Экспериментальный дальний бомбардировщик «150».

Разработчик: Алексеев
Страна: СССР
Первый полет: 1951 г.

Творческая биография Героя cоцтруда Семена Михайловича Алексеева полна разнообразными видами авиационной техники. Но основное место в собственности все-таки самолетам. За пять послевоенных лет под его управлением были созданы истребители, бомбардировщики и штурмовики.

Они связаны между собой именем авиаконструктора, но лишь два из них, с виду совсем непохожие, имели несколько неспециализированных показателей, обозначивших преемственную сообщение, не обращая внимания на разрыв в четыре года.

Одноместный истребитель И-215Д (1948 г.) и пятиместный бомбардировщик «150» (1951 г.) имели по два турбореактивных двигателя и были оснащены велосипедным шасси. В случае если первая машина — итог долгой доработки И-211, то второй самолет был создан по особому заданию, без родных прототипов. По главным параметрам — взлетному весу, размерности и бомбовой нагрузке он занимал промежуточное положение между фронтовым бомбардировщиком Ил-28 и дальним Ту-16.

Тактико-технические требования к новому бомбовозу были составлены руководством Дальней бомбардировочной авиации ВВС и согласованы в МАП с помощником министра по науке С.Н.Шишкиным. Взяв задание на постройку и проектирование изделия «150» во второй половине 1948 года ОКБ-1, руководимое С.М.Алексеевым, держало тесную сообщение с ЦАГИ.

Оттуда конструкторы приобретали советы ведущих экспертов по прочности и аэродинамике С.А.Христиановича, Г.П.Свищева, А.И.Макаревского, В.Н.Беляева и других. В разработку бортовых установок и систем были вовлечены многие организации авиапрома и других индустрии.

Тяжело решался вопрос о выборе силовой установки. Применение двух крупноразмерных ТРД А.А.Микулина привело бы к перетяжелению самолета и усложнению его компоновочной схемы с аэродинамическим сопротивлением. Эти недочёты, как казалось на первый взгляд, будут с лихвой компенсированы большим тяговым упрочнением двух АМРД-03 по 5000 кГс.

Главному конструктору стоило больших упрочнений убедить ведущих работников ОКБ-1 в целесообразности применения менее замечательных, но по весу, относительному удлинению и миделю более приемлемых ТРД АЛ-5. За этими двигателями в ОКБ А.М.Люльки. Основной отправился сам, и итог не замедлил сказаться: вначале расчеты, а после этого летные опробования подтвердили правильность выбранного ответа.

Разработкой компоновки бомбардировщика и общего вида в бригаде новых проектов руководил инженер Вокке и его помощник И.Л.Макаров. Трудились в контакте с другими подразделениями КБ, и самый тесно с отделом аэродинамики, во главе которого стоял инженер Л.В.Балкинд.

В целом самолет вырисовывался гармонично и скоро. Рабочий проект воображал собой кладезь остроумных инженерных ответов. Не считая велосипедного шасси, в конструкции самолета были воплощены: стреловидное крыло, пилонная подвеска двигателей, Т-образное стреловидное хвостовое оперение и др., потом много раз использованные у нас и за границей для гражданских самолётов и военных.

Весьма интересно были устроены электрогенератор с ветроприводом, противообледенительные электрообогреватели в носках крыла, оперения и в обечайках воздухозаборников, сотовые топливные баки, электромеханическая совокупность управления и т.д.

Необычайные, редко видящиеся ответы, вышеперечисленные, хороши отдельного разбора. Начнем с велосипедного шасси.

Мысль «велосипеда» пришла в авиацию еще в 1907 году вместе с летательным аппаратом РЭП французского изобретателя Робера Эсно-Пельтри. Но тогда, при хвостовой опоре и трех воистину велосипедных колесах (одно под фюзеляжем, чуть впереди центра тяжести, и два на финишах крыла), она не стала распространена. Только в конце 40-х годов, в то время, когда назрела необходимость значительного понижения веса конструкции реактивных самолетов, некогда забытая велосипедная схема обратила на себя внимание.

