительных сложностей в случае необходимости экстренной посадки.
В первом вылете нужно было предусматривать все. Права на ошибку летчик-испытатель в первом полете не имеет!
Пробежав совсем немного, самолет оттолкнулся от ВПП и устойчиво "уселся" в воздухе, энергично наращивая поступательную скорость, как бы подсказывая: переходи в набор высоты, мне пока быстрее разгоняться не рекомендуется!
Неприятно было то, что в наборе высоты самолет закрывал носом линию горизонта, и визуально определять его положение в полете было неудобно. Необходимо было чаще, чем обычно, обращать внимание на показания авиагоризонта.
Набрав высоту 400 м, не меняя режима работы двигателя, отметил, что самолет сбалансирован, и направление полета выдерживается легко. Отклонил штурвал влево, затем вправо - самолет отследил движением крена практически без запаздывания, но вот для снятия усилий на штурвале по крену триммера элеронов явно не хватало.
Самолет, больше чем реактивный, реагировал скольжением на крен. Величина отклонения педалей была больше и усилия были значительно больше. Тут уже не могло помочь отклонение "ножа" на руле поворота, а был необходим полноценный триммер руля направления. Причем с заделом на будущее, под использование демпфера рыскания для автопилота.
Силовая установка работала устойчиво, но на движение РУДом (рычагом управления двигателем) самолет "рыскал" носом то влево, то вправо, говоря как бы: нет, не буду лететь ровно! И угнаться за шариком указателя скольжения было ох, как не просто, а порой и невозможно.
Вот выполнена заключительная "коробочка" над аэродромом, и самолет на посадочном курсе.
С удаления 8 км полосу уже не видно - длинноват "носик" оказался, причудливо торчат по бокам носовой части фюзеляжа огромные выхлопные патрубки для отвода газов от двигателя (не "Гжель", а "Чебурашка" какая-то).
Они растекались по его бокам и "размывали" очертания местности под самолетом, затрудняя и без того сложную визуальную ориентировку. После выпуска закрылков посадочная полоса приоткрылась, что позволило скорректировать направление захода на посадку.
С высоты 50 м до выхода на ВПП ее опять не было видно. Вынос точки выравнивания назад на 260 м оказался правильным расчетом.
Самолет, пролетев эту дистанцию, мягко приземлился на приветливую и еще более мягкую бетонную ВПП. На большой скорости пронесся над ним самолет сопровождения, покачивая крыльями и, завершая полет фигурой высшего пилотажа в честь дня рождения нового аэроплана.
На "рулежках" полно народу - весь город собрался чествовать свое "чадо".
На стоянке выключил двигатель. Самолет обступили десятки специалистов и репортеров. Через дверь пилотской кабины было не выбраться, пришлось выходить для доклада генеральному конструктору через дверь пассажирской.
Но и здесь летчика-испытателя достали цепкие, заботливые руки людей, проектировавших, собиравших и готовящих самолет к полету. Еще через секунду я был подброшен в воздух: «Качай его!»
На глазах людей стояли слезы радости. Их труд воплотился в этом небольшом изящном лайнере с большим будущим. Подобное чувство за двадцатичетырехлетнюю испытательную, скупую на похвалы работу я испытал всего дважды.
Уже на МАКС-95 самолет показал свои незаурядные эксплуатационные, маневренные и прочностные качества, которые были проверены в реальных полетах с грунтовых и с бетонных ВПП.
Счастливого тебе пути, "Гжель" и хороших летчиков-испытателей!»
Летные испытания выявили ряд неочевидных неприятных особенностей одновинтового самолета, которые пришлось учитывать путем доработок планера. Так, для снижения неблагоприятного влияния закрученности потока за винтом двигатель повернули в двух плоскостях на несколько градусов, практически не изменив обводов носовой части фюзеляжа.
Для улучшения штопорных характеристик самолета вспомнили о подфюзеляжном гребне, который был с самого начала предусмотрен, но снят на этапе ТП. Изменилась и взлетная масса самолета (с 2860 до 3000 кг), так как экипаж увеличился с одного до двух пилотов, и количество пассажиров возросло с пяти до шести.
