ЕМУ БЫ БЫТЬ РАКЕТОЙ …

Игорь Афанасьев/ Владимир Бобков

Авиация и космонавтика России понесли тяжелую утрату. 4 февраля 1992 г. на 87 году жизни скончался Заслуженный деятель науки и техники РСФСР, лауреат Ленинской премии, инженер-полковник в отставке Павел Владимирович Цыбин.

П.В.Цыбин являлся выдающимся деятелем отечественной авиацонной и космической техники, другом и соратником С.П.Королева. Под руководством Цыбина в 1940-1946 гг. в СССР были созданы десантные планеры, принявшие участие в Великой Отечественной войне как средство доставки снаряжения партизанам.

В 1946-1954 гг. он разрабатывал летные модели экспериментальных аппаратов перспективных схем, ш частности, с крылом обратной стреловидности для полета на сверхзвуковых скоростях, а впоследствии участвовал в испытаниях первых образцов отечественных баллистических и крылатых ракет.

В 1955-1959 гг. П.В.Цыбин возглавлял опытное конструкторское бюро, в котором разрабатывал сверхзвуковой самолет-разведчик с крейсерской скоростью, почти в три раза превышающей скорость звука. Одновременно ш 1958 г. по договоренности с Главным конструктором С.П.Королевым им был выполнен проект возвращаемого с орбиты пилотируемого планирующего космического аппарата. Эти разработки П.В.Цыбина носили авангардный характер и опережали свое время.

В 1961 г. П.В.Цыбин перешел на работу в опытное конструкторское бюро С.П.Королева, где стал руководить созданием беспилотной модификации космического корабля "Восток', спутника связи "Молния" и космического корабля "Союз".

С 1974 г. он стал заместителем Главного конструктора, а затем научным консультантом по теме "Буран". В последние годы жизни П.В.Цыбин руководил научно-исследовательскими работами в области создания воздушно-космического самолета.

За боевые и трудовые заслуги П.В.Цыбин был награжден орденом Ленина, двумя орденами Боевого Красного Знамени, орденом Красной Звезды, двумя орденами Отечественной войны, орденом Трудового Красного знамени и многими медалями.

Начиная с 1955 г. в ОКБ-256 Государственного комитета авиационной техники при Совете Министров СССР под руководством Главного конструктора П.В.Цыбина проводилась разработка проекта пилотируемого сверхзвукового дальнего бомбардировщика PC.

Отличительными особенностями проекта было применение воздушного старта с самолета-носителя Ту-95Н с последующим разгоном до крейсерской скорости 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет с помощью двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Расчетная суммарная дальность полета самолета PC могла составить 12500-13500 км. Эскизный проект по самолету PC был выпущен 31 января 1956 г.

В те годы в ОКБ С.М.Лавочкина и В.Н.Челомея разрабатывались беспилотные крылатые летательные аппараты "Буря" и "Буран", также имеющие межконтинентальныую дальность полета, достигаемую с использованием маршевого ПВРД с разгоном до крейсерской скорости, соответствующей числу М=3 при вертикальном старте с земли с помощью ускорителей с ЖРД.

Успехи в создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 конструкции С.П.Королева, первый пуск которой состоялся 15 мая 1957г., а полет на расчетную дальность 21 августа 1957 г., привели к тому, что в СССР работы по крылатым летательным аппаратам с межконтинентальной дальностью были прекращены.

Одновременно с работами по самолету PC ОКБ-256 вышло с предложением о создании сверхзвукового стратегического реактивного самолета-разведчика для проведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника.

31 августа 1956 г. вышло постановление правительства, а 15 января 1957 г. ВС сформулировал тактико-технические требования на самолет-разведчик, получивший обозначение: РСР.

Согласно этим требованиям. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета способным проводить разведку на удалении 1700 км от аэродрома базирования в любое время суток. Максимальная скорость самолета должна была достигать почти тройной скорости звука при высоте над целью 25.5 км. Эскизный проёкт. выпущенный 26 июня 1957 г., подтвердил реальность выполнения этих требований. РСР мог набрать высоту 20 км в течении 15 минут с момента взлета.

Скорость звука самолет проходил на высоте 8.5 км через 4 минуты после взлета. На высоте 10.7 км при скорости 420 м/с проводился сброс подвесных топливных баков, а после набора высоты РСР выполнял длительный полет с большой сверхзвуковой скоростью.

Максимальная высота полета самолета планировалась 26.7 км при скорости до 2800 км/ч (М=2.65), а дальность полета на высотах более 20 км при несколько меньшей скорости достигала 3760 км. Снижение самолета для захода на посадку могло начаться за 500 км до аэродрома. Длина разбега РСР составляла 1300 м при скорости отрыва с выпущенными закрылками 330 км/ч, угле атаки до 9° и взлетной тяге двигателей 9.5 тс. а длина пробега -1200 м при посадочной скорости 245 км/час.

