Авиация и космонавтика 2003 12

Осенью 1980 года в НИИ ВВС в штопоре на МиГ-27 погиб летчик Л Иванов. В испытательном полете на определение маневренных характеристик, летчик потерял скорость и свалился в штопор. Высота оказалась небольшой, а специальной подготовки для выхода из ситуации он не имел и, не успев покинуть самолет, врезался в землю на полигоне.
Тяжелой утратой стала гибель одного из ведущих специалистов НИИ ВВС, заслуженного летчика-испытателя полковника Н И Стогово, разбившегося на МиГ-27 в Ахтубинске при невыясненных обстоятельствах. Летчик, только что получивший звание Героя Советского Союза за участие в боевой работе в Египте, 28 апреля 1982 года выполнял облет серийного самолета после регламентных работ. На высоте 6000 м самолет несколько раз по дуге набирал высоту и снижался, а затем пошел к земле, разгоняясь и увеличивая угол пикирования Перед самым удором летчик полностью взял ручку но себя, но было уже поздно. Через мгновение самолет врезался в землю. Тайну случившегося летчик унес с собой: Стогов в полете не выходил на связь и, видимо, на время потерял сознание, хотя и отличался завидным здоровьем.
С учетом опасности штопора эксплуатационные ограничения были назначены с изрядным запасом: если при прямом крыле сваливание грозило при выходе на углы 26-28°, то предельно допустимый угол составлял в полтора раза меньше – 16° (по совпадению, равняясь стреловидности крыла); при сложенном крыле и стреловидности 45° и 72", когда возрастал запас продольной устойчивости по перегрузке, предельно допустимый угол атаки равнялся 22° (сваливание наступало при 28- 32°). При грамотном пилотировании без выхода на ограничения, как гласило заключение испытателей, самолет "обладает удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета".
Для предупреждения летчика о близости опасных режимов был введен целый ряд конструктивных мер. В кабине на самом видном месте находился указатель угла атаки УУА-1А с крупной хорошо читаемой шкалой. Еще один сигнализатор предельно допустимых углов СУА-1 сообщал об опасности более броско – вспыхивающей лампой. Тряску но ручке, сопутствующую близости сваливания и привычную по другим машинам, имитировало устройство рычажно-импульсной сигнализации РИС.
Позднее на самолете были внедрены и более радикальные конструктивные нововведения, активно воздействовавшие на управление самолетом. Система автоматического управления в исполнении САУ-23Б1 получило перекрестные связи в каналах тангажа и крена. САУ с перекрестными связями и новым автоматом загрузки АРЗ-1А 5-й серии позволила улучшить поведение самолета но больших углах атаки, демпфирование и характеристики сваливания. Поначалу, из соображений экономии, собирались оборудовать самолет только одной из этих систем, но сами по себе они не решали проблемы и потребовалось внедрить и ограничительный механизм, и повышавшую устойчивость САУ. Ручку управления оснастили ограничителем хода с толкателем, который препятствовал выводу самолета но опасные углы. При энергичном взятии ручки на себя шток толкателя отправлял ее вперед, причем скорость его хода зависела от темпа задирания носа, исключая возможность динамического заброса на больший угол.
(Продолжение следует)
  