В конце 1995-го выпустили Стандартную спецификацию самолета, в которой были учтены сделанные доработки. Геометрия самолета не изменилась, усиление конструкции планера и шасси не проводилось, хотя взлетная масса увеличилась, благодаря использованию резервов прочности.
В 1996-97 годах изготовили еще два летных образца из предсерийной партии №15003 и №15004.
В августе 1998-го грянул "черный вторник". Средства, предназначенные для финансирования программы самолета, в том числе выделенные фирмой "Моторлет", сгинули в недрах лопнувших банков.
Летно-конструкторские (ЛКИ) и статические испытания опытных образцов самолета затянулись на несколько лет из-за постоянных перебоев с обеспечением финансирования программы, вызванных нестабильной экономической ситуацией в стране.
Наконец, в 2000-м группа компаний "Каскол" - акционера НАЗ "Сокол" - продолжила плановое инвестирование программы самолета. С целью сокращения расходов ЛКИ стали проводить на базе НАЗ "Сокол" в Г.Н.Новгороде.
Летные испытания самолета по исследованию характеристик в 1997-98 гг. выявили ряд недостатков. На основании расчетно-аналитических и экспериментальных исследований были определены конструктивные доработки, внедренные на самолете №15004: увеличилось горизонтальное оперение, появились боковые подфюзеляжные гребни и форкиль, а также была доработана система управления.
В мае 2000-го в Авиационный регистр Межгосударственного авиационного комитета (АР МАК) была подана заявка на получение Сертификата типа по НЛГС АП-23 для нормальной категории легких самолетов. В ноябре 2000-го был заключен договор с АР МАК на эту работу.
Этап летно-конструкторских испытаний сменил этап сертификационных заводских испытаний (СЗИ). Начался длительный и болезненный этап доводки самолета до нужных кондиций.
С апреля 1997-го вступил в силу долгожданный Воздушный кодекс РФ. Он установил правовые основы использования воздушного пространства РФ и деятельность в области авиации. Впервые было разрешено использовать экспериментальные воздушные суда для грузовых перевозок в коммерческих целях. Можно было начинать реальную эксплуатацию самолета.
Уже в декабре 1997-го два опытных образца М-101Т были переданы в лизинг в ЗАО "Авиационная компания "Феникс" (Шереметьево) для перевозки различных грузов. Эти перевозки осуществлялись в рамках эксплуатационных испытаний в течение двух лет.
Летом 1998-го имело место досадное летное происшествие. После выполнения очередного испытательного полета М-101Т (изделие 00-003) пошел на посадку и благополучно сел на "брюхо". Дело в том, что пилот забыл выпустить шасси! Звуковая сигнализация отсутствовала, а световая была выполнена крайне неудачно: красная лампочка на ППС, освещенная солнцем, не воспринималась.
Самое загадочное то, что самолет практически не пострадал от удара и скольжения по бетонным плитам на скорости 140 км/ч. Винт принял форму цветка, да стесались кронштейны навески закрылков, которые приняли на себя основной удар. После ремонта самолет опять вступил в строй.
По приглашению авиакомпании "Центральноафриканские авиалинии" в ноябре и декабре 1999-го и в феврале-марте 2000-го М-101Т совершил демонстрационное турне по странам Аравийского полуострова и экваториальной Африки.
Рекламные полеты проводились двумя экипажами: В.Селиванов - командир, В.Найдо - второй пилот, Е.С.Чарский -главный конструктор; Ю.М.Кабанов - командир, Ю.Стасюкайтис- второй пилот, А.Ф.Савосин - зам.главного конструктора, техник самолета - Ю.Макаров. Было выполнено 46 полетов с общим налетом -70 часов.
Турне оказалось очень полезным, так как дало богатую информацию о поведении самолета в экстремальных условиях высокогорья, грозовой погоды, больших температур и обледенения.
По результатам испытаний была доработана система СКВ и сделано много полезных усовершенствований. Стала ясна необходимость оснащения самолета для полетов в плохую погоду и в горной местности метеолокатором, радиовысотомером и автопилотом.
М-101Т также прошел "обкатку" в качестве патрульного самолета... По отзывам летчика-наблюдателя, условия полета на М-101Т более комфортны, чем на Ан-2, по шуму в кабине, по температуре в кабине, по вибрации и отсутствию запаха бензина.