Во время полета РСР должен был соблюдать режим радио- и радиолокационного молчания. Уже в то время обращалось внимание на обеспечение малого радиолокационного отражения от самолета за счет выбора соответствующей формы аппарата и применения радиопоглощающих покрытий для обшивки.

НМ-1 на испытаниях

Предусматривалось также выполнение кратковременного маневра с перегрузкой до 2,5 единиц с целью уклонения от ракет (горка с динамическим потолком 42 км) и применение средств создания активных и пассивных помех в радиодиапазоне.

Согласно эскизному проекту, аэродинамическая схема РСР имела ряд уникальных особенностей: крыло малого (1,67) удлинения со стреловидностью 58° по передней кромке имело сверхзвуковой аэродинамический профиль, образованный двумя трапециями с острыми передними и задними кромками (относительная толщина профиля составляла всего 2,5%); двигатели в обтекаемых мотогондолах были закреплены на концах крыла, что в сочетании с очень тонким фюзеляжем большого (18,6) удлинения обеспечивало самолету РСР достаточно высокое аэродинамическое качестве, равное 5,3 при угле атаки 5° и скорости полета, соответствующей числу М-2,65 на высотах 20-22 км.

Предусматривалась автоматическая перекачка топлива из подвесных топливных баков в задние баки и определенный порядок их выработки, при этом обеспечивалось оптимальное положение центра масс: на взлете 25%, на маршевом участке 45% и на посадке 26,4% средней аэродинамической хорды крыла, равной 8,08 м. Крыло имело элероны и закрылки, площадь которых составляла соответственно 4% и 7,7% площади крыла с подфюзеляжной частью.

Цельноповоротный вертикальный киль с относительной толщиной 3,5% имел угол отклонения +/-18°. Цельноповоротные плоскости горизонтального оперения имели тот же аэродинамический профиль, что и крыло, с относительной толщиной 3,5% и диапазон углов отклонения от 10° до -25°. Органы управления самолета РСР имели гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.

Подвесные топливные баки диаметром по 0,65 м и длиной по 11,4 м вмещали 4,4 т топлива. Конструкция крыла самолета РСР имела обшивку, выполненную из алюминиевого сплава Д-16Т, пять лонжеронов и набор нервюр. Масса квадратного метра конструкции консолей крыла составляла 30 кг. Для увеличения жесткости крыла на кручение при работе элеронов часть обшивки крыла выполнялась из алюминиево-бериллиевого сплава. Из этого же сплава выполнялась конструкция элеронов и цельноповоротных плоскостей оперения.

Фюзеляж самолета состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака.

Летчик самолета РСР, одетый в скафандр, размещался в гермокабине, давление воздуха в которой у Земли равнялось 780 мм рт.ст., а на максимальной высоте – 460 мм рт.ст. Температура в кабине при температуре наружного воздуха -60°С не должна была превосходить 30°С. На борту имелась автономная система кондиционирования воздуха в скафандре. В полете скафандр летчика вентилировался от основной системы вентиляции. При выходе ее из строя аварийная система наддува осуществляла вентиляцию скафандра в течении 15 минут. При разгерметизации гермокабины давление в скафандре "соответствовало давлению на высоте не более 11,5 км. Кислородное питание летчика подавалось независимо от герметичности кабины. Было предусмотрено катапультирование летчика при необходимости.

В фюзеляже размещались также один расходный топливный бак, турбоагрегат и вставной бак с пропаном, используемым в основном для целей охлаждения приборов и оборудования в сочетании с теплоизоляцией. Топливные баки самолета выполнялись из алюминиевого сплава Д-20. Температура обшивки планера РСР при достижении скорости соответствующей числу М=2,65 могла достичь 220°С, однако к этому времени масса самолета уменьшалась с 21 до 16 тонн, а скоростной напор с 3500 кг/кв.м до 2100 кг/кв.м и, таким образом, расчетные нагрузки на конструкцию снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева. Таким образом, удалось сохранить для всей конструкции самолета использование алюминиевых сплавов, не переходя к титановым сплавам и стали. Остаточные деформации за счет ползучести материала обшивки планера не имели места, т.к. штатная перегрузка в полете не превышала 1,2д, а количество циклов нагружения было мало.

По проекту предполагалось оснастить самолет РСР двухконтурными турбореактивными двигателями Д-21 разработки ОКБ-19 П АСоловьева с диаметром 1,23 м, которые были расчитаны на взлетную тягу 4,5-5 тс при удельном расходе топлива 2,6 кг/кгсч и номинальную тягу 2,2 тс на крейсерском режиме при скорости полета, соответствующей числу М 2,5 на высоте 20 км при удельном расходе топлива 2,05 кг/кгс ч. Масса каждого двигателя должна была составлять 900 кг. ресурс не менее 100 ч.

Самолет РСР должен был иметь шасси велосипедного типа, состоящее из передней и задней опор со сдвоенными колесами, двух поддвигательных опор с колесами и хвостовой опоры-костыля. Предусматривалось наличие и тормозного парашюта. Самолет РСР мог совершить взлет и посадку на аэродромы II класса.

Точность самолетовождения при полете по маршруту с использованием радиолокационных ориентиров через 500 км могла быть не хуже +/-10 км, а при выходе в район цели с использованием комплекса автоматических систем, включающего в себя астроинерциальную систему в сочетании с гировертикалью, курсовой системой, единым пилотажно- навигационным прибором, радиолокационным визиром и автопилотом – до 3-5 км.

Специальное разведывательное и оборонительное оборудование самолета РСР должно было состоять из: радиолокационного прицела с фотоприставкой и станции радиоразведки и установленных в носовом коке, способных производить разведку промышленных центров с расстояния 250 км и обнаруживать радиолокационные станции на расстояниях составляющих 125% от дальности их действия: фотоаппаратуры, расположенной за передним топливным баком, которая включала два фотоаппарата с фокусным расстоянием 1000 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм или фотоаппарат с фокусным расстоянием 1800 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм: оптического прицела для контроля; станции предупреждения об радиолокационном облучении самолета; оборудования создания активных и пассивных помех радиолокационным станциям.

Для отработки конструкции и бортовых систем самолета РСР на заводе в городе Подберезье Московской области был изготовлен пилотируемый самолет-аналог НМ-1 (натурная модель), оснащенный двумя турбореактивными двигателями АМ-5 с суммарной тягой 4 тс. Самолет НМ-1 имел центровку 25,5%САХ (достигалась балансировочным грузом в носу) и отличался более короткими крылом и фюзеляжем, состоящим из трех частей – носовой, центральной и хвостовой. В фюзеляже имелись два топливных бака и бак для гидросмеси; в хвостовой части размещался тормозной парашют. Крыло самолета НМ-1 в отличие от крыла самолета РСР по рекомендации ЦАГИ было дополнено небольшими аэродинамическими поверхностями ("ластами") с внешней стороны мотогондол. По конструкции шасси НМ-1 и РСР также несколько отличались друг от друга. У самолета НМ- 1 оно имело основную опору в виде лыжи в центральной части фюзеляжа, две подгондольные опоры, хвостовое колесо и взлетную тележку с двумя колесами, крепящуюся к лыже.

РСР ЭСКИЗНЫЙ ПРОЕКТ

Массовые сводки самолета РСР

Конструкция планера 4,05т

Двигательная установка 2,2т

Оборудование 1,85т

Подвесные баки 0,4т

Экипаж 0,1т

Резерв 0,4т

Топливо (керосин+пропан) 12,0 т

Взлетная масса самолета 21т

Посадочная масса 9,2т.

План первого полета самолета НМ-1 предусматривал взлет с тележкой, ее сброс, набор высоты 1500-1200 м и скорости 500 км/ч, полет по коробочке, расчет на посадку и посадку на лыжу. Общая продолжительность полета должна была составить 15 минут.

7 апреля 1959 г. в 10.55 летчик-испытатель Ахмет-Хан Султан начал разбег. Отрыв самолета НМ-1 от Земли имел тройной характер. Первый раз отрыв произошел через 26 секунд после начала разбега при скорости 285 км/ч. Второй отрыв произошел при скорости 305 км/ч. Третий отрыв был выполнен на 30 секунде при скорости 325 км/ч. Летчик-испытатель не совсем четко выполнял рекомендации по взлету, а именно производил взлет на большей скорости (вместо 220 км/ч) и меньшем угле атаки (вместо 9-10°). Сброс тележки был выполнен на 44 секунде с высоты 40 м при скорости 400 км/ч. При ударе об землю тележка разбилась. В дальнейшем сброс тележки стал производиться с высоты, большей 150 м и с парашютом. По замерам с сопровождающего самолета Як-25 самолет НМ-1 достиг скорости 500 км/ч и высоты 1500 м.

В полете летчик-испытатель ощущал слабые покачивания самолета НМ-1 по крену, которые легко парировались элеронами. На высоте 200 м летчик убрал газ и начал планировать со скоростью от 380 до 275 км/ч. Вертикальная скорость снижения на высоте 35 м при скорости 360 км/ч была – 5 м/с, а на высоте 1 метр при скорости 285 км/ч снизилась до -0,5 м/с.

В момент касания Земли скорость была 275 км/ч. Посадка была выполнена также на большей скорости (на 90 км/час) и при меньшем угле атаки. Через 4 секунды после касания был выпущен тормозной парашют. Во время пробега через 9,5 секунд при скорости 186 км/час воспламенилась подошва лыжи, однако в конце пробега огонь исчез. Из-за большой скорости посадки длина пробега составила 1180 м (вместо 740 м). При посадке отмечались ударные перегрузки (от 0,6 до 1,95 единиц). Время первого полета составило 12 минут.

Вскоре были выполнены следующие полеты (3 и 9 июня 1959 г.). По результатам первых полетов было выявлено, что самолет устойчиво выдерживает направление взлета; органы управления эффективны, начиная со скорости 60 км/ч; при разбеге и пробеге при скорости 100-200 км/ч есть тряска; взлет затруднен из-за большого усилия на ручке; имеются покачивания по крену в полете; самолет обладает хорошей летучестью при посадке; по управлению, выполнению взлета. построению расчета на посадку и выполнению посадки самолет НМ-1 проще, чем самолеты типа Су и МиГ.

Всего на самолете НМ-1 было выполнено 32 полета. По результатам летных испытаний НМ-1 в проект самолета- разведчика РСР были внесены коррективы, направленные на улучшение управляемости и увеличение надежности самолета. Эти изменения привели к тому, что по внешнему виду самолет, получивший на рабочих чертежах обозначение Р-020, достаточно сильно отличался от эскизного проекта. Так, разработчики резко (почти в два раза) уменьшили площадь горизонтального хвостового оперения; длину хвостового обтекателя с баком и тормозным парашютом также несколько уменьшили. Основной и единственной управляющей поверхностью крыла стали элероны стриммерами. При сохранении общей конфигурации, геометрические размеры самолета Р-020 также изменились: он стал несколько длиннее прототипа. В передней части носового конуса появилась штанга ПВД. Носовая часть с антенной РЛС имела характерную диэлектрическую радиопрозрачную панель в нижней части носового обтекателя. Объективы фотоаппаратов для аэрофотосъемки во время полета закрывались большой плоской шторкой, которая при работе этих оптических приборов сдвигалась назад по направлению полета. Применение новой основной опоры шасси (вместо двухколесной опора стала четырехколесной и получила лыжу между спаренными колесами, ограничивающую проседание пневматиков при посадке) привело к отказу от использования колесных подгондольных опор. Так как новая основная опора в сочетании с двухколесной носовой обеспечивала необходимую устойчивость самолета при разбеге и пробеге, для предохранения от касаний мотогондолами полосы проектанты пошли на применение дополнительных (поддерживающих) лыж-костылей, которые вместе с гидравлическим механизмом их уборки и выпуска размещались в нижней части мотогондол характерной формы. С учетом рекомендаций ЦАГИ для увеличения аэродинамического качества самолета Р-020 разработчики сначала хотели применить концевые "ласты" за мотогондолами, но затем от них отказались. хотя на чертежах остались рудиментарные пластины, которые заметного влияния на аэродинамику самолета не оказывали.

Полностью разработанные рабочие чертежи были переданы для изготовления головной серии из пяти самолетов РСР (Р-020) на завод в г.Улан-Удэ. В это время ОКБ-256 по решению Н.С.Хрущева закрыли, работы по самолету РСР были переданы в ОКБ-23 В.М.Мясищева. Прорабатывалась возможность сборки самолета на заводе им.Хруничева в г.Москве, принадлежащем этому ОКБ. Затем, после того, как ОКБ-23 вошло в состав ОКБ-52 В.Н.Челомея, новый генеральный конструктор некоторое время оказывал поддержку П.В.Цыбину в работе над самолетом РСР, но потом из-за того, что работы вошли в противоречие с основной тематикой ОКБ. охладел к самолету-разведчику.

По воспоминаниям военпреда завода в Улан-Удэ В.Пажитного, головная серия самолетов РСР была практически изготовлена, однако поставка двигателей задерживалась, когда руководство завода получило распоряжение о прекращении работ по теме РСР и разрезке самолетов. Рабочие отказались выполнять эту работу, обосновывая свои требования тем. что в самолеты было вложено много их труда и они не смогут своими же руками уничтожать свою работу. Руководство "проявило гибкость": работы прекратились, самолеты были законсервированы и отправлены на дальнее хранение, а через три-четыре года их тихо и без огласки растащили на металлолом. Препарированная часть центральной секции фюзеляжа РСР и баки этого самолета, покрытые теплоизоляцией, долгое время валялись в демонстрационном зале МАИ.

Самолет – аналог НМ-1 1 фюзеляж 2 крыло 3 гондола двигателя 4 законцовки крыла 5 законцовки крыла, рекомендованные ЦАГИ 6 элерон 7 цельноповоротное горизонтальное оперение 8 хвостовой кок 9 киль 10 хвостовая опора 11 основная опора шасси 12 носовой обтекатель

НМ-1

АВИАЦИОННЫЙ МИР