Авиация и космонавтика 2006 05

После первых испытательных полетов С-4 1 для увеличения эффективности противопомпажных створок самолет дооснастили новой электрогидравлической системой управления воздухозаборником ЭСУВ-1 (также ранее отработанной на Т43-1). Она предназначалась для автоматической установки по заранее заданной программе конуса и створок в зависимости от скорости полета, температуры заторможенного потока воздуха в канале ВЗ и приведенных оборотов ТРДФ в положение, при котором воздухозаборник работал устойчиво и с минимальными потерями на входе. При этом пропускная способность воздухозаборника во всем диапазоне оборотов была равна расходу воздуха через двигатель. Система состояла из управляющей электрической и исполнительной гидравлической частей и включалась в работу при достижении самолетом скорости М=1,35. Отклонение створок наружу обеспечивало устойчивую работу воздухозаборника на числах М>1,7 на установившихся режимах работы двигателя при любой степени его дросселирования при полном выдвижении конуса и позволяло оптимально согласовать характеристики ВЗ и ТРДФ. При работе двигателя на земле и на малых скоростях полета створки под действием превышения атмосферного давления над давлением в канале отклонялись внутрь воздушного канала, чем обеспечивалось уменьшение потерь полного давления.

Подвижный конус воздухозаборника на дозвуковых скоростях находился в полностью убранном положении, а на сверхзвуке автоматически по командам от ЭСУВ-1 постепенно плавно выдвигался, обеспечивая оптимальное расположение скачков уплотнения (двух косых и одного прямого замыкающего). Ранее конус, устанавливаемый на Су-7, имел два фиксированных положения – при достижении скорости М>1,35 он автоматически по командам от датчиков числа М полностью выпускался, а при меньших скоростях – убирался. Если система автоматического управления выходила из строя, летчик мог вручную, с помощью аварийных переключателей, упралять электрогидроклапанами силовых цилиндров ЭСУВ-1.

Кроме регулируемого ВЗ с противопомпажными створками на С-41 был установлен и ТРДФ АЛ-7Ф-1-50 с повышенной тягой. Двигатель развивал на максимале 6240 кгс, а на форсаже 9200 кгс. Прежний АГ1-7Ф, как и воздухозаборник, был подвержен помпа- жу (вспомним катастрофу С-1), особенно в момент быстрого изменения его оборотов во время разгона или уменьшения скорости полета. Это происходило из-за того, что проходные площади отдельных ступеней компрессора двигателя при проектировании были выбраны для максимального расчетного режима работы ТРДФ. При отклонении режима работы компрессора от этих значений возникало рассогласование режимов его отдельных ступеней. Так, при снижении оборотов происходило уменьшение степени повышения давления компрессора и плотности воздуха на последних его ступенях по сравнению с расчетным режимом. Площади проходных сечений этих ступеней оказывалось недостаточным, из- за чего двигатель начинал "задыхаться" (ограничивался расход воздуха, проходящего через компрессор). Это, в свою очередь, приводило к тому, что площади первых ступеней становились излишне большими. Соответственно этому осевые скорости воздуха в последующих ступенях становились более высокими, а в первых – более низкими, чем на расчетном режиме. Углы атаки последних ступеней уменьшались, а на первых, наоборот, увеличивались. В результате происходил срыв потока, который приводил к уменьшению запаса устойчивости двигателя по помпажу, даже к неустойчивой работе всего двигателя (т.н. нижний срыв или "горячее зависание двигателя"). В этом случае работа ТРДФ мало отличалась от нормальной, но иногда ощущался необычный "зуд", а температура газов быстро возрастала с 300"С до 500"С.

Перемещение РУД в сторону увеличения оборотов приводило к резкому росту температуры газов без увеличения тяги, что было особенно опасным при исправлении расчета на посадку. При увеличении числа оборотов при разгоне выше расчетного, происходило увеличение углов атаки последних ступеней компрессора, вследствие чего запас устойчивости резко уменьшался и происходил помпаж двигателя (т.н. верхний срыв или помпаж двигателя на больших оборотах). Он сопровождался резким ростом температуры газов за турбиной с темпом до 200 град/с, хлопками, тряской, резким падением оборотов и тяги и часто заканчивался самовыключением двигателя (в лучшем случае) или выходом его из строя с разрушением дисков и прогаром турбины, практически всегда – с потерей машины.

Когапультируемое кресло КС-2. Характерной чертой кресел серии КС была лебедка подтята поясных тросов привязной системы, ручка которой находилась справа or заголовника сиденья

Истребитель Су-7 последних серий после посадки. Под фюзеляжем виден открытый люк тормозного парашюта.

Су-7 перед одним из учебных корпусов Харьковского высшего военного авиационного ордена Кроеной Звезды училища летчиков имени дважды Героя Советского Союза С.И. Грицевца. Под крылом самолета подвешены восьмиствольные блоки ОРО-57К для неуправляемых реактивных снарядов типа С-5.

Для преодоления этой проблемы AЛ- 7Ф-1 был оснащен постоянно действующим щелевым нерегулируемым перепуском воздуха над первой ступенью компрессора, а также поворотными лопатками направляющего аппарата перед второй ступенью и управляемым с помощью лент перепуском воздуха за четвертой и пятыми ступенями. Открытие и закрытие лент перепуска, створок реактивного сопла, а также поворот направляющего аппарата осуществлялись в зависимости от оборотов ТРДФ по программе от электрогидравлической системы управления.

В целях компенсации потери тяги на числах М>1,6 из-за применения лент перепуска АЛ-7Ф-1 имел увеличенную в диаметре форсажную камеру с удлинительной трубой, в результате чего на С-41 пришлось увеличить объем хвостовой части фюзеляжа, сделав ее "бочкообразной" (именно этим, а не вошедшим вскоре в моду "правилом площадей" диктовалась его форма).

Кроме того, самолет оснастили новым катапультируемым креслом КС-2, заводские испытания которого успешно закончились в марте 1958 года. В отличие от КС-1 оно имело более совершенную и надежную систему защиты рук, что позволило увеличить максимальную приборную скорость катапультирования на 150 км/ч, доведя ее до 1000 км/ч. В горизонтальном полете при скорости не менее 500 км/ч минимальная безопасная высота покидания равнялась 150 м. После успешных испытаний С-4 1 вышеперечисленные нововведения были рекомендованы для использования в серийных машинах.