При небольшом количестве пожаров скорости 250-260 км/ч еще приемлемы, но при большем количестве очагов возгорания необходимо барражирование над ними на скорости порядка 200 км/ч, а это приведет к уменьшению и так небольших времени полета и дальности.
Опытная эксплуатация дала возможность оценить достигнутый уровень технико-экономических показателей, выявила ряд проблем, неизбежных при создании нового самолета, а также позволила сформулировать первоочередные и перспективные задачи по доработке и модификации самолета.
В целом, была выявлена функциональная эффективность самолета и большая потребность российского авиационного рынка в самолетах такого класса. Особо отмечаются эксплуатантами бесшумность винта, экономичность и надежность двигателя, возможность базирования на малых и грунтовых аэродромах, наличие большой грузопассажирской двери.
С другой стороны, стала ясна насущная необходимость усовершенствованной модификации самолета, главная цель которой - повышение дальности полета.
Техническое задание, разработанное в 1992-м, где требовалась дальность 600 км с полной коммерческой нагрузкой, надо было превзойти более в 2 раза!
Маркетинговые исследования, проведенные специалистами ГК "Каскол", однозначно доказали это. Было от чего задуматься. Прежнее техническое задание устарело, теперь надо было выполнять новые требования рынка.
Анализ технических возможностей базового самолета, проведенный в проектном комплексе ОКБ, выявил следующие потенциальные резервы развития:
1. Увеличение взлетной массы до -3270 кг за счет использования резервов тяговооруженности самолета и прочности конструкции для увеличения запаса топлива и полной нагрузки.
2. Увеличение емкости топливных баков в крыле за счет организации дополнительных баков-кессонов.
3. Увеличение скорости полета на 20 км/ч за счет повышения на 200° С температуры между турбинами в двигателе М-601F32.
4. Снижение аэродинамического сопротивления за счет доводки "местной" аэродинамики согласно рекомендациям ЦАГИ для повышения скорости полета.
5. Снижение массы пустого самолета за счет внедрения при серийном производстве альтернативных конструктивно-технологических решений по планеру, оборудованию и системам.
6. Улучшение маневренности самолета при движении по земле за счет установки управляемой передней опоры шасси.
Модификацию самолета было решено проводить последовательно в два этапа, учитывая наработанный задел и использование самолета в коммерческой эксплуатации. При этом второй этап будет являться развитием первого.
Первый этап.
1. Увеличение полезной нагрузки (коммерческой и топлива) за счет увеличения взлетного веса до - 3270 кг.
2. Использование автопилота вместо второго пилота для увеличения коммерческой нагрузки или запаса топлива.
3. Реализация конструктивных и технологических мероприятий по снижению аэродинамического сопротивления самолета с целью повышения крейсерской скорости полета (доводка "местной" аэродинамики).
Второй этап.
1. Увеличение располагаемого запаса топлива на 200-300 кг.
2. Увеличение мощности двигателя M-601F32 на максимальном постоянном режиме на 40-50 л.с.
3. Установка управляемой передней опоры шасси для улучшения маневренности самолета на земле.
4. Реализация "Программы по снижению массы пустого самолета М-101Т "Гжель" с учетом возможного внедрения композитов (закрылки, рули, створки...).
5. Переход на единую силовую раму крепления двигателя и передней опоры шасси для уменьшения веса конструкции и упрощения обслуживания системы агрегатов в носовой части фюзеляжа.
6. Модификация двигателя М-601F с целью увеличения располагаемой мощности, в том числе и на взлетных режимах.
Все эти меры должны обеспечить возможность существенного улучшения основных характеристик самолета за счет повышения аэродинамических характеристик; мощности двигателя; весового совершенства конструкции; запаса топлива; маневренности на земле.
Это дополнительно позволит создать ряд специализированных модификаций, расширяющих рынок М-101Т. В настоящее время на предприятии ведутся работы по реализации этих резервов на серийных образцах самолетов.
12 сентября 2001 г. случилось несчастье. Самолет М-101Т (№15001), пилотируемый летчиками-испытателями 1-го класса О.А.Щепетковым и А.Г.Бесчастновым, выполнял полет с аэродрома "Раменское" по программе СЗИ - достижение расчетной скорости пикирования.
