Авиация и космонавтика 2007 02

С середины 1950-х годов начали приниматься конструктивные меры, направленные на расширение возможностей системы «Комета». По распоряжению Совмина СССР от 2 апреля 1958 г. конструкторское бюро под руководством А.Я. Березняка подготовило вариант ракеты КС, получивший обозначение КСР с силовой установкой из двухкамерного ЖРД С.2-721 В, конструкции A.M. Исаева.

Обрыв шланга

Прожорливый двигатель потребовал большего запаса горючего, и объём бака составил 666 л. Ещё больше понадобилось агрессивного окислителя – азотной кислоты в смеси с азотным тетраксидом. Для него установили резервуар из нержавеющей стали ёмкостью 1032 л. Наддув баков воздухом осуществлялся от системы взрывающихся пиропатронов за 10-15 с до отцепки КСР. Двухкомпонентное топливо при соединении самовоспламенялось. Помимо новой силовой установки ракету снабдили усовершенствованной системой наведения, а БЧ позаимствовали от ракеты К-10. Ввиду отсутствия воздухозаборника двигателя диаметр фюзеляжа уменьшили до 1000 мм, крылья для удобства транспортировки и хранения изготовили складывающимися.

Аппаратура радиоуправления ракетой КСР состояла из станции К-IMP, изготовленной на основе серийной К-1М, был установлен также усовершенствованный автопилот АПК-Д, разработанный на базе АПК-5В ракеты КС.

Испытания ракеты КСР производились в период с 1 июня по 15 ноября 1959 г. Выполнено 22 полёта, из них 9 – с пусками Четыре пуска из шести с дальностей 90-96 км завершились прямыми попаданиями. Ракета, благодаря работе ЖРД в течение 60 с разгонялась до 1 200 км/ч, пуск обеспечивался в диапазоне высот от 4 000 до 10 000м, что способствовало увеличению дальности до 160 км, но при этом и вес ракеты превысил 4 000 кг, что создавало проблемы со взлётом с одной подвеской. На испытаниях в этом случае на противоположную консоль подвешивался макет весом 1050 кг. А в соответствии с рекомендацией ОКБ- 156 от 8 октября 1958 г. в частях рекомендовалось производить взлёт с одной ракетой при условии весовой компенсации топливом.

Экипажи самолётов-ракетоносцев, освоив систему «Комета», приступили к отработке полётов на полный радиус над морем (океаном), межфлотским маневрам и освоению заправки в полёте.

Заправка самолётов в полёте обеспечивала увеличение дальности, а при необходимости, за счёт уменьшения взлётного веса, возможность действий с аэродрома ограниченной длины (грунтового) и последующей заправкой.

Самолёты Ту-16, в том числе и Ту-16КС, оборудовались крыльевой системой заправки, которую трудно причислить к конструкторским удачам. К практическому её освоению части авиации ВМФ приступили в 1958- 1959-х годах. Обязанности лётчиков- инструкторов на заправляемых самолётах исполняли заместители командиров полков, на танкерах – командиры эскадрилий. По мере освоения должностные категории лётчиков-инструкторов снижались.

Техника заправки оказалась очень сложной: самолёт-танкер выпускал из конца правого крыла шланг с тросом. Заправляемый самолёт встречался с заправщиком, уравнивал скорость, накладывал левое крыло на шланг и отходил вправо, причем шланг скользил по нижней плоскости крыла, пока не попадал в захват контактного узла. После этого лебёдкой танкера шланг подтягивался до соединения его заднего наконечника с патрубком контактного узла, а заправляемый самолёт занимал строй заправки. Одновременно оператор заправки на самолёте- танкере вводил шланг в топливную магистраль Этой операцией сцепка заканчивалась, и начиналась перекачка топлива.

Расцепка самолётов после заправки производилась командиром огневых установок (КОУ) заправляемого самолёта с пульта управления контактным узлом после образования малой петли шланга (во избежание обрыва шланга) или автоматически при достижении усилий по шлангу 950-1000 кг. Практически расцепка производилась мгновенно на любой стадии заправки.

Наиболее ответственная операция – это накладывание крыла на шланг. Если крыло заправляемого самолёта оказывалось выше шланга на 1-1,5 м, то под воздействие вихревого потока он мог отойти во внутрь строя и прогнуться в сторону танкера. При заходе для накладывания шланга с превышением 0,5-1 м создавалась угроза забрасывания его на верхнюю поверхность крыла. Увеличение превышения до 2-3 м устраняло прогиб, и шланг занимал нормальное положение. В противном случае не исключалась глубокая накладка (более 8 м) и возможный заход шланга за балочный держатель. При подходе к шлангу с превышением 3 м и более от крыла танкера начинала воздействовать спутная струя, отталкивавшая заправляемый самолёт от шланга. Большое превышение приводило также к глубокой накладке. После прохода шланга под захватом лётчик плавно отжимал штурвал от себя и создавал давление на правую педаль руля направления с тем, чтобы предупредить выход самолёта на большой отрицательный интервал и снижался, чтобы наложить левое крыло на шланг и продавить его на 1-2 м, не допуская резкого снижения и сохраняя скорость.

На высотах свыше 8000 м из-за инертности самолёта заправка существенно усложнялась, и даже опытным лётчикам не всегда удавалось контактироваться с первого захода

Черноморцы одними из первых приступили к освоению групповой заправки в полёте на самолётах Ту-16КС, что позволяло увеличить тактический радиус группы самолётов до 2600- 2700 км. При взлёте танкера и заправляемого самолёта с одного аэродрома заправка производилась на рубеже 800 км. Каждый танкер на рубеже 550-850 км заправлял два носителя (по 1 0 000 л каждому) и возвращался на аэродром вылета с остатком топлива не менее 6 000 л.

Заправка в полёте являлась своеобразным оселком, на котором ценой колоссальных физических и моральных нагрузок оттачивалось мастерство экипажей и, прежде всего, лётчиков. Довольно часто заправки сопровождались катастрофами, разрывом и потерей дорогостоящих шлангов.

Наиболее сложной была встречная заправка, к которой прибегали лишь в исключительных случаях.

(Продолжение следует)

Окончание. Начало в № 10-12/2006 г., 1/2007 г.

ЛУКАШЕВИЧ В.П. ТРУФАКИН В.А. МИКОЯН С.А

Анализ результатов первого этапа летных испытаний самолета-аналога «105.11» с двигателем РД-36-35К и неубирающимся колесно-лыжным шасси показал удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости в обследованном диапазоне скоростей полета и подтвердил расчетные взлетно-посадочные и летные характеристики. Летные исследования на первом этапе проводились комплексно-испытательной бригадой в составе О.Т.Рязанова, А.Г.Фастовца, А.А.Белосвета, Ю.Е.Федулова, В.В.Тетянца, A.В.Иевлева, В.А.Труфакина, Ю.Т.Клепова, С.К Потапова, Ю.Ф.Быкова, B.С.Карлина и А.Т.Сенченко. Максимальные зафиксированные нагрузки но элементы конструкции шасси на разбеге, посадке и послепосадочном пробеге не превысили 50% от расчетно- эксплуатационных.