«5»
Экспериментальный ракетный самолет
В середине 1940-х гг. возникла необходимость исследования особенностей аэродинамики и пилотажных свойств летательных аппаратов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Экспериментальные установки еще только создавались и наиболее полную информацию могли дать только летные испытания специальных экспериментальных самолетов. Работы по созданию одного из таких самолетов - "5" - проходили в 1945-1948 гг. под руководством М.Р. Бисновата. Работы проходили параллельно с восстановлением в ОКБ-2 немецкого проекта DFS 346.
В качестве самолета-носителя использовали тяжелый бомбардировщик Пе-8 с двигателями АШ-82ФН. Под правой консолью его крыла, между фюзеляжем и гондолой внутреннего двигателя, установили специальный пилон, к которому подвешивался самолет "5". При испытаниях самолет "5" буксировали до высоты 7000...7500м.
Для снижения риска полеты нового самолета на начальном этапе испытаний проводили без включения ЖРД, т.е. в планерном варианте, и по единому плану: пикирование, выход в горизонтальный полет с перегрузкой 2...3, торможение до скорости срыва, увеличение скорости и выполнение заданных эволюции, на высоте 1500...2000 м выполнение задания прекращалось. На этапе посадки самолета изучались особенности устойчивости, управляемости и пилотажные качества на сравнительно небольших скоростях.
По техническому заданию самолет "5" должен был иметь максимальную скорость 1200 км/ч (М = 1,13) на высоте 12 000... 13 000 м. Однако расчеты специалистов показали, что самолет может существенно превысить требуемые характеристики.
В ходе проектирования самолета "5" были построены крупномасштабные модели, снабженные двигателем и автопилотом.
Предварительную отработку автопилота на одной из моделей провели в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-104. Запуски моделей позволили получить большое количество полезной информации еще до того, как самолет "5" вышел на летные испытания. В частности, было определено аэродинамическое сопротивление до скорости, соответствующей М = 1,45. Летные испытания последовательно прошли два самолета "5" под обозначением "5-1" и "5-2". Ведущим летчиком по испытаниям назначили А.К.Пахомова. Было решено сначала испытать самолет в планерном варианте, а затем - перейти к полетам с использованием ЖРД.
Первый полет самолета "5-1" состоялся 14 июля 1948 г. При отделении от самолета-носителя он зацепил за упор фермы подвески на Пе-8 и повредил обшивку консоли крыла, частично заклинило продольное управление. Но летчику все же удалось совершить посадку, хотя и не на ВПП аэродрома. Самолет "5-1", получив значительные повреждения, был отправлен на завод дня ремонта.
В процессе восстановления "5-1" претерпел некоторые изменения. Для предотвращения возможного удара самолета о Пе-8 был изменен угол крепления "5" относительно оси самолета-носителя (с 0 до - 4°). Доработали также систему управления, которая впоследствии действовала безотказно В таком виде "5-1" совершил еще два полета. Масса самолета "5-1" в ходе испытаний в планерном варианте достигала 1565 кг.
Анализ результатов предварительных летных испытаний, а также продувки самолета в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101 показал, что самолет "5-1" обладает неблагоприятным соотношением между поперечной и путевой устойчивостями. Это отчасти послужило причиной аварии "5-1" в третьем полете, состоявшемся 5 сентября 1948 г. Самолет подошел к взлетно-посадочной полосе с креном, вначале коснулся земли одной консолью крыла, затем ударился другой и в конце пробега резко перешел на нос. Летчик остался цел, но самолет был разбит и восстановлению не подлежал.
Произошедшая авария задержала испытания. Они продолжились только в январе 1949 г., когда был выпущен самолет "5-2". Конструктивно он почти не отличался от "5-1", но на нем выполнили ряд доработок. В частности, для улучшения путевой устойчивости увеличили удлинение и стреловидность вертикального оперения.
Полеты на самолете "5-2" выполнял летчик-испытатель Г.М.Шиянов. Первый полет новой машины состоялся 26 января 1949 г., но из-за посадки за пределами взлетно-посадочной полосы закончился аварией "5-2" был поврежден и нуждался в ремонте. Главная причина неточных: приземлений самолетов "5-1" и "5-2" заключалась в трудности построения расчета на посадку, особенно в первом полете, из-за весьма небольшой тогда ВПП ЛИИ.
В ходе ремонта самолета "5-2" шло его дальнейшее усовершенствование. Посадочную лыжу остановили параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, это сделало пробег самолета более устойчивым и позволило отказаться от хвостового костыля, а позже на его месте расположить подфюзеляжный киль для увеличения путевой устойчивости.