На высоте около 3 км экипаж в соответствии с заданием начал снижение с разгоном. По достижении скорости 435 км/ч и высоты 2,2 км появилась тряска самолета, и через несколько секунд произошел отрыв обеих поверхностей руля высоты.
Самолет, не управляемый по тангажу, перешел в набор высоты с потерей скорости. Пытаясь сохранить скорость, экипаж создал крен до 70 , благо элероны работали.
Вначале пилоты предположили, что причиной тряски явилась неисправность двигателя и поэтому его выключили. Канал тангажа по-прежнему не работал. Двигатель вновь запустили, чтобы проверить возможность управления в продольном канале путем применения режима работы двигателя.
Не помогло. Второй пилот по радио сообщил на землю, что, видимо, стабилизатор или руль высоты развалились". Экипаж принимает решение покинуть самолет. В это время самолет удалось отвернуть от Раменского.
На высоте - 1 км командир по инструкции первым покинул самолет, так как дверь пилотов находилась слева от его кресла. Затем второй пилот освободил управление и стал перемещаться к открытому проему двери. Высота составляла 800м.
В процессе неуправляемого полета самолет стало уводить влево на п.Петровское. Увидев это, А.Г.Бесчастнов вернулся на свое место, чтобы воспрепятствовать этому.
Воспользоваться рабочим местом командира было нельзя, поскольку пустая без парашюта металлическая чашка его кресла не позволяла занять нужную для управления самолетом позу.
Управляя в поперечном и боковом каналах, летчик увел самолет от поселка, но было уже поздно покидать машину -не хватило высоты. После удара о землю правая консоль крыла и носовая часть фюзеляжа разрушились, оторвался винт и стабилизатор.
Летчик-испытатель А. Г. Бесчастнов был эвакуирован с места аварии вертолетом, но от полученных множественных травм скончался в вертолете. За проявленное мужество летчику-испытателю А.Г.Бесчастному было присвоено звание Героя России посмертно.
Летчик-испытатель О.А.Шепетков приземлился в полутора километрах от места падения самолета. Из-за сильного ветра в результате грубого приземления получил ушибы бедра, таза и позвоночника. После реабилитации он вернулся к летной работе.
В октябре 2001-го в связи с окончанием работы аварийной комиссии, работы по программе самолета М-101Т были продолжены. Они предусматривали: осуществление мероприятий по устранению замечаний аварийной комиссии; завершение сертификации самолета к июню 2002-го; модификацию самолета с целью улучшения его летно-технических характеристик.
Перечень мероприятий по устранению замечаний аварийной комиссии включал: усиление конструкции руля высоты с триммером, руля направления с триммером; доработку хвостовой части фюзеляжа в зоне стыка со стабилизатором; изменение профилей триммеров РВ и РН.
Доработки запланировали провести на старых испытанных образцах №15004, 15006 и на новом самолете №15008, который предназначался для завершения сертификационных испытаний.
В марте 2002-го первый из доработанных самолетов (№15004) перелетел из Н.Новгорода на ЛИБ ЭМЗ, а в апреле СЗИ самолета М-101Тбыли возобновлены.
Заявка в АР МАК на получение сертификата типа была уточнена: взлетная масса увеличилась до 3270 кг, и на самолете появился автопилот. Эти изменения позволяли в значительной мере приблизиться к уровню, требуемому рынком АОН.
Так, например, практическая дальность самолета с шестью пассажирами на борту возрастала до 1200 км. Условия выполнения полетов в присутствии автопилота значительно улучшились.
19 марта 2002 г. самолету М-101Т "Гжель" исполнилось 10 лет. Приобретенный за эти годы опыт достался разработчикам очень дорогой ценой. Хочется надеяться, что он будет использован в полной мере, и первый отечественный самолет бизнес-класса найдет свое и место под солнцем.
Самолет М-101Т "Гжель" нормальной аэродинамической схемы представляет собой однодвигательный цельнометаллический низкоплан с трапециевидным крылом большого удлинения и трехопорной схемой шасси с носовой опорой.
