Авиационный календарь – 17.04
Эпиграф – Мы живы, пока о нас помнят
Первый полет – это как рождение ребенка. Ребенок появляется на свет из чрева матери, так и самолет, оторвавшись от чрева матери-земли, обрывает пуповину, поднимаясь ввысь. И все вокруг кричат: «С Днем Рождения».
Сегодня 17 апреля . В этот день родились
1962 год – Е-8
При проектировании МиГ-21 конструкторы столкнулись с тем, что для размещения в конусе воздухозаборника более мощной РЛС места было явно недостаточно. Кроме того, на скоростях М>2,5 уже начинал сказываться аэродинамический нагрев и каналы воздухозаборников, расположенные внутри фюзеляжа, становились очагами совершенно ненужного подогрева.
Решение могло быть только одно: убрать РЛС из воздушного канала. Из многих компоновок выбрали те, где воздухозаборники помещались либо внизу фюзеляжа, либо по бокам.
Проектирование машины Е-8 началось в начале 1960 года. Главная цель — используя опыт, полученный при проектировании МиГ-21, создать маневренный, массовый фронтовой истребитель небольшого веса и габаритов, способный нести эффективную систему вооружения для поражения целей в передней и задней полусфере днем и ночью, вести бой в простых и сложных метеоусловиях при скоростях, соответствующих диапазону чисел М = 0,5-1,8 на высотах до 18000 м.
Размерность истребителя, который первоначально назвали МиГ-23, должна была быть только немного больше МиГ-21, с тем, чтобы этот самолет заменил его в серийном производстве. Одновременно предполагалось оснастить машину системой вооружения нового поколения, соответственно названной С-23. В ее состав предстояло включить радиолокационную станцию «Сапфир» и управляемые ракеты «воздух-воздух» средней дальности К-23 с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения. Поэтому в принятом 30 мая 1960 года решении Комиссии Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам предписывалось разработать МиГ-23 на базе МиГ-21ПФ с использованием системы вооружения С-23. В серийном производстве он должен был заменить на конвейере уже хорошо освоенный МиГ-21ПФ.
Особое внимание было уделено воздухозаборнику и его расположению с целью обеспечения равномерного поля скоростей и уменьшения потерь давления в широком диапазоне углов атаки и скольжения. В результате этих экспериментов были определены тип воздухозаборника, его геометрия, схемы оперения, механизации крыла и общая аэродинамическая компоновка нового истребителя. Еще одно существенное новшество — размещение в головной части фюзеляжа дестабилизатора — фактически переднего горизонтального оперения (ПГО), которое, однако, не имело механизма управления.
По расчетам, установка ПГО, размахом 2,6 м, увеличивала коэффициент подъемной силы на скоростях М=1,5-2,0 примерно в два раза. Кроме того, изменялось положение фокуса самолета с одновременным уменьшением запаса продольной устойчивости, который на сверхзвуке был избыточен. Благодаря этому удалось увеличить значение перегрузок. Например, на высоте 15000 м максимальная перегрузка возрастала до 5 единиц (на серийном МиГ-21 в аналогичных условиях только 2,5), что позволило значительно улучшить маневренные качества истребителя.
Фактически для своего времени — начала 60-х годов — самолет Е-8 мог стать истребителем маневренного воздушного боя, какими сейчас являются наш МиГ-29 и американский F-16.
Новый истребитель с измененной аэродинамикой, несколько большим весом и, естественно, большей потребной тягой, чем у МиГ-21, требовал двигатель с тягой, по крайней мере, на 800 кг большей, чем давал модифицированный Р-11-300.
Новый, более мощный двигатель на базе Р-11-300предложил Николай Георгиевич Мецхваришвили — талантливый ученик Владимира Яковлевича Климова. Первоначально увеличение тяги двигателя достигалось без изменения основных размеров за счет конструктивных и технологических доработок, позволявших увеличивать температуру газа перед турбиной и, соответственно, тягу двигателя. При этом удавалось сохранять важнейшее качество военного двигателя — устойчивость его работы при изменении параметров воздушного потока на входе в компрессор.
Этому способствовало то, что в длинном канале воздухозаборника МиГ-21 воздушный поток — до того, как он доходил до первой ступени компрессора — успевал стабилизироваться, и аэродинамические возмущения и температурные неравномерности, возникающие в основном при маневрировании самолета и пусках ракет, существенно уменьшали свои значения Кроме того, перед Н.Г.Мецхваришвили стояла задача: получить существенное увеличение тяги, фактически не меняя габариты двигателя. Нужен был иной подход. Решили применить метод малых приращений основных параметров двигателя.
