Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

Аэродинамическое качество самолета - 5,3 при М = 2,65 и угле атаки 5* на высоте 22 000...25 000 м.

Балансировка обеспечивалась автоматической перекачкой топлива и порядком выработки баков. Центровка самолета: на взлете - 25 %, на маршевом участке - 45 %, на посадке - 26,4 % САХ. Масса планера 3920 кг, силовой установки - 1800 кг, оборудования - 1880 кг, топлива - 10 700 кг.

Хвостовое оперение - цельноповоротное: киль и горизонтальное оперение относительной толщиной 3,5 %, подобные крылу. Материал - алюминиево-бериллиевый сплав. В системе управления были гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.

Фюзеляж большого (18,6) удлинения с цилиндрической центральной частью диаметром 1,5 м и коническими носовой и хвостовой частями состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части с гермоотсеком для фотооборудования, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака. Для обеспечения работы фотоаппаратуры в нижней поверхности гермоотсека имелась плоская прозрачная панель, закрываемая сдвижной шторкой.

Летчик в скафандре с автономной аварийной системой кондиционирования размещался в гермокабине, давление в которой у земли равнялось 780 мм рт. ст., на максимальной высоте -460 мм рт. ст. Предусматривалось катапультирование. Остекление фонаря кабины было образовано плоскими панелями. За фонарем вдоль фюзеляжа до киля тянулся гаргрот для проводки коммуникаций.

В фюзеляже размещались также: расходный топливный бак, турбоагрегат, бак с пропаном (для охлаждения оборудования в сочетании с теплоизоляцией), тормозной парашют.

В целях снижения массы конструкции от сверхзвуковых ПТБ отказались - обычные ПТБ (2x1300 кг) использовались на дозвуковом участке полета (дальность полета не снизилась).

Рис. 219. Экспериментальный самолет НМ-1Высокая весовая отдача самолета (54,6 %) достигалась повсеместным облегчением конструкции, что реализовывалось отчасти из-за малого ресурса - 200...250 ч до появления деформаций в 0,2 % (в то время считалось, что для самолетов такого класса вероятность успешного завершения есть всего у трех боевых вылетов). Температура обшивки при М = 2,56 могла достигать 220 *С, но расчетные нагрузки на конструкцию в течение полета снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева, а штатная перегрузка не превышала 1,2, поэтому основным материалом были алюминиевые сплавы. Сталь использовалась в особо ответственных зонах. При сборке применялись клепка, сварка, а болтовые соединения использовались минимально.

Из-за сложностей в получении двигателей Д-21 решено было использовать ТРДФ Р-11Ф разработки ОКБ С.К. Туманского со сверхзвуковыми воздухозаборниками с центральным конусом.

Шасси РСР - велосипедного типа с поддерживающими лыжами-костылями под гондолами двигателей и хвостовой опорой-костылем. Передняя опора со сдвоенными колесами, основная - с четырехколесной тележкой и лыжей между спаренными колесами, ограничивавшей проседание пневматиков при посадке. РСР мог эксплуатироваться с аэродрома 2 класса.

Точность самолетовождения при полете по маршруту с использованием радиолокационных ориентиров через 500 км не хуже ╠10 км, а при выходе в район цели с использованием комплекса автоматических навигационных систем, включавшего в себя астроинерциальную систему в сочетании с гировертикалью, курсовой системой, единым пилотажно-навигационным прибором, радиолокационным визиром и автопилотом, - до 3...5 км.

Разведывательное и оборонительное оборудование состояло из радиолокационного прицела с фотоприставкой и станции радиоразведки в носовом коке, предназначенных для разведки промышленных центров с расстояния 250 км и обнаружения РЛС противника на расстоянии 125 % от дальности их действия; фотоаппаратуры, устанавливаемой на платформе в гермоотсеке длиной 3,5 м за передним топливным баком (АФА-33, АФА-34, АФА-40: две камеры с фокусным расстоянием 1000 мм и две - 200 мм или одна - 1800 мм и две - 200 мм); оптического прицела для контроля; станции предупреждения о радиолокационном облучении; оборудования для создания активных и пассивных радиопомех.

Изучались также следующие проекты вариантов РСР: РСС -беспилотный реактивный самолет-снаряд для использования на самолете-носителе А-57, проектировавшемся Р.Л. Бартини; РГСР - разрабатывавшийся В.Б. Шавровым проект гидросамолета. В 1958 г. по договоренности с С.П. Королевым в ОКБ-256 велись работы над проектом пилотируемого планирующего возвращаемого с орбиты космического аппарата.

В целях изучения характеристик РСР в дозвуковом диапазоне скоростей, отработки конструкции и бортовых систем в 1956 г. было начато проектирование самолета НМ-1 (натурная модель).

Пилотируемый самолет-аналог НМ-1

По размерам и конструкции в целом модель НМ-1(рис. 219, 220) подобна РСР. Двигатели АМ-5. Полезная нагрузка состояла из различной исследовательской аппаратуры. Центровка самолета 25,5 % САХ обеспечивалась балансировочным грузом, расположенным в более короткой, чем у РСР, носовой части (из-за отсутствия боевых систем). Фюзеляж состоял из трех частей: носовой, центральной и хвостовой. В фюзеляже размещались два топливных бака и бак для гидросмеси, в хвостовой части - тормозной парашют. Шасси НМ-1: основная опора в виде лыжи, расположенная впереди центра масс, хвостовое колесо, две поддерживающие опоры под гондолами двигателей, двухколесная взлетная тележка, крепившаяся к лыже. После взлета на высоте 150 м предусматривался сброс тележки с парашютом.

Постройку НМ-1 закончили в середине 1958 г. Первая рулежка и подлет (самолет пробыл в воздухе 17 с) были произведены 1 октября 1958 г. Из-за сомнений в прочности шасси и в связи с наступлением зимы первый полет состоялся только 7 апреля 1959 г. (летчик-испытатель Амет-Хан Султан). Скорость НМ-1 в первом полете - до 500 км/ч, высота 1500 м, время полета 12 мин. Следующие два полета состоялись 3 и 9 июня 1959 г. Всего за 1959-1960 гг. на НМ-1 были совершены 32 полета продолжительностью от 11 до 40 мин на высотах 1000...4000 м со скоростью до 500 км/ч (большей получить не удалось из-за недостаточной тяги ТРД).

В результате предварительных летных испытаний было установлено следующее: самолет устойчиво выдерживает направление взлета; органы управления эффективны начиная со скорости 60 км/ч; при разбеге и пробеге при скорости 100...200 км/ч есть тряска; взлет затруднен из-за большого усилия на ручке; имеются покачивания по крену в полете; самолет обладает хорошей летучестью при посадке; по управлению, выполнению взлета, построению расчета на посадку и выполнению посадки НМ-1 проще, чем самолеты марок Су и МиГ. В дальнейшем летные испытания НМ-1 были остановлены.