Самолет, его бортовые системы, комплектующие изделия, средства наземного обслуживания и ремонта, а также эксплуатационно-техническая документация соответствуют требованиям сертификационного базиса.
Он разработан на основе Норм летной годности легких гражданских самолетов АП-23 и требованиям ГОСТ и ОСТ Российской Федерации.
Самолет может эксплуатироваться во всех климатических зонах без сезонных перерывов в любое время суток.
М-101Т относится к классу сухопутных самолетов нормальной категории и предназначен в базовом транспортном варианте для перевозки пассажиров и грузов по внутренним и международным авиалиниям.
Фюзеляж представляет собой цельнометаллический полумонокок с продольным силовым набором из стрингеров и балок и поперечным набором из 33 шпангоутов. Конструктивно фюзеляж разделен на четыре отсека: отсек силовой установки, передний техотсек, гермокабина, хвостовой отсек.
В отсеке силовой установки размещены двигатель M-601F с винтом V-510V, генераторами постоянного и переменного тока; система воздухоподачи; радиатор с турбохолодильником СКВ; воздушно-масляный теплообменник, агрегаты масляной системы, электронные блоки управления двигателем. Передний техотсек содержит аккумуляторную батарею типа F20/27H1СТ, центральные распределительные устройства системы электроснабжения, а также агрегаты гидравлической, топливной и противообледенительной систем. Отсек имеет левый и правый эксплуатационные люки.
Между первым и третьим шпангоутами расположена ниша передней опоры шасси, закрываемая створками. В передней части гермокабины размещено рабочее место экипажа с двумя пилотскими креслами, приборной доской и пультами управления.
Кабина экипажа имеет обогреваемые лобовые стекла. Левое боковое стекло снабжено форточкой. По левому борту расположена дверь пилота, используемая в качестве аварийного выхода.
Пассажирский салон занимает объем 7,53 м , предназначен для размещения 6-ти пассажиров. На полу предусмотрены рельсы, позволяющие устанавливать кресла с шагом 30 мм в любой точке салона, а также использовать их для крепления грузов. Салон снабжен большой грузопассажирской дверью по левому борту фюзеляжа, аварийным выходом по правому борту и шестью иллюминаторами для пассажиров. В задней части салона имеется багажное отделение с защитной сеткой.
За гермошпангоутом 17 располагается хвостовой техотсек с бортовым регистратором и агрегатами системы электроснабжения, снабженный эксплуатационным люком.
Крыло, выполненное по двухлонжеронной схеме, имеет цельнометаллическую клепаную конструкцию. Стык консоли крыла с фюзеляжем осуществляется кронштейнами типа "ухо-вилка" в четырех точках и одной тягой, передающей вертикальную силу. Каждая консоль состоит из кессона, носовой части, хвостовой части. Имеет элерон и двухщелевой поворотный закрылок с дефлекторами. Продольный набор крыла состоит из двух лонжеронов, балки и стрингеров переменного сечения по размаху. Поперечный набор набран из 16-ти нервюр. Кессон между лонжеронами и нервюрами 3 и 12 выполнен герметичным и используется, как топливный бак. В корневой части кессона размещены ниши уборки основных опор шасси. Передняя кромка крыла защищена пневматической противообледенительной системой (ПОС). Доступ во внутренние части крыла для монтажных операций осуществляется через съемные панели на верхней поверхности крыла. Горизонтальное оперение имеет трапециевидную форму в плане и включает стабилизатор и руль высоты с роговой аэродинамической компенсацией. В корневой части руля установлен на шомпольной подвеске триммер-антисервокомпенсатор. Стабилизатор кессонной схемы - неразъемный по размаху, состоит из двух консолей с технологическим стыком в плоскости симметрии самолета. В носке стабилизатора установлены пневмопротекторы ПОС. Вертикальное оперение стреловидной формы в плане состоит из киля и руля направления. Киль содержит кессон, носовую часть с пневмопротектором ПОС и хвостовую часть. Руль направления с роговой аэродинамической компенсацией включает лонжерон, нервюры, обшивку, носки, балансировочный груз и три кронштейна навески. В корневой части установлен триммер.
