Авиация и космонавтика 2011 06

В ответе, отправленном 18 октября заместителем министра С.Н, Шишкиным, сообщалось, что проверка в лётных условиях мероприятий, предложенных ОКБ главного конструктора А.М. Люлька для устранения дефектов двигателя АЛ-5, будет продолжена на самолёте Ту-4, переоборудование которого в летающую лабораторию завершалось в ОКБ-23 главного конструктора В.М. Мясищева.

Что касается использования самолёта И-350, то С.Н. Шишкин сообщал, что для этого необходимо решение Правительства, так как работы по этой машине с ОКБ-155 сняли в связи с получением им нового задания. Испытания самолёта Ла-190 также временно прекратили по причине того, что ОКБ С.А. Лавочкина получило специальное задание Правительства, имеющее срочный характер. В свою очередь двигатели АЛ-5 устанавливались на вновь строящиеся скоростные бомбардировщики — "150", разработанный в ОКБ-1 главного конструктора Б. Бааде и Ил-46, созданный в ОКБ-240 главного конструктора С.В. Ильюшина. Поэтому проверку работы двигателя АЛ-5 на больших скоростях полёта планировалось провести во время лётных испытаний указанных бомбардировщиков.

Таким образом, первая попытка создания сверхзвукового истребителя в ОКБ главного конструктора А.И. Микояна успехом не увенчалась, впрочем, та же участь постигла и ОКБ С.А. Лавочкина с самолётом Ла-190. А двигатель АЛ-5 так и не был запущен в серийное производство из-за постоянно возникавших проблем, в основном вызванных его неудачной компоновкой. Однако опыт, полученный специалистами ОКБ-165 при его разработке и доводке, послужил необходимой базой для создания более совершенного двигателя АЛ-7, который был запущен в серийное производство и применялся на отечественных самолётах.

Опытный бомбардировщик 150 с двумя двигателями АЛ-5

При подготовке статьи использованы материалы РГАЭ и ОКБ им. А.И. Микояна. Автор выражает глубокую благодарность Г. П. Серову за помощь в подготовке публикации.

Для работы с коротких взлетных полос Су-7Б могли использовать стартовые ускорители

В. Ю. Марковский И. В. Приходченко

(Продолжение. Начало в № 05/2011 г.)

К середине 60-х годов были сформированы новые требования к многоцелевому фронтовому самолету:

— сверхзвуковая скорость в крейсерском полете и способность прорыва ПВО на малых высотах;

— короткий взлет и посадка, позволяющие базироваться на полевых аэродромах с длиной ВПП порядка 500–600 м;

— большой радиус действия — 700–800 км с 1 т бомб.

Перспективным для удовлетворения этим противоречивым требованиям представлялось применение крыла с изменяемой стреловидностью (КИС). Собственно говоря, термин звучит как "крыло с изменяемой геометрией", или сокращенно КИГ, так как при повороте консолей существенно меняется не только стреловидность, но и площадь консолей, и относительная толщина профиля, и удлинение, и сужение, одним словом, все важнейшие аэродинамические характеристики главной несущей поверхности.

Хотя сама идея изменения основных параметров крыла зародилась еще в тридцатые годы и имела некоторый опыт реализации, во всей полноте эту проблему предстояло решить только теперь. Всякая идея обретает жизнь только тогда, когда она становится действительно необходимой, а преимущества КИГ наиболее полно могли проявиться именно у сверхзвуковых самолетов с широким диапазоном рабочих режимов полета.

Интерес к изменению стреловидности крыла имеет достаточно давнюю историю, появившись едва ли не сразу с внедрением в авиации самой стреловидной схемы со всеми ее достоинствами и недостатками. Будучи основным элементом конструкции, влияющим на летнотехнические характеристики самолета, крыло в первую очередь "отвечает" за их достижение. Соответственно, и в стремлении обеспечить машине наиболее выгодный диапазон летных параметров внимание конструкторов и аэродинамиков обратилось именно на этот агрегат.

Изменяемая стреловидность крыла сулила получение сочетания наивыгоднейших характеристик на разных режимах полета — от взлетно-посадочных, требующих небольших скоростей, до крейсерских и максимальных, с достижением больших скоростей и высот. Наиболее важным параметром, определяющим аэродинамические характеристики самолета, служит качество, представляющее собой отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. При прочих равных условиях аэродинамическое качество зависит преимущественно от толщины профиля, удлинения крыла и угла стреловидности. В дозвуковом полете качество возрастает с увеличением удлинения и использованием более толстых профилей, однако имеет тенденцию к уменьшению с ростом стреловидности. Сверхзвуковой полет, напротив, требует использования тонких профилей, малого удлинения и увеличения стреловидности, при которых достигается приемлемое аэродинамическое качество. Сохранить его близким к оптимальному представлялось возможным только посредством изменения геометрических параметров крыла в полете, "подстраиваясь" под меняющиеся условия.

В "развернутом" положении с малой стреловидностью становившееся почти прямым крылом приобретало характеристики, удовлетворяющие требованиям обеспечения взлетно-посадочных качеств, придавая самолету возможность держаться в воздухе и управляться на небольших скоростях, способствуя упрощению пилотирования на этих режимах, а также позволяя использовать для взлета и посадки площадки ограниченных размеров. Дополнительные выгоды приносила также возможность использования механизации крыла, предкрылков и закрылков, устанавливаемых по всему размаху "развернутого" крыла и наиболее эффективных как раз у прямого крыла большого удлинения. Их применение позволяло затянуть срыв потока на больших углах атаки, сопутствующих взлетно-посадочным режимам, и получить дополнительный выигрыш в уменьшении скорости. Теоретически разбег и пробег самолета с крылом в такой конфигурации представлялось возможным уменьшить в 1,5–2 раза, а вертикальную скорость снижения при заходе на посадку — в 2–2,5 раза.

"Сложив" крыло, самолет лучше соответствовал требованиям скоростного полета: увеличенная стреловидность, сопровождавшаяся уменьшением толщины и удлинения, а также трансформированием профиля в "остроносый", позволяла затянуть "волновой кризис", возникающий из-за появления скачка уплотнения, сопутствующего около-и сверхзвуку. В сочетании с меньшим лобовым сопротивлением это способствовало достижению требуемых скоростей. Кроме того, у стреловидных крыльев выход на сверхзвук не сопровождался значительным смещением положения фокуса, свойственным прямому крылу, соответственно, и расходы на перебалансировку оказывались не столь существенными (в обычном случае компенсировать изменение балансировки самолета необходимо рулем высоты, используя автоматику для сохранения устойчивости).