Мир Авиации 2003 02

Списка жертв катастрофы рейса 3197 пока, к сожалению, обнаружить не удалось. Известны лишь имена членов экипажа.

Вместо послесловия. 4 октября 2001 года над Черным морем украинской зенитной ракетой С200 был сбит Ту-154М авиакомпании «Сибирь», летевший из Тель-Авива в Новосибирск… Сразу после инцидента должностные лица Украины стали упорно настаивать о непричастности к происшествию украинской ракеты …

Своими воспоминаниями с автором поделились Ф.А. Власов, Ю.Н.Муравьев, Л.Д.Гурьев, Л.А.Сагатая, М.В.Чеша, Г.М.Виноградова, А.Г.Левченко-Дорошкевич, П.Ф.Яценко, С.Н.Грищенко, И.П. Тихонечко и Г.В.Опамах.

Техническое содействие и консультации: Е.В.Ковалихин, Д. С.Морозов, Ю.А.Ткачев, [ Н.В.Бердников,] Е.М.Васильева и С.А.Никонов.

Отдельную благодарность автор приносит Ивану Ивановичу Кабакову, Михаилу Юрьевичу Иванову, Георгию Николаевичу Кондратьеву, [.Николаю Васильевичу Бердникову] и Александру Андреевичу Бурлакину, без активного участия которых написание этой статьи было бы невозможным.

Печальный постскриптум. 26 июня 2002 года ушел из жизни Николай Васильевич Бердников – опытнейший авиационный инженер и замечательный человек. За его плечами осталась длинная трудовая жизнь и десятки типов освоенных до последнего винтика воздушных судов от По-2 до Ту-154 (а среди них – и Fi-156, и PBY-5). Бывает так, что гаснет на небе звезда, а свет ее долго еще продолжает идти к нам. Николая Васильевича уже нет, но уж лежат в редакции и готовятся к публикации несколько статей, выполненных при его активном участии, и мы еще услышим с этих страниц его хрипловатый голос…

ЭКСПЕРИМЕНТ

Алексей МАТВЕЕВ Москва

Модель «Фотона» с PY19А-300 и четырьмя BCY АИ-9

Окончание. Начало см. МА 1-03

Итак, заручиться поддержкой военных для реализации столь интересного проекта «Фотона» не удалось. Заказчик – 10-й Главк МАПа – считал, что создание такого экспериментального самолета окажется весьма дорогостоящим. ЦАГИ также казалось, что для решения стоящей задачи – исследования ЭСУПС – эта схема излишне сложна. ЛИИ категорически выступал против винтовой силовой установки.

Кроме того, неясной оставалась судьба двигателя ТВД-20. Он разрабатывался под самолет Ан-3, но с прекращением этой программы вопрос о его доводке и серийном производстве повис в воздухе. Жидовецкому было предложено разработать упрощенный вариант самолета. ТЗ (техническое задание) на самолет было разработано ЦАГИ и ЛИИ и утверждено заместителем министра 10 июля 1984 г.

В течение 1984 года был разработан эскизный проект самолета с тем же названием, но совершенно другой схемы. В качестве маршевого двигателя был выбран реактивный РУ19А-300 1*тягой 900 кг. Поскольку с двигательным КБ не удалось согласовать доработки, необходимые для отбора воздуха, то для нужд струйной механизации на самолет пришлось установить четыре газотурбинных агрегата АИ-9 2*. С одной стороны, это серьезно усложняло конструкцию, но с другой, автономный источник сжатого воздуха позволял изменять параметры ЭСУПС независимо от режима работы маршевого двигателя. Четыре АИ-9 размещались попарно под обтекателями по бокам фюзеляжа.

Николай Петрович Горюнов вспоминает, что разработчиков очень беспокоила одна цифра в технических характеристиках АИ-9 – максимальное время его непрерывной работы. По паспорту агрегата эта цифра равнялась 45 секундам, в то время как на «Фотоне» он должен был непрерывно работать гораздо дольше. Для разрешения этого вопроса, а также для получения подробной документации группа работников ОСКБЭС отправилась в командировку в Запорожье в КБ Лотарева.

Никто из инженеров двигательного КБ не мог ответить, чем вызвано такое ограничение, и можно ли его превышать. Когда москвичи были уже в отчаянии от тупиковой ситуации, нашелся один из старейших работников КБ, который вспомнил, что цифра 45 секунд появилась в техусловиях только потому, что именно она требовалась в ТЗ яковлевцев, для которых АИ-9 создавался. На самом же деле агрегат мог работать непрерывно вплоть до полного израсходования своего ресурса.

Для чистоты эксперимента на самолете применили прямое крыло без сужения. Чтобы уменьшить влияние на его характеристики интерференции с фюзеляжем, крыло сделали среднерасположенным. Из тех же соображений его «развязали» с шасси, которое установили на фюзеляж. Крыло имело 16%-ный профиль П-20, разработанный в ЦАГИ. В силовом отношении крыло представляло собой кессон, который по размаху делился на центроплан и отъемные консоли. На консоли устанавливались сменные передние и задние модули энергетической механизации.

Чтобы мощный скос потока за крылом, вызванный эффектом суперциркуляции, не снижал эффективность горизонтального оперения, оно было вынесено на вершину киля достаточно большой площади. Для обеспечения продольной балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах с работающей ЭСУПС горизонтальное оперение имело сравнительно большую площадь, равную почти 30% площади крыла и 12%-ный несимметричный перевернутый профиль.

Для упрощения конструкции и учитывая то, что на самолете будут отрабатываться, преимущественно, взлетно-посадочные режимы, шасси было решено делать неубирающимся.

Конструкция самолета была в высшей степени технологичной. Обводы фюзеляжа подразумевали минимальное количество обшивок двойной кривизны. Их выполняли из стеклопластика. Все нагрузки воспринимала верхняя часть фюзеляжа, своеобразный «хребет», компоновочно делившийся на кабину пилота, среднюю часть, в которой располагался топливный бак, и хвостовую часть. Снизу к средней части фюзеляжа крепился центроплан крыла, под хвостовой частью располагался маршевый двигатель РУ19А-300. На центроплан крыла крепились основные стойки шасси, а также навешивались с каждой стороны по два агрегата АИ-9. Вся нижняя часть фюзеляжа состояла из съемных обшивок и открывающихся капотов, обеспечивающих великолепный подход для обслуживания сложной и громоздкой силовой установки самолета. Воздухозаборник маршевого двигателя был вынесен вперед за носовую стойку шасси, чтобы предотвратить попадание в него посторонних предметов со взлетной полосы, подбрасываемых колесом. В носовом стеклопластиковом обтекателе на горизонтальной платформе размещалось испытательное оборудование, подход к которому обеспечивался тем, что весь обтекатель сдвигался вперед по штанге ДУАСа 3*. Место под испытательное оборудование отводилось также в передних отсеках боковых обтекателей. Нижняя плоская поверхность носового обтекателя должна была на больших углах атаки поджимать и выравнивать набегающий воздушный поток, поступавший в воздухозаборник двигателя.