Шасси самолета - трехопорное с передней опорой. На каждой опоре установлено по одному колесу. Передняя опора -полурычажной схемы, самоориентирующаяся с пневмогидравлическим амортизатором, демпфером "шимми" и узлами для швартовки и буксировки самолета. Разворот самолета на аэродроме осуществляется раздельным торможением колес основных опор. Передняя опора убирается по полету в нишу носовой части фюзеляжа, основные опоры - вдоль размаха крыла - в ниши, расположенные в фюзеляже.
Двигатель "Вальтер" M-601F - двухвальный со свободной турбиной и петлеобразным воздушногазовым трактом. Воздушный винт V-510 - тянущий, флюгерно-реверсивный, изменяемого шага. Винт оборудован электротепловой противообледенительной системой.
Система воздухопитания включает воздухозаборник, воздушный канал с управляемой отбойной створкой и щитком, патрубок сброса механических частиц и льда, ресивер. Выходное устройство выполнено в виде двух выхлопных патрубков, отводящих отработанные газы из двигателя по обе стороны носовой части фюзеляжа. Система запуска - электрическая (на земле - от бортового аккумулятора или наземного источника питания с помощью стартер-генератора, в полете - от стартер-генератора с подкруткой от авторотирующего винта.
Топливо на самолете размещено в крыльевых баках-кессонах. Расходный бак состоит из двух симметрично расположенных полубаков. На самолете применена заправка топливом открытого типа через две заливные горловины, установленные на верхней поверхности концевой части крыла.
Система охлаждения включает воздушно-масляный теплообменник; вентилятор, охлаждающий стартер-генератор; воздушное охлаждение скоростным напором набегающего потока во входном устройстве и за счет продува подкапотного пространства.
Система управления рулями - механическая, жесткая, выполнена в виде набора рубчатых тяг и качалок. Управление элеронами - комбинированное: тросовая проводка проложена от каждого из штурвалов до раздаточных качалок, затем использована жесткая проводка до элеронов.
29 декабря 2002-года М-101Т «Гжель» получил международный Сертификат летной годности, а в первых числах 2003-года - Сертификат типа FAA.
Варианты применения самолета:
Легкий М-101Т изначально проектировался для многоцелевого применения, чему служат, в частности, большая грузовая дверь, шасси с возможностью базирования на небольших грузовых площадках, мощный, хорошо доведенный двигатель, высокоэффективная механизация крыла, герметичная грузопассажирская кабина.
Концепция создания самолета предусматривает его использование в качестве пассажирского на малозагруженных трассах; регионального мобильного средства авиационных перевозок между отдаленными пунктами с грунтовыми аэродромами.
Кроме того, применение как транспортного средства для регионов, обеспечивающего как деловые полеты администрации, так и транспортировку больных, различные виды патрулирования, мониторинга.
Кроме гражданского применения, самолет предлагается для использования в интересах Министерства обороны в вариантах: патрульный, учебно-тренировочный, учебно-штурманский, связной, десантный, радио- и фото-разведчик.
К настоящему времени проработаны и предлагаются заказчику следующие варианта применения.
Административный (бизнес-класса) предназначен для перевозки 4-5 пассажиров в комфортных условиях. В передней части салона установлены откидной столик и бытовой модуль с термошкафом для разогрева пищи.
В верхней части модуля предусмотрено размещение радиосвязного оборудования и компьютера. В задней части салона, отделенной шторкой, расположены гардероб и багажный отсек.
По желанию заказчика здесь может устанавливаться портативный переносной туалет. По правому борту, над крылом, размещен аварийный люк.
Пассажирский (экономический класс) - позволяет перевозить до 7 пассажиров (с одним пилотом). Ручная кладь и верхняя одежда могут размещаться в багажном отсеке, отделенном защитной сеткой от салона. Кресла снабжены откидными стенками, ремнями безопасности, кислородными масками.
Грузовой - предназначен для перевозки различных грузов массой до 630 кг (с одним пилотом). Пакетируемый груз крепится к полу швартовочной сетью и упорами. Малогабаритные грузы перевозятся в контейнерах.
Загрузка производится через грузовую дверь (1230x1150 мм). Грузовой пол рассчитан на удельную нагрузку 400 кг/м . Сопровождающий может располагаться в правом кресле кабины пилотов, которая отделена от грузовой кабины защитной сеткой.
