Авиационный сборник 1993 01

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.