За счет большего диаметра проточной части компрессора, и частоты вращения увеличили расход воздуха. С изменением профилировки лопаток компрессора возросла его напорность и, соответственно, степень сжатия. Используя достижения металлургии жаропрочных сплавов, обеспечили рост температуры газа перед турбиной. Для обеспечения прочности двигателя пришлось одновременно усиливать основные узлы и детали, в том числе и диски компрессора. Двигатель имел те же системы, что и его предшественник Р-11-300, включая кислородную подпитку пусковых воспламенителей (для увеличения высотности запуска) и противообледенительную систему входной части. На компрессоре высокого давления (КВД) располагались окна отбора воздуха на питание системы сдува пограничного слоя. Форсажная камера в передней части соединялась с двигателем оригинальным телескопическим соединением, а в хвостовой части крепилась к раме фюзеляжа для обеспечения температурной компенсации продольными направляющими рельсами с роликами. Она имела двухстворчатое всережимное эжекторное сопло с регулируемыми наружными и внутренними створками. Отлично организованный процесс горения обеспечивал 55%-ю степень форсирования.
Стендовые доводочные испытания двигатель проходил довольно успешно: все основные данные были получены уже на третьем экземпляре. В результате удалось увеличить расход воздуха с 64,5 кг/ сек (у Р-11Ф2С-300) до 74 кг/сек, а тягу на максимале — с 3950 кгс до 4700 кгс. Главный показатель военного мотора, устанавливаемого на истребителе, — тяга на форсаже у нового двигателя Р-21Ф-300 (стендовый вариант Р-21-300) стала 7200 кгс (у Р-11Ф2С-300 — 6175 кгс). Следует отметить, что такая высокая степень форсирования (около 55%) была получена впервые на первом же опытном двигателе. При взлетном весе 6800 кг тяговооруженность нового истребителя была больше единицы, т.е. практически соответствовала сегодняшним требованиям.
Одновременно несколько увеличились массово-геометрические параметры: по сравнению с Р-11Ф-300 — диаметр Р-21Ф-300 возрос с 772 мм до 845 мм, диаметр по бандажу форсажной камеры — с 902 мм до 987 мм, а сухая масса — с 1165 кг до 1250 кг. К сожалению, тогда еще не была внедрена проверка работы двигателя с имитацией полетных условий. Поэтому было неизвестно, как он будет работать, когда в воздушном потоке на входе в компрессор возникнет значительная неравномерность поля скоростей, вызванная конфигурацией входного канала и эволюциями самолета. Другим фактором, влияющим на устойчивость работы силовой установки боевого самолета, становится существенная неравномерность температурного поля на входе в компрессор двигателя, вызванная попаданием в воздухозаборник горячих газов при срабатывании (пусках) ракетного оружия.
Требовалась проверка в воздухе.
В декабре 1960-го были закончены чертежи общего вида и компоновка самолета. Главная особенность — расположенный под кабиной пилота плоский, почти прямоугольный воздухозаборник. Вертикальный трехскачковый управляемый клин делил воздушный канал на два рукава, соединявшихся перед входом в двигатель. Управление клином — электрогидравлическое. Автоматическая регулировка производилась только после уборки шасси и обеспечивала плавное перемещение горловой поверхности клина на 140 мм в зависимости от изменения степени сжатия компрессора в диапазоне Пк=4-10,4. При максимальной степени сжатия, а также до уборки шасси, клин находился в убранном положении, что соответствовало наибольшему проходному сечению горла воздухозаборника.
Взлетные створки — неуправляемые, открывались внутрь канала под действием разрежения в канале при работе двигателя на земле и на взлете. В полете они закрывались давлением в канале от скоростного напора. Носовую часть фюзеляжа должна была занять РЛС, антенна которой прикрывалась большим радиопрозрачным обтекателем оживальной формы.
для уменьшения возможности попадания посторонних предметов при рулении, взлете и посадке в расположенный довольно близко от поверхности аэродрома воздухозаборник переднюю опору шасси перенесли на 1,6 м назад. Она стала убираться в отсек между двумя каналами воздухозаборника. Соответственно, уменьшилась база шасси, и увеличился стояночный угол самолета. Поэтому для предотвращения касания ВПП при взлете и посадке подфюзеляжным гребнем, его решили выполнить складывающимся: при выпуске шасси он поворачивался вправо на 90°, а при уборке — вставал в исходное положение. Поворот гребня сделал возможным увеличить его площадь, чем была дополнительно улучшена путевая устойчивость самолета.