Санитарный - используется для оказания экстренной помощи и позволяет транспортировать одного лежачего больного и одного сидячего с сопровождающим медицинским работником. Носилки для лежачего больного фиксируются на тумбе с медицинским и санитарно-гигиеническим оборудованием, установленной по правому борту.
Напротив, по левому борту, расположены кресло медработника, оборудованное откидным столиком, и кресло сидячего больного с привязными ремнями. В хвостовом отсеке предусмотрены места для хранения бытового оборудования.
Самолет радиометрического наблюдения предназначен для проведения дистанционных съемок газонефтепроводов и разнообразных объектов народнохозяйственного назначения в нескольких спектральных диапазонах.
Самолет оборудуется радиометрической сканирующей аппаратурой и аэрофотоаппаратом. Они позволяют оценивать состояние исследуемых объектов с целью обнаружения утечек газонефтепродуктов, мест повреждения электросетей, просадок и пустот в грунте и т.д.
Для установки исследовательского оборудования в полу салона выполнено два отверстия: переднее - 625 мм для установки разнометрической сканирующей аппаратуры и заднее, прямоугольное, -для аэрофотоаппарата.
В хвостовой части салона по правому борту установлено кресло оператора с откидной спинкой.
Учебно-тренировочный - для решения задач основной летной подготовки летчиков военно-транспортной авиации. В кабине размещены рабочие места инструктора и курсанта с креслами, которые имеют регулировку под рост и снабженные парашютами.
Основные блоки радиосвязного, пилотажно-навигационного оборудования и средств объективного контроля (видеокамера) расположены в стойках по бортам самолета, закрепленных на рельсовых направляющих пола.
Учебно-штурманский - для обучения штурманов навигации и применению управляемого и неуправляемого оружия. Рабочее место курсанта расположено справа от кресла летчика. За креслом летчика установлено кресло инструктора.
Основной блочный состав оборудования размещен в стойке справа от кресла инструктора. Макетные бомбы подвешиваются на крыльевые бомбодержатели. На левой консоли устанавливается метео-РЛС.
Десантный -для перевозки и десантирования личного состава и воинских грузов. В салоне размещены на сидениях 3 десантника по правому борту и выпускающий - в хвостовой части. Десантирование осуществляется через дверной проем с размерами 720x960 мм из положения "сидя", используя выдвижную подножку.
Связной - для перевозки командного состава или спецподразделений и обеспечения фельдъегерской связи. В салоне расположены 4 кресла для личного состава. Перед левым передним креслом имеется стол-тумба с бытовым оборудованием.
По правому и левому бортам в хвостовой части фюзеляжа закреплены устройства выброса тепловых ловушек из состава средств обороны.
Патрульный - предназначен для поиска и определения координат мест нахождения нарушителей государственной границы, для обнаружения мест аварий, катастроф, стихийных бедствий путем визуального наблюдения, фотографирования и с применением оптико- и радиоэлектронных средств.
В задней части салона установлено кресло наблюдателя, в центре ИК-сканер и стойка с оборудованием.
Разведчик (фото- и радио-) - для выполнения задач разведки в интересах воинских частей (соединений) сухопутных войск и военно-воздушных сил в районах локальных вооруженных конфликтов. В салоне размещено различное фото- и радиоэлектронное оборудование, управляемое дистанционно с пульта перед правым пилотом.
Тактико-технические характеристики
Размах крыла, м13.20
Длина, м9.98
Высота, м3.36
Площадь крыла,м217.11
Масса, кг
пустого1420
максимальная взлетная3270
топлива450
Тип двигателя
ТВД Walter (Моторлет) М-601F, л.с760
Максимальная скорость, км/ч540
Крейсерская скорость, км/ч420
Перегоночная дальность, км1300
Практическая дальность, км1100
Практический потолок, м7600
Полезная нагрузка:4 пассажира в VIP-классе
или 7 пассажиров
или 540 кг коммерческого груза
Экипаж, чел 1 - 2
Поиск ЛА по алфавиту

АвиаТОП Сайт - участник рейтинга Военных сайтов (раздел - авиация) Маленький щёччик =)
Hosted by uCoz