После ремонта самолета "5-2" Г.М.Шиянов выполнил на нем второй полет, закончившийся благополучно. Анализ результатов первого и второго полетов показал, что нужное соотношение между поперечной и путевой устойчивостями все еще не достигнуто. Чтобы улучшить его, конструкторы нашли оригинальное решение: установили на консолях так называемые "ласты". После всех доработок самолета Г.М.Шиянов совершил на "5-2" еще шесть полетов, последний из которых состоялся в июне 1949 г. Масса самолета составляла 1710 кг, а наибольшая скорость, достигнутая в пикировании на высоте 5400 м, соответствовала М = 0,775. Самолет обладал удовлетворительными пилотажными качествами. Управление с помощью необратимых гидроусилителей (бустеров) практически не отличалось от обычного. Все системы были отлажены и самолет подготовлен для полетов с ЖРД, но было принято решение о прекращении дальнейших работ. К этому времени опытные самолеты с ТРД уже вышли на рубеж скорости 1200 км/ч и необходимость в продолжении испытаний ракетоплана исчезла. В ходе испытаний самолета "5" и его модификаций впервые в СССР были исследованы особенности отделения летательных аппаратов со стреловидным крылом от самолетов-носителей, а при доводках накоплен практический опыт, использованный при создании новых скоростных самолетов.
На базе самолета «5» Бисноват и Исаев создают крылатую ракету «воздух-поверхность» Р-1.
Конструкция самолета "5" - цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным (45° по линии 25 % хорд) двухлонжеронным крылом. Параметры профилей выбирали на основании рекомендаций ЦАГИ: в корне - ЦАГИ 12045 bis, на конце - П2 (2М); размах крыла - 6,4 м. На верхней поверхности установили по две аэродинамические перегородки на каждой консоли, предотвращавшие ранний срыв потока с концов крыла. Для изучения распределения давления по крылу на больших скоростях правую консоль дренировали в трех сечениях. Фюзеляж овального сечения типа монокок, длиной 9,92 м. Он имел разъем, позволявший расстыковывать машину для монтажа баков и для других целей. Переднюю часть фюзеляжа занимала гермокабина летчика с катапультируемым креслом. Фонарь кабины вписывался в обводы фюзеляжа. За крылом, по бортам фюзеляжа, расположили тормозные щитки.
В хвостовой части фюзеляжа установили двухкамерный ЖРД РД-2М-3Ф (конструктора Л.С. Душкина), полная тяга которого на высотах свыше 8000 м составляла 2000 кгс, у земли - 1610 кгс. Запас рабочих компонентов двигателя (керосин и азотная кислота) и перекиси водорода (для питания турбонасосного агрегата) был рассчитан на двухминутную работу ЖРД при полной тяге.
Так как изначально предполагалось, что самолет "5" будет транспортироваться на высоту самолетом-носителем, посадочные устройства сделали предельно простыми и легкими. Они состояли из подфюзеляжной посадочной лыжи, двух подкрыльных поддерживающих дуг и небольшого костыля в хвостовой части фюзеляжа.
Оперение самолета стреловидное. Горизонтальное оперение установлено на вертикальном оперении по крестообразной схеме. Управление всеми рулями самолета жесткое. Стабилизатор управляемый, с размахом 2,4 м. Система управления имела ряд необычных для того времени нововведений: в случае потери эффективности руля высоты в полете на больших скоростях можно было управлять самолетом при помощи стабилизатора, подключавшегося летчиком к ручке управления; к; системе управления в любой момент полета могли также подключаться необратимые гидроусилители.
В январе 1949 г. был выпущен самолет "5-2". Конструктивно он почти не отличался от "5-1", но на нем выполнили ряд доработок. В частности, для улучшения путевой устойчивости увеличили удлинение и стреловидность вертикального оперения, что повлекло увеличение длины самолета до 11,2 м; подкрыльные дуги заменили специальными амортизирующими костылями, поглощавшими энергию удара в момент касания земли..
В ходе ремонта самолета "5-2" шло его дальнейшее усовершенствование. Посадочную лыжу остановили параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, это сделало пробег самолета более устойчивым и позволило отказаться от хвостового костыля, а позже на его месте расположить подфюзеляжный киль для увеличения путевой устойчивости.
Для дальнейшего улучшения соотношения между поперечной и путевой устойчивостями на консолях установили так называемые "ласты", дающие эффект, аналогичный изменению поперечного V крыла (ввиду того, что крыло было неразъемным, изменить его поперечное V конструктивно было невозможно). "Ласты" представляли собой направленные вниз под углом 45° профилированные законцовки, увеличившие размах крыла самолета до 6,6 м. Нижние кромки "ласт" сделали усиленными, что превратило их в своеобразные подкрыльные опоры, на которые опускался самолет в конце пробега.
Тактико-технические характеристики
РазработчикМ.Р.Бисноват
Первый полёт14 июля 1948
Экипаж, чел1
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолёта, м9.9
Размах крыла, м6.4
Площадь крыла, м219.87
Нагрузка на крыло, кг/м295.6
Размах стабилизатора, м2.4
Масса полётная, кг3400
Масса в планерном варианте, кг1565
Вес топлива, кг1500
Силовая установка:
ЖРД РД-2М3БФ2000
Лётные данные:
Скорость полета, км/ч (М =)1200 (1,13)
Высота полета, км12-13

Поиск ЛА по алфавиту

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