Сборка первого опытного экземпляра фронтового истребителя Е-8 (Е 8/1), получившего бортовой номер 81, завершилась в январе 1962 года, а 2-го марта его перевезли на летную станцию ОКБ на аэродроме ЛИИ в Жуковском.
17-го апреля 1962 года шеф-пилот ОКБ и ведущий летчик-испытатель Георгий Мосолов поднял Е-8. Первый полет прошел без замечаний. Учитывая, что силовая установка и особенно двигатель вызывали определенные опасения, во втором и третьем полетах были опробованы его пусковые качества.
Но уже в пятом полете на высоте 8000 м при уборке оборотов двигатель спомпировал и остановился. Но не зря Мосолов полеты начал с отработки запусков в воздухе. В этом полете и в последующих, когда двигатель останавливался, проблем с его запуском не было. Тут надо сказать, что все остановки двигателя были следствием либо помпажа воздухозаборного канала, либо компрессора из-за его недостаточной устойчивости к аэродинамическим неравномерностям воздушного потока на входе в первую ступень.
Была еще одна трудность. Так как каждый помпаж двигателя сопровождался забросом температуры газа, летчик, чтобы не сжечь турбину и не вывести из строя двигатель, должен был практически мгновенно выключать подачу топлива уборкой РУД в положение «стоп». В восьмом полете, несмотря на то, что в каждом предыдущем из-за помпажей проходили остановки, Мосолов вышел на предельную скорость. Однако при выключении форсажа произошел очередной помпаж и остановка двигателя. Запуск был проведен на рекордной для этой машины высоте — 12500 м.
Так как двигатель явно имел небольшие запасы устойчивой работы, Мосолов отключал автоматику и вручную подбирал такую геометрию входного устройства воздушного канала, при котором вся силовая установка работала бы устойчиво. Но запасы были чрезвычайно малы, и в 25-м полете после сильнейшего помпажа не удалось избежать перегрева двигателя. Цвета побежалости были не только на корпусе турбины, но и на кожухе двигательного отсека фюзеляжа. Надо было, во что бы то ни стало увеличить запасы газодинамической устойчивости компрессора. Времени не было, и конструкторы двигателя были вынуждены для решения этой задачи увеличить площадь проходного сечения соплового аппарата турбины.
11 сентября 1962 года при скорости, соответствующей числу М=1,7, произошло разрушение диска 6-й ступени компрессора. Со страшной силой, как снарядом, один из его обломков пробил сначала корпус двигателя, затем фюзеляж и ударил по правой консоли крыла в зоне элерона, разрушив его. Были выведены из строя обе гидросистемы. Практически лишившись управления, истребитель перешел в скоростное вращение. Одновременно с сильным торможением, вызванным резким снижением тяги, начались его боковые колебания, которые наблюдались и в предыдущих полетах при торможении с остановленным двигателям. В винтовом падении неуправляемый самолет, теряя высоту, быстро приближался к земле. На высоте около 8000 м на удалении 60 км от аэродрома Мосолову пришлось прибегнуть к средствам спасения.
Из книги «МИГ жизни»: «Это произошло на большой высоте и скорости. Кабина моментально наполнилась дымом, двигатель и управление заклинило. Самолет стал неуправляемым, а я в нем — не летчик-испытатель, а пассажир. Я не смог сразу катапультироваться, поскольку скорость была чрезмерно велика. Ждал может она уменьшится, но самолет перевернулся на спину и перешел в пикирование. …я после третьей попытки связаться с ЦУ нажал на рычаг катапульты и выстрелился в поток. А он — как бетон, схватил ногу (не сработал захват) и тут же ее сломал. Я падал, пока автомат не раскрыл парашют, меня встряхнуло и… я повис под куполом головой вниз. Как же содрать лямку парашюта? Работала только одна рука, другая висела плетью. Не чувствуя боли, я пытался стянуть парашютную лямку, а снизу неумолимо приближалась земля. У меня оставались секунды и слава Богу, удалось освободиться. Я ударился о землю ногами (точнее, одной, другая — сломана), почувствовал острую боль в ломающейся кости и оказался под елкой в глухом лесу. Я пролежал там пять часов, прежде чем первый человек нашел меня. Я потерял много крови и понимая, что может наступить конец, спешил сообщить, что случилось с самолетом и на каком режиме. Попросил обрезать парашют и расстелить его, разжечь костры и пока были силы, ждал. Ждал, когда прилетит вертолет. Потом ждал почти год на больничной койке, прежде чем впервые достал ногами пол…»
Второй экземпляр истребителя Е-8/2, имевшего бортовой № 82, поднялся в воздух впервые 29 июня 1962 года. К 4-му сентября, летавший на нем летчик-испытатель Александр Федотов успел сделать 13 полетов — авария Е-8/1 вынудила прекратить полеты и на этой машине. После анализа всех негативных явлений и, главным образом, из-за необходимости капитальных решений по двигателю тему закрыли, несмотря на хорошие летно-технические характеристики, полученные на обоих самолетах.