Для работников ОКБ-1, каковые прежде занимались гидросамолетами И.В.Четверикова, для экспертов из Германии и многих сотрудников МАП велосипедная схема казалась неприемлемой. Это подтверждал неудачный опыт ОКБ А.С.Яковлева с истребителем Як-50, что сносило с полосы боковым ветром.

Обстоятельством неудачи применения велосипедного шасси на Як-50 было… стреловидное крыло (+45°) и связанный с ним громадный вынос подкрыльных дутиков назад, за ось основных колес (они не имели «приседания») и что самый принципиально важно, — за центр тяжести самолета. Это увеличило плечо разворота автомобили около прижатой ветром боковой ноги, а несовершенство конструкции носовой одноколесной стойки не разрешило мешать сносу.

При посадке на мокрую либо обледеневшую полосу Як становился фактически неуправляемым (как УТ-2 на воздушной подушке А.Д.Надирадзе в 1941 г.). У созданного ранее самолета И-215Д вспомогательные стойки убирались под гондолы двигателей и в выпущенном положении имели к тому же маленький передний вынос довольно задних колес, фактически совпадая с центром тяжести.

Соперники «велосипеда» на это основное отличие внимания не обратили. Исходя из этого С.М.Алексеев решил наглядно показать им не только «приседание», но и обычную работу велосипедного шасси в целом. На территории волжского завода № 21, где Алексеев трудился до 1 сентября 1948 года, стоял бездействующий, но летнопригодный истребитель И-215Д.

Герой Советского Союза летчик-испытатель И.Е.Федоров дал согласие перегнать его оттуда на базу ОКБ-1. Перелет с посадкой на аэропорте ЛИИ МАП2 (транзитом), нужной для ограниченной дозаправки горючим из-за маленькой посадочной площадки в конечном пункте маршрута, прошёл в октябре 1949 года.

Летчик виртуозно продемонстрировал пилотаж с глубокими виражами, а после этого, к удивлению публики, которая высыпала из отделов и цехов, лихо гонял по лужам и грязи, обосновывая возможность резких восьмёрок и разворотов на велосипедном шасси без всякого бокового заваливания, о котором твердили скептики. Эти энергичные рулежки Федорова на предельных скоростях разворота в итоге развеяли все сомнения.

«Приседание» задней ноги на разбеге происходило за счет… взлетного веса самолета. В конце разбега пилот ставил кран управления шасси во взлетное положение, часть гидросмеси выжималась из цилиндра и, проходя через его боковые жиклеры, сливалась в маслобак. Жидкость, оставшаяся над поршнем в 63% количества цилиндра, удерживала приседающий самолет рабочим давлением гидросистемы, которая за маленький количество стала называться шассийного гидроагрегата.

Из-за громадного гидравлического сопротивления жиклеров масло покидало цилиндр весьма медлительно, самолет осаживался на заднюю ногу неспешно и набирал собственные положенные 3° вздыбливания только к концу пробега. По окончании взлета перестановка крана в положение «УБРАНО» содействовала подаче жидкости под поршень и полному сливу ее из головки цилиндра. Колеса (2x1450x520 мм) скрывались в собственную нишу, которая закрывалась поворотными створками с внутренними осями вращения.

Носовая двухколесная нога (2x1000x300 мм) убиралась назад по потоку, и ее ниша закрывалась щитками снаружи.

Чтобы не было сноса боковым ветром передняя стойка имела замечательный рулевой привод и спаренные колеса предельно широкой колеи (разноколейность передней и задней пары улучшала прохождение колес по не сильный грунту). Боковые вспомогательные опоры были подвешены в первых рядах законцовок крыла с целью выноса их дутиков за ось задних колос вперед и уменьшения плеча на разворот около прижатой стойки. Для этого сделали достаточно долгие (более шести метров) обтекатели для боковых опор.

От первого варианта размещения маленьких стоек под гондолами двигателей отказались, дабы применять концевые обтекатели в качестве весовых противофлаттерных балансиров. Потом, уже на летавшей машине, их доработали под концевые шайбы. Это внес предложение аэродинамик Л.В.Балкинд в отыскивании понижения торцевого перетекания воздуха, в то время, когда встал вопрос об устранении самопроизвольной поперечной раскачки, переходившей в раскачку по всем осям.

