Авиационный сборник 1993 01

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.