Под именем МиГ-23 полетел совсем другой самолёт.
Двигатель Р21Ф-300 — из-за виновника всех бед — шестиступенчатого компрессора — оказался нежизнеспособным. Конструкторы были вынуждены снизить напорность ступеней, увеличив их количество. Двигатели семейства Р-27-300 и Р-29-300, использовавшие от своего прародителя Р-11-300 основное — двухвальную схему, имели тягу на форсаже 10200 кгс и 12500 кгс. Это были основные двигатели для массового истребителя МиГ-23.
ЛТХ:
Модификация: Е-8
Размах крыла, м: 7,15
Длина, м: 16,90
Высота, м: —
Площадь крыла, м2: 23,12
Масса, кг
-пустого самолета: 5670
-нормальная взлетная: 6800
-максимальная взлетная: 8200
Топливо, л: 3200
Тип двигателя: 1 х ТРДФ Р-21Ф-300
Тяга, кгс: 1 х 7200
Максимальная скорость, км/ч: 2230 (М=2,1)
Практическая дальность, км: —
Практический потолок, м: 20000
Экипаж: 1
Вооружение: УР «воздух-воздух» Р-3С или Р-23Т.
Испытания Е-8 стали последними в летной биографии заслуженного летчика-испытателя СССР Георгия Константиновича Мосолова, Героя Советского Союза, полковника, автора трех абсолютных мировых рекордов скорости и высоты.
***
1994 год – Як-58
По Викпедии первый прототип совершил свой первый полет в Тбилиси, Грузия 26 декабря 1993 года, хотя в Календаре авиационных дат утверждают, что первый полет состоялся только 17 апреля 1994 года. От этого и будем отталкиваться, хотя младенец прожил недолго. Этот самолет потерпел крушение со смертельным исходом на авиасалоне ILA в Берлине 27 мая 1994 года. Полет второго прототипа состоялся 10 октября 1994 года.
История
При изучении потенциального спроса на авиаперевозки в стране было выявлено, что существует потребность в создании самолётов «делового» класса на 6-10 мест в пределах дальности до 1000 км. По результатам этого анализа в 1994 году ОКБ Яковлева приступило к разработке шестиместного самолёта Як-58.
Главным конструктором проекта стал Дмитрий Калистратович Драч. На самолете была применена модификация основного отечественного двигателя М-14ПТ, доработанного для применения трехлопастного толкающего воздушного винта немецкого производства. Сборка первого летного экземпляра в Москве на Ленинградском проспекте завершилась в 1993 году, но из-за финансовых трудностей начало полетов постоянно переносилось.
Впервые Як-58 поднялся в небо в 1994 году в Жуковском и начал прохождение летных испытаний.
Параллельно шли переговоры о производстве серийных Як-58 и тут выяснилось, что производить эти самолеты готов только Тбилисский Авиационный Завод, на территории уже независимой Грузии, у которого завершился заказ на производство штурмовиков Су-25, а собственных разработок попросту не было. В Тбилиси создали представительство ОКБ Яковлева, после чего начали готовить оснастку и персонал к производству новых машин.
В 1997 году шестиместный Як-58 был представлен на МАКСе. К 1998 году на Тбилисском авиазаводе на различных стадиях постройки находились 29 экземпляров Як-58, но серийное производство так и не было организовано. Из-за проблем с финансированием программа была приостановлена.
В дальнейшем работа по проекту модернизированного Як-58 была возобновлена с участием совместного Российско-Казахстанского предприятия АО «ЯК АЛКОН» («Альянс авиационных конструкторов»). Организацию серийного сборочного производства Як-58 планировали осуществить в Казахстане в свободной экономической зоне.
Основным отличием модернизированного самолёта Як-58 является силовая установка. Вместо отечественного поршневого двигателя М-14П, мощностью 360 л. с., планировали установить немецкий турбодизель RED A03 V12, мощностью 500 л. с. Сертификационные летные испытания рассчитывали завершить в конце 2013 года. Однако всё пошло лесом, перестройка, похоже, близкая родственница анархии, внучка, наверное. В настоящее время проект закрыт.
Конструкция
Самолёт выполнен по двухбалочной схеме с П-образным хвостовым оперением и толкающим винтом. Отличается компактностью и рациональностью конструкции и компоновки.
Самолёт имеет цельнометаллическую конструкцию планера из алюминиевых сплавов.
Фюзеляж выполнен по схеме полумонокок, цельнометаллический, с работающей обшивкой. Силовой набор каркаса фюзеляжа — шпангоуты, лонжероны и стрингера. Гладкая металлическая обшивка крепится к каркасу потайной клёпкой.
Крыло — низкорасположенное, двухлонжеронное, разъёмное, цельнометаллической конструкции, с набором нервюр и стрингеров. Крепится к центроплану с помощью силовых узлов на лонжеронах. В корневой части крыла расположены два топливных бака ёмкостью 250 литров каждый. При изготовлении крыла использовались композиционные материалы, а законцовки крыла выполнены из стеклопластика. Закрылки и элероны крепятся на кронштейнах к заднему лонжерону крыла.
Хвостовое оперение — П-образной схемы, двухкилевое, с рулями направления, кили выполнены одним целым с хвостовыми балками. Двухкилевое вертикальное оперение повышает устойчивость горизонтального оперения, а также всего самолёта. Стабилизатор — цельнометаллический, расположен высоко, прямоугольной формы в плане. Стыки килей и стабилизатора закрыты стеклопластиковыми обтекателями.
Шасси — трёхопорное с носовым колесом, убирающееся в полёте. Колёса основных опор снабжены тормозами. Носовое колесо самоориентирующееся. Пневматики низкого давления обеспечивают эксплуатацию самолёта на грунтовых аэродромах. Уборка, выпуск шасси и управление тормозными колёсами производится пневмосистемой.
Силовая установка — поршневой четырёхтактный двигатель воздушного охлаждения М-14ПТ, мощностью 360 л. с. Воздушный винт толкающий трёхлопастный, изменяемого шага. Размещение силовой установки в хвостовом отсеке, позволило получить значительно больше места в кабине и улучшить обзор пилотам.
На модернизированном Як-58 устанавливался немецкий 12-ти цилиндровый четырёхтрактный дизельный двигатель водяного охлаждения RED A03 V12 взлётной мощностью 500 л. с.
Кабина по типу гондолы — шестиместная, негерметичная, с двумя дверями пассажирской и грузовой, расположенных с обеих сторон фюзеляжа. Грузовая дверь сдвижная, её можно использовать для сброса грузов. Остекление кабины выполнено из оргстекла. Кресло пилота — регулируемое, по заднему шпангоуту установлен диван. За спинкой дивана находится багажный отсек. При проектировании самолёта особое внимание уделялось вопросам эргономики и комфорта салона для пассажиров. В грузовой версии самолёта вместо кресел для пассажиров устанавливаются грузовые контейнеры., либо груз складывается на пол и прикрепляется к нему. В санитарном варианте самолёт вмещает носилки с больным и сопровождающим врачом .
Модификации
Заказчикам на выбор предлагались
Як-58АС Сельскохозяйственная модификация.
Як-58АТ Аэро-такси для перевозки пяти пассажиров.
Як-58М Медицинская модификация для перевозки одного больного с одним сопровождающим (медиком).
Як-58С Грузовая модификация для перевозки до 600 кг груза.
Як-58L Модификация салона повышенной комфортности для четырёх пассажиров.
ЛТХ Як-58
Размах крыла, м 12.70
Длина самолета, м 8.55
Высота самолета, м 3.16
Площадь крыла, м2 20.00
Масса, кг - пустого самолета 1360
- максимальная взлетная 2125
Тип двигателя 1 ПД М-14ПТ мощностью 1 х 360 л.с.
Максимальная скорость, км/ч 280
Крейсерская скорость, км/ч 250
Дальность действия, км 1000
Практический потолок, м 4000
Экипаж, чел 1
Полезная нагрузка: 6 пассажиров или до 600 кг груза
В настоящее время проект закрыт, перестройка, похоже, близкая родственница анархии. Внучка, наверное.