При заходе на посадку в диапазоне высот от 300 м до 150 м машина впадала в болтанку около собственного центра тяжести подобно вращающемуся волчку. По окончании повышения высоты обтекателей заострением их нижних кромок раскачка исчезала. В один момент снизилось индуктивное сопротивление крыла и повысилась эффективность элеронов.

Конструкция бомбардировщика цельнометаллическая. Фюзеляж сверхсложных криволинейных форм с цилиндрическим участком посередине. В носовой территории, являющейся оживальное тело вращения, была устроена четырехместная гермокабина.

По правому борту был сделан прямоугольный вырез для герметичного входного люка. Он оказался маленьким, т. к. расположен был ниже строительной горизонтали, но наряду с этим достаточным для прохода человека в полный рост по наклонной лестнице, убираемой вовнутрь. Навигатор-бомбардир имел передний обзор через сферический лобовой колпак и верхне-боковой — через наборное остекление фюзеляжа.

Он пользовался бомбардировочным прицелом ОПБ-5СН с курсовым стабилизатором АП-5 для бомбометания с горизонтального полета по неподвижным и движущимся целям.
Под неспециализированным многопереплетным фонарем пребывали: летчик -начальник экипажа на левом сиденье, второй пилот — оператор РЛС, справа и позади от начальника на приопущенном кресле с частично ограниченным обзором, и стрелок, пользующийся верхним поворотным перископическим прицелом ПСП-150. Не считая прицела летчика для ведения огня из передней пушки, агрегатов системы и приборного оборудования жизнеобеспечения, другая начинка фюзеляжа была размещена вне гермокабины.

Это неподвижная правая пушка Ш-23 с боекомплектом, дистанционно-управляемая башня ДБ-23 с широкоугольным обстрелом задней полусферы из двух подвижных пушек Ш-23 (при попадании хвостового оперения на линию прицеливания срабатывал прерыватель стрельбы, не сковывающий управляющих перемещений стрелка). В нижнем обтекателе (его именовали «бородой») пребывали агрегаты и блоки панорамного радиолокатора, антенна которого прикрыта снизу радиопрозрачным колпаком.

Переднюю часть «бороды» занимали две посадочные фары. Под кабиной экипажа — ниша носовой ноги шасси.

Потом — медлено сопряженный цилиндрический участок фюзеляжа длиной около семи метров и диаметром 2,7 м, в которого был бомбовый отсек, талантливый вместить бомбы разного калибра неспециализированным весом от 1500 до 6000 кг. Набор бомбовой нагрузки варьировался в зависимости от боевого задания. Большую часть отсека возможно было занять дополнительными встроенными баками с керосином, снабженными устройством аварийного сброса. Восемь стационарных баков фюзеляжа имели совокупность аварийного слива горючего.

Интерес воображает сотовая защита баков от огня соперника. Множество тонкостенных дюралевых бачков (тюбиков) были как сообщающиеся сосуды помещены в вертикальном положении вовнутрь громадных баков-отсеков.. Это предотвращало громадную утечку горючего при прострела бака, в то время, когда керосин покидал бы междубачковое пространство, а в тюбиках оставался в большом количестве.

Заправка всех баков -через верхние горловины.

Сборка фюзеляжа производилась на бесстрингерном каркасе креплением больших прессованных панелей к шпангоутам и 38 лонжеронам. Корпус состоял их двух технологических подробностей, стыкуемых в общей плоскости 18-го и 19-го шпангоутов в зоне крепления третьего лонжерона уборки задней ноги шасси. Хвостовой участок фюзеляжа за цилиндрической территорией суживался от круглого сечения до вертикального овала шириной 0,75 м у кормовой стрелковой башни ДБ-25.

В задней гермокабине — стрелок-радист, что, пользуясь коллиматорным прицепом ПСК-81, имел возможность вести пламя из двух подвижных пушек Ш-23. Как и другие члены экипажа, он имел катапультируемое сиденье на случай аварийной обстановке.

