Александр Заблотский - Неизвестный Бериев. Гений морской авиации

Гидроэкраноплан движется на носовом подводном крыле и воздушном крыле, вследствие чего кормовое подводное крыло находится в воздухе. Полностью моделировать такой режим движения в гидроканале ЦАГИ было невозможно, поэтому испытания разбили на три этапа.

1. Буксировочные испытания в опытном бассейне ЦАГИ при скоростях до 12 м/сек. Цель — выбор схемы подводных крыльев.

2. Испытания крупномасштабной буксируемой модели в открытом водоеме при скорости 20 м/сек.

3. Изготовление самоходной масштабной модели экраноплана-авианосца и исследование на ней принятой схемы подводных крыльев, а также управляемости, устойчивости и мореходности. В качестве силовой установки должен служить турбореактивный двигатель.

Два первых этапа должны были проводиться в ЦА-ГИ. Построить действующую модель поручили ОКБ Г.М. Бериева.

В ЦАГИ были построены две модели — одна в масштабе 1:7 (Модель 6313) и вторая в масштабе 1:4 (Модель 6320). Компоновка последней и послужила базой для изготовления пилотируемой модели, которую в обиходе ОКБ назвали «Гидролетом», а в официальных документах присвоили индекс Бе-1.

Гидролет разрабатывался в Таганроге инициативной группой молодых конструкторов. Изготавливался он почти целиком из дерева и имел одну силовую установку, состоящую из ТРД чехословацкого производства М701 С-250.

На испытаниях, проходивших в акватории Таганрогского залива в период с июня по октябрь 1965 г., летчик-испытатель Ю.М. Куприянов развил на гидролете скорость 160 км/час. В испытаниях принимали участие заместитель главного конструктора А.К. Константинов, начальник отдела А.Ф. Шульга и специалисты НИО-12 ЦАГИ.

Всего было совершено 16 выходов в море. Восемь пробежек провели в водоизмещающем режиме, сорок — на подводных крыльях, сорок три — на воздушном крыле с отклоненными на 20–25° закрылками.

Угол установки передних крыльев составлял 4°, кормовых — 0°. Перед вторым выходом в море задние крылья установили с углом 2°, но это себя не оправдало, и их вернули в исходное положение. Испытания проводились как в штиль, так и на волне высотой около 0,4 м. Испытатели отмечали, что сильные струи воды, идущие от поплавков в межкорпусное пространство, создают впечатление, что гидролет выходит из воды благодаря им, а отнюдь не подводным крыльям.

Для уменьшения зазора между задней кромкой крыла и водной поверхностью была почти в два раза увеличена хорда закрылка центроплана, что заметно увеличило создаваемую крылом подъемную силу.

Подводные крылья и воздушное крыло смогли создать подъемную силу, составляющую всего 60 % от общей массы гидролета, хотя, по расчетам, тяги двигателя должно было хватить для вывода Бе-1 на режим экранного полета, в котором подводные крылья не были бы задействованы.

На основании работ по Бе-1 в ОКБ Г. М. Бериева прорабатывался проект 100-местного пассажирского гидроэкраноплана Бе-11. Были изучены варианты установки на него двух двигателей АИ-20, или четырех М337, или такого же числа ТРД НК-7. Дальше предварительных расчетов работы по данному проекту не пошли.

В 1964 г. перед ОКБ-49 была поставлена задача создать на базе пассажирского лайнера Ан-24 самолет для аэрофотосъемки Ан-24ФК. Самолет создавался согласно Постановлению СМ СССР № 565–235 от 6 июля 1964 г. и должен был заменить в этой роли Ли-2ФК, ИЛ-14ФК и ИЛ-14ФКМ.

Для Г.М. Бериева и его конструкторского бюро это был непростой период, поскольку падение интереса заказчиков к гидроавиации вынуждает главного конструктора взяться за разработку сухопутных машин различного назначения.

Первоначально машина разрабатывалась в двух вариантах: «А» для гражданской авиации и «Б» для ВВС, однако позже пришли к единой компоновке с различиями лишь в составе фотооборудования и спецаппаратуры.

В 1965 г. был закончен эскизный проект, и с 12 по 16 июля 1965 г. прошла макетная комиссия. На опытном производстве ОКБ к лету 1967 г. в вариант Ан-24ФК (изделие «ФК») под руководством ведущего конструктора В. В. Волкова был переоборудован серийный Ан-24 (заводской № 57302003).

Ан-24ФК отличался от пассажирского самолета в первую очередь полностью измененной носовой частью фюзеляжа до шпангоута № 11. Ее расширили и застеклили для улучшения обзора штурмана.

В нижней части фюзеляжа между шпангоутами №№ 21–30 были оборудованы пять застекленных фотолюков, а между шпангоутами №№ 31–33 оборудовали негерметичный отсек для блоков ДИСС-ФК. Изменениям подверглось оборудование самолета, РЛС «Эмблема» и пассажирское оборудование демонтировали, в центроплане установили дополнительные топливные баки, установили подфюзеляжный обтекатель, багажную дверь сняли, а ее проем герметично зашили. Экипаж теперь состоял из семи человек: двух летчиков, штурмана-аэрофотосъемщика, радиста, бортмеханика и двух операторов.

Первый полет Ан-24ФК состоялся с заводского аэродрома в Таганроге 25 августа 1967 г. Экипаж летчика-испытателя И.Е. Давыдова. В июле 1968 г. завершились совместные заводские летные испытания варианта «А» в Таганроге, на летно-испытательной базе ОКБ О. К. Антонова в Гостомеле (вблизи Киева) и на одном из среднеазиатских аэродромов.

С декабря 1968 г. по сентябрь 1969 г. прошли государственные летные испытания в варианте «Б». Всего выполнено 45 полетов, из них по варианту «А» — 32 полета, по варианту «Б» — 13 полетов. На самолете летали летчики-испытатели Ю.Н. Курлин, Ю.Н. Кетов, Б.В. Степанов, В.А. Залюбовский, штурман-испытатель Г.Н. Гуменюк, бортрадист Ю.С. Сумный, ведущий инженер Б.М. Юшков.

Ан-24ФК успешно прошел испытания, и в феврале 1970 г. в варианте «А» его передали в ГосНИИ ГА на государственные летные испытания, которые прошли с 7 апреля по 17 июня 1970 г. (ведущий летчик-испытатель К.А. Романов, ведущий инженер Б.М. Емельянов).

По результатам испытаний было отмечено, что самолет имеет значительные преимущества перед Ил-МФК и ФКМ. В частности, может выполнять аэрофотосъемки в горных и высокогорных районах, имеет более высокую производительность вследствие большой скорости полета, улучшенные условия работы экипажа за счет размещения его в герметизированной кабине и особенно штурмана-аэрофотосъемщика, рабочее место которого теперь располагалось в застекленной носовой части самолета. Наличие доплеровского измерителя угла сноса и путевой скорости обеспечивало более точное самолетовождение.