Авиация и космонавтика 2006 10

Торможение набегающего потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 4 градуса. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до воздухозаборнике нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10 градусов – эту точку можно считать начатом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозаборника. На расстоянии 1,27 м до нижней «губы» воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 10 градусов. Нижняя «губа» воздухозаборника расположена на расстоянии 1,255 м эквидистантно нижней поверхности фюзеляжа.

Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.

В ряде поздних публикаций указана возможность разработки в дальнейшей перспективе на базе ГСР «6-махового» пассажирского самолета. Однако аванпроект не упоминает никакого «гражданского» использования гиперзвукового самолета-разгонщика, а для военных целей предусматривалось автономное применение только в качестве дальнего гиперзвукового стратегического самолета-разведчика.

ГСР-разведчик в «керосиновом» варианте силовой установки должен был иметь максимальную скорость М=4,0- 4,5 и дальность (при М=4,0) до 6000- 7000 км, а использование водородного топлива позволяло достичь максимальных скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсерской скорости М=5,0).

В заключении ЦАГИ по аванпроекту, подписанному В.М.Мясищевым 20 июня 1 966 г., отмечается, что накопленный при разработке ГСР «Спираль» опыт впоследствии позволит обеспечить разработку гиперзвуковых транспортных и пассажирских самолетов.

Самолет-разгонщик был первым гиперзвуковым летательным аппаратом с воздушно-рективными двигателями, который исследовался в ЦАГИ на скоростях до М =4-6. Два варианта модели прошли полный цикл аэродинамических исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ в 1965-1975 гг. Наиболее существенной частью этой работы были исследования по методике испытаний моделей с протоком воздуха через мотогондолы силовой установки на гиперзвуковых скоростях полета (Костюк К.К, Табаньков В.Е., Кутухин В.П.). Результаты многочисленных трубных исследований подтвердили правильность выбора основных конструктивных решений.

На 40-м конгрессе Международной астронавтической федерации (FAI), проходившей в 1989 году в Малаге (Испания), представители американского Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) дали самолету- разгонщику высокую оценку, отметив, что он «проектировался в соответствии с современными требованиями».

Блок выведения представлял собой одноразовую двухступенчатую ракету- носитель, расположенную в «полуутопленном» положении в ложементе «на спине» ГСР. Для ускорения разработки в аванпроекте предусматривалась разработка промежуточного и основного вариантов ракетного ускорителя.

При выборе топливных компонентов проектировщики исходили из условия обеспечения вывода на орбиту возможно большего полезного груза.Жидкий водород (Н 2 ) рассматривался как единственный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппаратов и как одно из перспективных горючих для ЖРД, несмотря но его существенные недостатки – малый удельный вес (0,075 г/см 3 ) и отсутствие развитой водородной промышленности в стране.

Керосин в качестве топлива для ракетного ускорителя вообще не рассматривался.

Отличительной чертой двухступенчатого ракетного ускорителя был наплыв размахом 3,5 м, который являлся конструктивным продолжением фюзеляжа ОС и располагался на всей длине ракетного ускорителя, фактически превращая ускоритель в двухступенчатую крылатую ракету. Наплыв служит для облегчения процесса отделения (расцепки) ускорителя от ГСР, создавая, подобно крылу сверхмалого удлинения, дополнительную «отрывающую» подъемную силу.

Первая ступень ракетного ускорителя оснащена четырьмя ЖРД тягой по 25 тс каждый. На этапе полета ускорителя в составе ГСР выступающая часть сопла каждого ЖРД закрывается коническим обтекателем, а донный срез ступени для уменьшения аэродинамического сопротивления закрывается сбрасываемым обтекателем-стекателем. Корпус первой ступени образован несущими баками компонентов топлива (окислитель спереди, топливо сзади), имеющих общую совмещенную гермостенку. Вторая ступень ускорителя имеет сложную неосесимметричную компановку, обусловленную утопленным положением орбитального самолета внутрь внешнего контура ступени.

Фактически топливная арматура ступени, включая бак с топливом, «размазана» вокруг хвостовой части ОС.

Основу силовой схемы второй ступени составляет силовая рама, на которую снизу (в стартовом положении ГСР при соответственно горизонтальном положении ступени это получается сзади) крепится маршевый ЖРД тягой 25 т, а сверху (соответственно спереди) – на разрывных связях – орбитальный самолет. Вокруг ЖРД расположен тороидальный топливный бак. Под орбитальным самолетом (при горизонтальном положении ступени) расположен конформный бак с окислителем. Носовая часть и «спина» ОС на этапе полета с ГСР закрыты сбрасываемыми обтекателями.

(Продолжение следует)

Игорь ПРИХОДЧЕНКО

Продолжение. Начало в № 4-9/2006 г.

Коммерческий Су-7БМК на заводском аэродроме

В середине шестидесятых для развивающихся стран, с которыми у СССР были дружественные отношения (а некоторые из них стали на путь строительства социализма) в ОКБ П.О. Сухого по заданию правительства на базе Су-7БМ была создана экспортная модификация истребителя-бомбардировщика Су-7БМК (С-22МК, "коммерческий"). Зная, о наличии на вооружении советских ВВС сверхзвуковых истребителей-бомбардировщиков, некоторые из стран-партнеров захотели пополнить свои ВВС такими же самолетами, казавшимися верхом совершенства по сравнению с устаревшими МиГ-15 и МиГ-17, поставлявшимся туда ранее. Этому способствовал и ряд эффектных показов новых самолетов делегациям этих стран.

Экспортный самолет создавался на базе фюзеляжа и систем Су-7БКЛ с шасси и крылом от Су-7БМ. В остальном самолет сохранил большинство "фамильных" черт БКЛ-а и имел парашютно-тормозную установку в основании киля и систему стартовых ускорителей для сокращения пробега, что считалось важным для жаркого климата, в котором преимущественно и собирались эксплуатировать эту модификацию машины.