F-111
 
Михаил НИКОЛЬСКИЙ
Продолжение. Начало в "АиК" No 11/03.
Основные "болевые точки" самолета удалось определить задолго до первого полета. Во-первых, сбылись предсказания провидцев, считавших неизбежным рост массы палубной модификации В конце 1963 г. проектировщики представили уточненные весовые расчеты, согласно которым масса F- 111В увеличивалась на 8000 фунтов (3600 кг) ВМС потребовали прекратить разработку ненужного им самолета. Не вышло Мокнамара лично встал на защиту F-1 11В, обратив, однако, внимание конструкторов на настоятельную необходимость снижения массы самолета. Была даже принята специальная программа SWIP (Super Weight Improvement Program – программа улучшения весовой отдачи) Вторая токая программа, первая называлось Weight Improvement Program, без Super. Но успешной она не стала. После того, кок надежд не оправдало программа SWIP, появилось программа Collosal Weight Improvement Program – видимо, кто-то из участников программы проявил своеобразное чувство юмора. «Колоссальная» программа принесла самолету F-111B пользы не многим больше, чем пушка «Колоссаль» кайзеровской Гермонии Мероприятия по программе SWIP позволили снизить массу планера на 2270 кг. Впрочем, этого все равно было мало.
В начале 1964 г специалисты НАСА пришли к выводу, что сопротивление планера будет гораздо больше расчетного, из-за этого снизится дальность сверхзвукового броска на малой высоте – один из ключевых параметров в требованиях ВВС Заместитель министра ВВС Александр Флэкс потребовал приостоновить проектирование и радикально переработать аэродинамику самолета Представители фирмы Дженерал Дайнемикс вступили в жесткую полемику с НАСА, доказывая правильность результатов своих продувок в аэродинамических трубах Промышленность победило в споре науку, но наука оказалась права. Возможность реализовать предложения ученых существовала По оценкам критиков программы, вносить серьезные изменения в конструкцию можно было вплоть до декабря 1964 г., до первого полета.
Компоновка в основном соответствовала схеме, предложенной НАСА – высокоплан с крылом изменяемой стреловидности и разнесенными шарнирами В хвостовой части фюзеляжа расположены два двухконтурных турбореактивных двигателя.
Фюзеляж типа полумонокок Основным силовым элементом конструкции является Т-образная балка. Кабина экипажа двухместная, кресла летчиков расположены рядом. Основной конструкционный материал фюзеляжа – алюминиевый сплав 2024-Т851, отдельные наиболее нагруженные узлы изготовлены из стали и титановых сплавов. Масса титана в конструкции планера составляет примерно 700 кг. Обшивка кессонов крыла и киля представляет собой механически обработанные панели из алюминия, остальная обшивка – слоистые панели толщиной 22 мм из алюминия с сотовым заполнителем.
Крыло четырехлонжеронное с конической круткой носка, профиль – NACA-63, толщина которого уменьшается от корня к концу плоскости. Обшивка плоскостей крыло – фрезерованная, работающая Механизация крыла состоит из предкрылков и двух- щелевых закрылков Фаулера, закрылки отклоняются при угле стреловидности не более 26 град Отклонение предкрылков возможно только после выпуска закрылков но угол более 15 град. На верхней поверхности подвижных частей крыла установлены интерцепторы.
Неподвижная часть крыла занимает около 20% общей площади Шарниры крыла расположены примерно на 25% концевой хорды неподвижной части. Шарнир полностью вписывается в крыло, которое, однако, в месте расположения шорнира имеет небольшую выпуклость.
Диапазон изменения углов стреловидности – от 16 до 72,5°. Крыло может быть зафиксировано в любом промежуточном положении, но «штатными» считаются четыре положения:
16° – взлетное, 
26° – посадочное и крейсерский полет на дозвуковой скорости, 
50° – крейсерский полет на сверхзвуковой скорости, 
72,5° – режим полета на максимальной скорости. 
В положении максимальной стреловидности заднюю кромку крыла от передней кромки стабилизатора отделяет всего 25 см – минимальный зазор, гарантирующий от соприкосновения аэродинамические поверхности при их колебаниях в полете Механизм изменения стреловидности представляет монолитную стальную балку длиной 4,3 м, сужающуюся к концам, где находятся оси шарниров крепления подвижных консолей крыла. Система привода крыла включает два винтовых домкрата, синхронизирующий вал и механизм обратной связи. Шариковые домкраты приводятся в действие двумя гидромоторами мощностью по 100 л.с. Моторы запитаны от независимых гидросистем, при отказе одной из них мощности одного мотора хватает для изменения стреловидности крыла. В состав механизма изменения стреловидности также входят червячная и планетарная зубчатая передача. Механизм исключает возможность асимметричного изменения стреловидности