Крыло маленького сужения 1,9 имело стреловидность 35 град. по линии фокусов и было собрано из разных профилей по размаху. От корня до плоскости пилона (нервюра Ns 3) дужка имела симметричный профиль ЦАГИ С-Юс-9 относительной толщины 11%. Потом, до нервюры № 4 шел переходный профиль к несимметричному ЦАГИ СР-3-12 относительной толщины 11,75%, что образовывал обводы дозаконцовки.

Отрицательное поперечное V имело перелом в плоскости нервюры № 4 от 0° по нижней поверхности центроплана до — 20° по низу консолей.

Технологическое членение крыла предусматривало разделение его на четыре части. Две секции центроплана неспециализированным размахом 11,5 м соединялись фланцевым стыком в плоскости симметрии самолета (нервюра № 1), а две отъемные консоли крепились к центроплану в плоскости 4-й нервюры. Герметичные клепанные кессоны центроплана являлись ёмкостями для горючего и крепились к внутренним узлам фюзеляжа над бомбовым отсеком.

Любой пилон двигателя крепился тремя болтами кусиленным нервюрам № 3, а гондолы вспомогательного шасси держались на четырех болтах концевых нервюр № 7. По верху крыла в плоскости второй и пятой нервюр были приклепаны аэродинамические перегородки. Обшивочные панели крыла были подкреплены внутренним гофром из прессованных П-образных профилей, и, так же как и панели фюзеляжа, трудились на прочность при изгибе и кручении.

Взлетно-посадочная механизация крыла представлена парой двухсекционных закрылков неспециализированной площадью 16,4 м2 с разрезом, перпендикулярным осям вращения в зоне переходного профиля крыла. Поворот закрылков на 33° при посадке и взлёте производился электроприводом, неспециализированным для обеих секций, и происходил около петлевого шомпола по низу крыла.

Щелевые элероны выполнены трехсекционными чтобы не было заклинивания их осей в подшипниках подвески при деформациях концевых частей крыла в полете. Количество разрезов получено расчетно-графическим методом, а их положение — в зависимости от местных прогибов крыла. Разделение подвижных органов повышало их боевую живучесть.

Подобную цель преследовали при разбиении на секции рулей хвостового оперения.

Конструкция агрегатов хвостового оперения во многом похожа на конструкцию крыла и его механизации. Стреловидный (45°) киль образован профилем ЦАГИ С-9с-9 в корне, переходящим в модифицированный профиль ЦАГИ на вершине. Веретенообразный обтекатель узлов стыка киля с консолями стабилизатора (стреловидность 40°) был на высоте 4,5 м от ОГФ. В его удлиненном носке установлена антенна радионавигационной аппаратуры.

Горизонтальное оперение имело угол установки +3°30? для продольной балансировки и хорошее поперечное V=8° для улучшения продольной управляемости на громадных углах атаки (рекомендовано ЦАГИ по окончании продувок). Для улучшения путевой устойчивости под хвостовой частью фюзеляжа установили два фальшкиля с развалом в стороны, что кроме этого было следствием продувок 3/4-ной модели самолета в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ.

Особенного внимания среди бортовых совокупностей самолета заслуживает совокупность управления. Она не имела классических гидравлических бустеров и приводов, без которых в начале 50-х гг. казалось неосуществимым управление не только тяжелым самолетом, но и истребителем. Вместо простых тяг тросов и качалок, трудящихся на сжатие, изгиб и растяжение, совокупность оснастили валами, трудящимися на кручение от крупношаговых винтовых пар, приводимых в перемещение независимыми электроприводами.

Электромоторы были расположены вблизи закрылков и рулевых поверхностей. Их проводка была более удобной для прокладывания ее в агрегатов для того чтобы большого самолета, как «150», если сравнивать с механической и гидравлической коммуникациями. Предложенная электромеханика была встречена неоднозначно.

