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

КРМ- крылатая ракета-мишень, разработанная на базе ракеты КСР-2.

Двигатель ЖРД Р-209-300. Серийно производилась с 1964 г.

КСР-11- крылатая ракета системы К-11.

Ракета имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения. Предназначена для поражения РЛС. Работы начаты в июле 1957 г. После успешных испытаний принята на вооружение 13 апреля 1961 г. Система управления 2ПРГ-10. Предназначена для применения на самолетах-носителях Ту-16К-11-16.

Двигатель ЖРД С2.721. Длина 8,65 м. Размах крыла 4,52 м. Стартовая масса 4000 кг. Масса боевой части (фугасная) 1000 кг. Высота пуска 4000... 10 000 м. Дальность стрельбы 50...160 км. Скорость полета 1200 км/ч.

КСР-5(рис. 140) - крылатая ракета системы К-26.

Предназначена для поражения радиолокационно-контрастных морских (надводных кораблей) и наземных (мостов, плотин, электростанций) целей. Работы начаты в 1962 г. Государственные испытания системы К-26 проходили в 1964-1968 гг. Серийно производилась с 1967 г. Система управления "Взлет". На базе ракеты КСР-5 разработана низколетящая мишень КСР-5НМ. Ракета КСР-5П имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения и предназначена для поражения РЛС. Применяется на самолетах-носителях Ту-16К-26, Ту-16К-10-26.

Длина 10,56 м. Размах крыла 2,6 м. Стартовая масса 3952 кг.

Масса боевой части 1000 кг или специальная. Дальность стрельбы 280 км. Скорость полета 3М. Высота пуска 500...11000 м.

Противокорабельная ракета П-15 и ее модификации

П-15- крылатая противокорабельная ракета морского базирования системы П-15.

Работы начались в августе 1955 г. В 1957 г. были полностью собраны, сданы и отправлены на испытания пять экземпляров П-15 для автономных пусков и два экземпляра для отработки стыковки с носителем (всего для испытаний на заводе № 256 построены 30 экземпляров). После успешных испытаний П-15 и П-15Т были запущены в серию в 1960 г., П-15У- в 1961 г. Работы по П-15М начались в 1962 г.

Ракета П-15 имела нескладывающееся крыло.

П-15Т- ракета с тепловой головкой самонаведения "Кондор".

П-15У- унифицированная ракета со складывающимся крылом.

П-15Мимела тепловую и радиолокационную головки самонаведения. Была предназначена для применения на катерах проектов 183 и 205.

Двигатель ЖРД С2.722В. Стартовый двигатель ПРД-30. Стартовая масса 2125 кг. Масса боевой части (фугасно-кумулятивная) 500 кг. Длина 6,55 м. Размах крыла 2,5 м. Дальность стрельбы 8...40 км. Скорость полета 1100...1200 км/ч.

Рис. 140. Крылатая ракета КСР-5

Глава 6

Самолеты ОКБ В.М. Мясищева

Стратегические бомбардировщики М-4 и ЗМ

24 марта 1951 г. вышло постановление Совета Министров СССР, а 26 марта 1951 г. - приказ МАП об организации ОКБ-23 на базе завода ╧ 23 в Филях (г. Москва) в целях создания скоростных дальних бомбардировщиков. Главным конструктором нового ОКБ был назначен В.М. Мясищев, штат формировался за счет бывших сотрудников завода ╧ 482, привлечения новых специалистов из различных ОКБ, приема выпускников МАИ, ХАИ и других авиационных институтов. На аэродроме ЛИИ в подмосковном городе Жуковский организовывалась летно-испытательная и доводочная база (ЛИиДБ).

С первого же дня существования ОКБ коллектив с энтузиазмом взялся за создание самолета, не имевшего аналогов в практике отечественного самолетостроения, значительно превосходящего по размерам, массе и летным характеристикам все ранее построенные в стране тяжелые самолеты. Работа началась с формирования общего вида самолета. В течение четырех месяцев разработки эскизного проекта был проведен значительный объем проектных исследований и выпущено большое число моделей различных компоновок будущего самолета для испытаний в ЦАГИ. Окончательная компоновка и основные летно-технические характеристики самолета были утверждены В.М. Мясищевым.

Для достижения расчетных летно-технических характеристик требовалось создать самолет с высоким значением аэродинамического качества и легкой, способной выдерживать большие полетные нагрузки конструкцией. Была разработана уникальная конструкция гибкого стреловидного крыла большого удлинения, при относительно малой массе, способная воспринимать значительные эксплуатационные нагрузки.

Двигатели размещались в развитых корневых частях крыла. Это делало крыло аэродинамически чистым, обладающим высокими несущими способностями, а расположение двигателей за силовым кессоном и на расстоянии от фюзеляжа облегчало при необходимости их замену. Воздушные каналы проектировались с учетом возможности установки в будущем более мощных двигателей с большим расходом воздуха. Сопла двигателей были повернуты во внешнюю сторону от самолета, что способствовало отводу выхлопных газов от поверхности фюзеляжа и оперения.

После изучения нескольких вариантов шасси: трехопорного, многоопорного, велосипедного - было выбрано велосипедное шасси. Оно имело простую и прочную конструкцию при наименьшей массе. Полностью убираемое в фюзеляж, оно не требовало дополнительных гондол, нарушающих чистоту аэродинамики крыла.

Впервые в СССР на тяжелом самолете для снижения нагрузок на органах управления от рулевых поверхностей система управления выполнялась по необратимой бустерной схеме. Также впервые в практике отечественного самолетостроения была разработана автоматизированная система программной выработки топлива для обеспечения центровки самолета.

Структура нового ОКБ претерпевала изменения и совершенствовалась в процессе развертывания работ по самолету. В руководство ОКБ в 1951-1960 гг. входили: Г.Н. Назаров, В.М. Барышев, Н.М. Гловацкий, М.Н. Петров, Л.Л. Селяков, К.В. Рогов, Я.Б. Нодельман, Л.М. Роднянский, Е.С. Фельснер, Б.Г. Легаев, Б.А. Стопачинский, И.П. Сорокин, В.И. Левицкий.

Одновременно с ходом проектно-конструкторских работ проводился широкий спектр лабораторно-стендовых и летных проверок конструкций до начала летных испытаний первого опытного самолета. Для отработки кинематики шасси был построен натурный стенд. На стенде силовой установки с натурным двигателем АМ-3 были смонтированы топливная и масляная системы, система запуска и управления двигателем, а также испытательное приборно-измерительное оборудование. Воздухозаборники двигателей испытывались в реальной компоновке крыла для исключения вредного взаимовлияния на этапах запуска, останова и рабочих режимов. Также отрабатывались на специальном стенде системы и агрегаты шасси. Для прочностных испытаний в ЦАГИ был изготовлен опытный экземпляр узла стыка крыла с фюзеляжем - ИМ. Он представлял собой отсек фюзеляжа с центропланом и корневыми частями крыла. Всесторонние испытания ИМ показали соответствие его прочностных характеристик расчетным нагрузкам. Эти упреждающие общее проектирование самолета разработка и испытание части конструкции позволили также получить надежные исходные данные для конструирования динамически подобных моделей самолета, заранее провести экспериментальные и теоретические исследования по флаттеру и динамическим нагрузкам. В результате были подтверждены высокие противофлаттерные свойства стреловидного крыла самолета.