Говорили о непреодолимости трения в винтовых передачах, о трудностях ходовых винтов и подгонки муфт, их многодельности при сборке и изготовлении. Кое-какие сомневались в надежности электрической совокупности цепи: летчик — генератор — электродвигатель -руль. Было нужно снова убеждать, но в этом случае и убеждаться самим.

Важное опасение приводило к обесточиванию самолета при отказа обоих двигателей в полете. Было нужно устроить резервный ветрогенератор, производимый из фюзеляжа в поток на поворотной штанге. Он имел многолопастную крыльчатку, маленький обтекаемый корпус и владел мощностью, достаточной для приборного электросистемы оборудования и работы управления кабины для ночного полета.

Для проверки механики соорудили маленькой стенд главного рулевого поста, где смонтировали нужные агрегаты совокупности управления с винтовыми парами без проводов и электромашин. Вопрос о трении отпал сходу, а до тех пор пока приспосабливались электрики, смирились и технологи. Дискуссия утихла, открыв дорогу новизне, воплощенной в конструкции летающей автомобили.

Управляющие рулями электродвигатели питались от генераторов силовой установки, складывающейся из двух турбореактивных двигателей АЛ-5. Тяга одного ТРД составляла 5000 кг. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор (входной направляющий аппарат именовали нулевой ступенью), 24 трубчатые камеры сгорания, регулируемое сопло и бензиновый турбостартер, расположенный во внут— рением коке диффузора.

Десятилитровые бачки с пусковым бензином были помещены в пилонах подвески ТРД.

Идею пи лонной подвески подали двигателисты ОКБ А.М.Люльки, каковые сталкивались с аналогичной установкой четырех ТР-1А на самолете Ил-22. Но в том месте, как и на бомбардировщике «140», обтекатели подвесных рам были медлено слиты с гондолами и с верхней обшивкой крыла зализами, исходя из этого настоящими пилонами не являлись.

Узкие стреловидные, т.е. настоящие, пилоны изолированной подкрыльевой установки двигателей были применены в СССР в первый раз на самолете «150». Вынос гондол двигателей за пределы крыла исключал их обоюдное влияние и улучшал тем самым аэродинамику крыла. На практике это дало большой эффект. Если сравнивать с мотогондолами, встроенными в крыло, пилонная подвеска хоть и владела чуть громадным сопротивлением, но наряду с этим значительно повышала подъемную силу крыла.

Аэродинамическое уровень качества, соответственно и дальность полета от этого заметно возрастали. Высоту пилонов лимитировало надёжное расстояние гондол (и их воздухозаборников) от почвы чтобы не было попадания в высоконапорные компрессоры посторонних предметов с ВПП, и достаточное их удаление от крыла для уменьшения вредной интерференции потока. Передний вынос двигателей был вычислен как оптимальное расстояние их центров тяжести от оси жесткости крыла. При стреловидности пилонов в 79°30?

ТРД делали функцию противофлаттерных грузов весом по 1300 кг любой и действенно гасили в полете самовозбуждающиеся изгибокрутильные колебания.

Постройка бомбардировщика началась в первой половине 50-ых годов двадцатого века на не хватает подготовленной производственной базе завода № 256. На протяжении агрегатно-сборочных работ шла реконструкция лабораторий и цехов. Большое количество хлопот в данной обстановке досталось главному инженеру завода Ф.П.Вознесенскому, но машина была выстроена в срок к 1 мая 1951 года.

Летные опробования начались только в июле, т.к. самолет было нужно перебазировать на другой аэропорт с достаточно протяженной взлетно-посадочной полосой. На новое место в г. Луховицы переехала и летная станция.

Первый вылет и все последующие 15 полетов на бомбардировщике «150» сделал Герой Советского Союза Я.И.Верников. Место пилота-оператора на опробованиях занимал бортинженер Е.Н.Жарков. В полетах учавствовали кроме этого радист и штурман. На самолете временно отсутствовало оборонительное оружие.

Опробование автомобили с пушками было поручено НИИ ВВС. Ведущим инженером на заводских опробованиях от ОКБ был С.Н.Рыбаков, а от ЛИИ МАП вместе с летчиком откомандировали ведущего инженера И.Н.Квитко. На полетах часто находился помощник главного конструктора П.Н.Обрубов, что до войны был помощником В.Н.Беляева по дальнему бомбардировщику ДБ-ЛК.

Все выстраданные создателями самолета новшества сработали без важных замечаний. Но были распознаны недочёты а также странности в поведении автомобили. Так, обнаружилась продольная неустойчивость по перегрузке и скорости, а на высотах 9-10 тыс. м при полетах на больших скоростях самолет был склонен к маленьким плавным продольным колебаниям при неподвижной ручке. Поперечная раскачка на понижении, переходившая во всеосную, была устранена доработкой конструкции (см. выше).

Но полного списка замечаний испытателей собрать не удалось. 9 мая 1952 года при заходе на посадку машина нежданно спарашютировала и упала на грунт раньше полосы, т.к. летчик зашел на посадку против солнца и не справился с самолетом. Было снесено шасси, повреждены фюзеляж и двигатели. Заводские опробования решили дальше не проводить, признав их завершенными.

Постройку второго экземпляра прервали, а 30 декабря 1953 года все работы по изделию прекратили.

Расчетные характеристики в основном были достигнуты, а кое-какие кроме того превышены. Большая скорость у земли 790 км/ч, на высоте 50 м получено около 850 км/ч, на высоте 5000 м — 970 км/ч, на высоте 10000 м — 930 км/ч. Зафиксированная посадочная скорость 210-215 км/ч.

Время комплекта высоты 5000 м — 5 мин., высоты 10000 м — 18 мин. Практический потолок 12500 м. Разбег на ТРД составлял 1200 м, а с применением стартовых твердотопливных ускорителей И.И.Картукова типа 129-1 (тяга 4?2000 кг, время работы 17 с) он уменьшался до 700 м. Пробег по окончании посадки 700 м. Дальность полета в зависимости от бомбовой нагрузки и сочетания топлива имела возможность изменяться от 1500 км до 4500 км. Громаднейшая длительность полета — 5,6 часа.

Обычный запас горючего 9000 кг, большой с тремя дополнительными баками в бомбоотсеке — 18800 кг. При весе безлюдного самолета в 26860 кг его обычный взлетный вес 38 т, большой — 47 т, а громаднейший посадочный вес 32 т.

Отвечавший заданным тактико-техническим требованиям бомбардировщик «150» предстоящего развития не имел, т.к. успешное освоение массового фронтового бомбардировщика Ил-28 и удачно проходившие Национальные опробования дальнего бомбардировщика Ту-16 ликвидировали необходимость автомобили промежуточного класса. К тому же в условиях разгара «холодной войны» освоение нового типа большого самолета сочли излишним.

Сломанный самолет «150» был разобран. Его фрагменты и агрегаты конструкций представлены в учебном ангаре 101 кафедры Столичного авиационного университета.

ЛТХ:

Модификация: «150»
Размах крыла, м: 24,10
Протяженность, м: 26,70
Высота, м: 7,60
Площадь крыла, м2: 115,00
Масса, кг
-безлюдного самолета: 26800
-обычная взлетная: 38000
-большая взлетная: 47000
Тип двигателя: 2 х ТРД АЛ-5
Тяга, кгс: 2 х 5000
Большая скорость, км/ч: 970
Дальность полета, км: 4500
Практический потолок, м: 12500
Экипаж, чел: 5
Оружие: 5 х 23-мм пушки Ш-23
Бомбовая нагрузка: обычная 1500 кг, большая — 6000 кг.

Экспериментальный бомбардировщик «150».

Бомбардировщик «150». Схема.

Перечень источников:
Самолеты Мира. Ивнамин Султанов. Германские ОКБ по самолетостроению в СССР
Роман Астахов. Русская Сила. Дальний бомбардировщик «150»
Сайт «Уголок неба». 2008 страница: «Алексеев 150».

Экспериментальный дальний бомбардировщик «150».

Китай, что-то знает или о 150 тысячах солдат НОАК у границ.

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: