Высотный самолет для борьбы с аэростатами М-17 «Стратосфера».
Разработчик: ОКБ Мясищева
Страна: СССР
Первый полет: 1978 г.
50-60-е годы были временем конфронтации и противостояния двух великих держав: США и СССР. Беспрестанно проводились маневры стран НАТО с одной стороны и стран Варшавского договора — с другой. Американские высотные самолеты-разведчики U-2 постоянно патрулировали вдоль границ нашей страны. Правда, уже не забираясь вглубь: майский урок 1960 года, когда самолет-шпион U-2, пилотируемый Фрэнсисом Пауэрсом, был сбит под Свердловском, не прошел даром.
Не удивительно, что М-17 создавался так долго — все приходилось начинать с нуля. И если лебединая песня U-2 уже спета, то лучшие песни высотных самолетов ЭМЗ имени В.М.Мясищева еще впереди.
Начало разработки отечественного высотного самолета следует отнести к 1970 году, к тем временам, когда ни имя Генерального конструктора Владимира Михайловича Мясищева, ни наименование опытного конструкторского бюро, которое он возглавлял, не могло даже промелькнуть в печати, по радио, на телевидении. ОКБ и завод, которые возглавлял в качестве ответственного руководителя Генеральный конструктор В.М.Мясищев, называли просто «предприятие — почтовый ящик».
Когда в 1967 году В.М.Мясищев возглавил Экспериментальный машиностроительный завод, впоследствии названный его именем, одной из важных задач, поставленных перед ним, было создание высотного дозвукового самолета. Правда, задачи, стоящие перед этим самолетом, существенно отличались от тех, которые стояли перед самолетом U-2.
К этому времени на вооружении армии и ЦРУ США появилось новое средство доставки аппаратуры в воздушное пространство нашей страны — автоматические дрейфующие аэростаты, запускаемые с территории стран НАТО. Используя ветры, господствующие на больших высотах над территорией СССР, они пересекали нашу страну с запада на восток. Управляемые по радио, способные изменять по команде высоту полета практически от 0 до 45-50 км, эти воздушные шары могли нести не только аппаратуру, но и широкий спектр взрывчатых веществ, срабатывающих также по команде.
Наши ПВО вынуждены были использовать для уничтожения дрейфующих аэростатов ракеты типа «воздух-воздух», либо «земля-земля». Ясно, что стоимость уничтожения в десятки раз превосходила стоимость аэростата, выполненного из дешевой мейларовой либо дакроновой пленки. Более того, развертывание технических средств и подготовка аэростатов к полету не занимали много времени и поэтому массовый их запуск ставил под угрозу оборону СССР.
Еще задолго до получения задания на разработку авиационного средства для борьбы с автоматическими дрейфующими аэростатами Владимир Михайлович Мясищев поставил небольшой группе специалистов ОКБ задачу: проработать возможную аэродинамическую компоновку самолета, способного осуществить полет в стратосфере с наименьшей дозвуковой скоростью. При этом Генеральный конструктор, как обычно, в принципе обрисовал схему разрабатываемого самолета: прямое крыло очень большого удлинения; высокая весовая отдача; двигатель, способный преодолеть отрицательное влияние высоты на тяговые характеристики, и везде — учет уменьшения с высотой числа Рейнольдса, критерия подобия по вязкости. Все это в манере Владимира Михайловича: прежде чем что-то сделать, обдумать проблему самому, разобраться и наметить возможные пути реализации. Характерен для В.М.Мясищева и выбор проблемы. Как теперь стало известно, никто из Генеральных за создание подобного высотного самолета не брался — слишком необычна и нова для нашего самолетостроения была эта задача.
Недаром генерал-полковник А.Н.Пономарев, крупнейший специалист в области авиации, писал о В.М.Мясищеве и самолетах, созданных под его руководством: «Дерзновенное новаторство, взгляд даже не в завтра, а в послезавтра авиации. Стремление обогнать время…» Работа получила — по правилам того времени — наименование «тема 34». На чертежах прорисовывался легкокрылый самолет нормальной схемы с крылом большого удлинения, двумя двигателями, установленными на крыле, тонким фюзеляжем. Но как этот самолет полетит, сказать никто не мог. Мы при работе почувствовали и увидели столько проблем, сколько, на наш взгляд, решить было просто невозможно.
Во-первых, профиль крыла, который должен обеспечить высокие коэффициенты подъемной силы. Таких профилей не было. Во-вторых, резкое возрастание доли сопротивления трения в общем сопротивлении самолета при полете в стратосфере; далее — вопросы конструкции крыла, имеющего высокие массовые характеристики при большом удлинении; влияние чисел Рейнольдса, т.е. высоты полета, на характеристики турбины двигателя; весовые характеристики системы тягоуправления рулями высоты, рулями направления, элеронами; конструкция взлетно-посадочной механизации и шасси. Да разве все перечислить?! И сколько споров все это вызывало! А решались они, как правило, в кабинете Генерального. Своим тихим, спокойным голосом Владимир Михайлович приводил аргумент, который и становился, как теперь говорят, консенсусом, примиряющим все высказанные мнения. Иногда это было решение, которое мы не сумели найти, иногда симбиоз нескольких решений. И дело шло дальше.
Это теперь мы понимаем, что ко времени принятия в верхах постановления о разработке самолета В.М.Мясищев уже представлял, за какое дело берется, знал, что это будет самолет, в который он заложит свой инженерный талант, свой принцип — самолет должен обладать безусловной новизной и явиться шагом вперед.
После получения решения Правительства о разработке высотного дозвукового самолета для борьбы с дрейфующими аэростатами работа закипела. Мы уже знали задачи создаваемого самолета и привязывали схему и компоновку к технике пилотирования в стратосфере.
Учитывая, что самолет создается для борьбы с аэростатами, он должен был иметь небольшую скорость. Аэростат относительно самолета неподвижен, а пилот обязан его уничтожить, значит необходимо время на прицеливание. Надо было создать оружие, способное уничтожать аэростаты на высотах больших чем потолок самолета, и установить это оружие на борт. Надо было создать снаряды, взрыватель которых реагировал бы на тонкую оболочку аэростата. Диаметр аэростата приближался к 100 метрам, поэтому требовалось, чтобы снаряд проделывал в нем дыру в несколько квадратных метров, иначе из-за небольшой разницы давлений внутри и вне аэростата он очень долго продолжал бы дрейф и был способен выполнить задание.
К этому времени мы уже проштудировали знаменитый высотный U-2, изучили натурную конструкцию планера, используя остатки того, что осталось от U-2, сбитого под Свердловском, восстановили профиль крыла, внимательно следили за деятельностью Клэренса Джонсона, руководившего работами по созданию самолета-шпиона.
Печать сообщала о том, что пилоты U-2 объединены в специальные подразделения ВВС США, имеют отличительные шарфы и знаки на мундирах, садятся за штурвал U-2 только после колоссального налета на других самолетах, все время находятся под строгим контролем врачей и являются элитой ВВС.
U-2 при отдаче по топливу порядка 0,5 несет минимум аппаратуры, взлетает и садится только в тихую, практически безветренную погоду с обязательным сопровождением на параллельном курсе, сбрасывает при взлете подкрыльные стойки и т.д. Нам же нужен был нормально эксплуатируемый самолет, но способный летать выше, чем U-2.
Воссоздав, (конечно, теоретически) детище «Келли» Джонсона вместе со специалистами Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н.Е.Жуковского, мы подсчитали возможные летные данные U-2 и получили максимальную высоту полета, равную 21 км.
Поскольку заказчиками создаваемого нами самолета были войска ПВО, иногда контролировал работы по «теме 17» — так теперь называлась эта работа — Главнокомандующий войсками ПВО маршал Е.Я.Савицкий. Во время одного из визитов в ОКБ, маршал «обхаял» нашу работу, заявив, что его службы фиксировали U-2 на высотах гораздо больших, чем 21 км, и мы все неправильно рассчитали, а посему и заказанный нам высотный дозвуковой самолет у нас не получится. Мы спорили, показывали расчеты, горячились (основным оппонентом от нас был начальник отдела аэродинамики, один из авторов), но маршал был неумолим.
Владимир Михайлович же в споре не участвовал, смотрел на все это как бы со стороны, что нам казалось очень странным. Но уж тут ничего не поделаешь. Так и закончилось это совещание — маршал не отступил. И только когда совещание закончилось, он «раскололся», сказал, что его службы даже на этой высоте U-2 не фиксировали. И странное молчание Владимира Михайловича стало нам понятным.
В процессе работы мы поняли, что высотному самолету для обеспечения экономичного полета, во-первых, надо иметь несколько крыльев и менять их при наборе высоты; во-вторых, при полете в стратосфере на высотах 20 и более километров необходим профиль крыла с большой относительной вогнутостью, обеспечивающей высокий уровень подъемной силы и одновременно позволяющей продвинуться до больших дозвуковых чисел М полета. Тут происходит, как всегда в авиации, размен: либо большая скорость при меньших значениях подъемной силы, либо большие значения подъемном силы при малых скоростях, т.е. надо искать середину. Но наращивать скорость — значит проскочить аэростаты, большая же подъемная сила потребует компенсации больших значений лобового сопротивления. Это при том, что тяга турбореактивного двигателя при полете в стратосфере падает до величин, составляющих менее 3% от тяги двигателя на земле.
Решение о выборе двигателя, который в то время был создан под руководством Главного конструктора Колесова Петра Алексеевича в Рыбинском конструкторском бюро для самолета Ту-114, пришло не сразу. Вместе с ЦИАМ и сотрудником ОКБ Барышевым Н.Д. была проведена большая аналитическая работа по определению основ оценки влияния чисел Рейнольдса на характеристики различных типов современных двигателей ТВД, ТРД и ДТРД, которая позволила, с одной стороны, разработать необходимые методики, а с другой — показать области рационального использования указанных типов двигателей по высоте и скорости полета. Немаловажным при этом оказался вывод о том, что большая размерность газогенератора ВРД позволяет уменьшить отрицательное влияние высоты на его характеристики. Это привело к четкой ориентации на двигатель большой взлетной тяги, каким являлся двигатель РД-36-52, а это в свою очередь определило однодвигательный вариант самолета. Идти по пути Джонсона, который в однофюзеляжной схеме U-2 применял удлинительную трубу, мы посчитали неэффективным. У выбранного в окончательном варианте для самолета двигателе РД-36-51В от взлетной тяги в 20 тонн на высоте 25 км и числе М — 0,7 оставалось всего 600 кг тяги!
Аналогично дело обстояло и на других этапах создания самолета. По мере продвижения вставали новые проблемы. Например, как обеспечить срабатывание взрывателей поражающих средств — стишком тонком была оболочка аэростатов; как обеспечить разрушение значительной площади оболочки аэростата? Вопросы вроде бы и не для самолетного ОКБ, но решать их приходилось нам — так было принято в ОКБ у Владимира Михайловича.
У нас были и конкуренты, что создавало атмосферу состязательности. Так, например, в одном из военных НИИ был разработан проект высотного самолета, но с двигателями, оснащенными винтами. Эффективность двигателя обеспечивалась размахом лопастей винтов — она достигала четырех метров. Соответственно выглядели и стойки шасси, что, естественно, не вписывалось в супероблегченную конструкцию самолета.
В это время параллельно с разработкой высотного дозвукового самолета-перехватчика автоматических дрейфующих аэростатов велись работы по ламинаризации обтекания с целью увеличения дальности полета пассажирских самолетов; по разработке самолета на шасси «воздушная подушка»; по созданию сверхзвукового стратегического тяжелого самолета и ряд других работ. Научно-технический потенциал специалистов ОКБ был высок и позволял решать широкий круг задач.
Авиаконструктор Мясищев шел непроторенными путями. Его неуемная инженерная смелость, дар технического предвидения, тяга к необычным решениям увлекала и весь коллектив нового, уже третьего ОКБ В.М.Мясищева.
Крыло — определяющий агрегат любого самолета. Все наши попытки обеспечить коэффициенты подъемной силы порядка 1.0 для крейсерского полета на большой высоте разбивались в пух и прах. Специалисты отдела аэродинамики просмотрели характеристики профилей абсолютно всех самолетов, летающих на больших высотах, всех планеров. Нет, ни один профиль не подходил. Проведенные с разных сторон анализы не выявили перспективных путей. Было от чего опустить руки. Только энтузиазм Генерального поддерживал нас.
И все же любой труд не пропадает даром — мы выявили некоторые особенности в изменении характеристик профиля в зависимости от его формы при больших дозвуковых числах М. По нашим оценкам оказалось, что можно создать профиль, характеристики которого по коэффициенту подъемной силы будут близки к максимальным расчетным. Конечно, поехали с этим анализом в ЦАГИ к профессору Я.М.Серебрийскому. Лучший специалист страны по профилям выслушал нас и сказал «Этого не может быть, потому что этого не может быть никогда!». Но наш молодой задор все-таки победил — заинтриговали мы и Якова Моисеевича и его помощников.
А вскоре пришлось отказаться от использования схемы «чайка». Владимир Михайлович Мясищев говорил по этому поводу, что конструкторы не справились с решением задачи проектирования. В итоге пришлось существенно усложнить аэродинамическую крутку вдоль размаха крыла, а также уменьшить вогнутость профилей в центроплане. В результате теоретических и экспериментальных исследований, проведенных совместно специалистами ОКБ и ЦАГИ, был разработан первый профиль новой серии — сверхкритический высоконесущий профиль П-173-9. Этот профиль и лег в основу крыла самолета М-17, обеспечив высотный полет в стратосфере.
В процессе создания самолета коллектив в составе В.М.Мясищева, В.Н.Арнольдова, А.А.Брука, Ю.А.Горелова, Я.М.Серебрийского, С.Г.Смирнова, А.Д.Тохунца помимо крылового профиля разработал крыло с изменяемой в полете формой профиля и площадью, получив на него авторское свидетельство с приоритетом от 21 мая 1971 года.
Это техническое решение позволяло обеспечить высокоэффективный полет дозвукового самолета на высотах от 0 до 25 км, варьируя геометрию набора профилей крыла и его площадь, т.е. на самолете использовалось как бы несколько разных крыльев, реализующих полет по «огибающей» поляр при наименьшем лобовом сопротивлении.
Для проверки решения был создан специальный стенд, состоящий из натурной консоли крыла, которая обладала реальной упругостью и реальной системой изменения геометрии и площади. Испытания новой конструкции прошли успешно, но по ряду причин эта конструкция на самолете использована не была.
Заметим, что за рубежом сведения о разработке подобного крыла с изменяемой геометрией профиля, названного адаптивным, появились лишь через несколько лет.
Одновременно аэродинамиками фирмы была разработана и прошла экспериментальную отработку, а затем внедрена на самолете законцовка, улучшающая аэродинамическое качество более чем на единицу. И здесь стоит вспомнить, что авиационный мир занялся повышением аэродинамической эффективности законцовок крыльев значительно позже. Мясищевцы, как учил Генеральный, шли впереди!
Необходимо отметить, что, создавая свои самолеты, В.М.Мясищев неизменно разворачивал мощный стендово-экспериментальный комплекс для практических исследований натурной конструкции, агрегатов и систем будущего самолета. Этому правилу он не изменял никогда, что и обеспечивало долгую жизнь созданным им машинам.
Сохранившиеся фотографии тех лет показывают масштабность подобных стендов.
В связи с разработкой столь необычного самолета, каким был высотный дозвуковой, количество стендов отработки систем и агрегатов превышало два десятка. И это была не прихоть Генерального, это была обоснованная технология создания самолета, позволяющая проводить доводки на стендах и тем самым экономить время и значительные средства для проведения последующих летных испытаний.
Теперь самолеты двухбалочной схемы не редкость как у нас, так и за рубежом. А в те годы эта схема была вновь нонсенсом и встречала упорное сопротивление различных специалистов. За нее приходилось буквально бороться и доказывать ее жизнеспособность.
Внимательно изучив аналогичные схемы зарубежных самолетов, просмотрев продувки, сделанные при испытаниях модели не пошедшего в серию двухбалочного самолета Су-12, разработанного П.О.Сухим, специалисты ОКБ остановились в конце концов на двухбалочной схеме. В.М.Мясищев предложенную концепцию одобрил и утвердил. Изящный самолет замелькал на кульманах конструкторов.
В 1978 году завершилось создание первого летного образца самолета. Все работы велись на авиационном заводе в городе Кумертау, в Башкирии. Это был вертолетный завод, выпускавший до этого вертолеты Ка-26, и строительство самолета для специалистов КуВЗ было делом новым, поэтому оно шло медленно, с большим количеством ошибок, переделок и неурядиц.
14 октября 1978 года Владимир Михайлович Мясищев скоропостижно скончался. Скорбь коллектива, свято верившего в своего руководителя, была глубокой и неподдельной. Но надо было работать дальше. Нового руководителя Министерство авиационной промышленности никак не решалось назначить. Полноценную замену найти было, конечно, невозможно, но и без руководителя предприятие работать не могло. Началась неразбериха. А тут еще приближался день рождения «творца застоя» Л.И.Брежнева. Страна, как тогда было принято, готовила подарки. Подключили и мясищевцев, ускоряя окончание работ и планируя первый вылет к «знаменательной дате».
Но дело не ладилось. Несмотря на множество недоделок и мало приспособленный для наших целей аэродром в Кумертау, пилот фирмы Кир Владимирович Чернобровкин получил указание приступить к первым пробежкам.
Забарахлил правый элерон, машину на полосе потянуло в бок. Решили пробежаться еще раз, последний. Неожиданно на разбеге самолет резко пошел вправо — на сугробы снега, счищенного с полосы. Пилот, чтобы не разбить машину, взял штурвал на себя. Самолет легко взмыл в небо.
Погода была пасмурной, налетел снежный заряд, видимость упала практически до нулевой. Самолет при развороте зацепился крылом за невидимый холм… Коллектив охватило оцепенение. Прошло всего лишь два месяца после смерти Генерального конструктора и вот новая трагедия…
Долго и мучительно строился второй экземпляр самолета. Учли все «болезни» первой машины, нашли способы «лечения». Однозначно стало ясно, что надо также менять и авиационный завод. Серийное строительство перенесли в Смоленск. Почти три года спустя — в 1982 году был готов второй экземпляр самолета М-17. На первый взгляд казалось, что самолет не претерпел изменений по сравнению с тем, который существовал в 1978 году. Но для профессионалов разница была, и существенная. Главные изменения касались крыла. Исчезла механизация, интерцепторы. На крыле были установлены обычные элероны, к тому же на первом экземпляре самолета отсутствовала пушка. Вопросы боевого применения самолета были оставлены для второго экземпляра и летающей лаборатории на базе самолета Ту-16, на котором была установлена пушка и система прицеливания.
В состав комплекса входил обзорный оптический пеленгатор, следящий пеленгатор и квантовый дальномер. В первых полетах использовали как цель Луну, вместо пушек устанавливали фотокиноаппаратуру. Результаты получили прекрасные. После устранения недостатков, выявленных в процессе первых полетов, приступили к полетам по реальной цели, т.е. аэростату. Тут все и началось. Если для выполнения обычного полета нужны три фактора: исправный самолет, здоровый экипаж и приемлемые метеоусловия, то для выполнения полета по аэростату их насчитывалось 12. Если один из них не срабатывал, полет откладывался и переносился на следующий срок. Это по части организации. Сама же атака приводила к высочайшему психофизическому напряжению. Сначала аэростат появлялся над синей линией горизонта в виде изящной блестящей капли. Затем, по мере сближения, он очень быстро увеличивался до угрожающих размеров. В зависимости от превышения аэростата над самолетом менялось и время, отпущенное летчику на прицеливание. Иногда оно составляло 10 секунд для выполнения пяти операций, и не каждому пилоту удавалось справиться с такой нагрузкой. Тем не менее счет сбитым аэростатам рос, что подтвердило правильность инженерной мысли.
Первый полет второго экземпляра самолета М-17 состоялся 26 мая 1982 года в г. Жуковском. Волнение охватило всех создателей самолета, еще до конца не оправившихся от грустных событий 1978 года. Самолет, пробежав совсем немного по громадной взлетно-посадочной полосе, подготовленной для полетов «Бурана», легко оторвался и непривычно быстро для самолета с размахом крыла 40 метров набрал высоту. Пилотировал самолет заслуженный летчик-испытатель СССР Эдуард Владимирович Чельцов.
Все вздохнули с облегчением, когда самолет приземлился и зарулил на стоянку. Начались напряженные дни летных испытаний. Самолет легко наращивал высоту полета, но на потолок вышел не сразу. Трудностей в процессе летных испытаний было достаточно. Вопросы функционирования системы управления были отработаны на специальном стенде, занимавшем площадь порядка 200 м , с натурной проводкой и агрегатами управления элеронами, рулями высоты, рулями направления, тормозными щитками. Стенд был снабжен САУ и подключен к аналоговым вычислительным машинам, в которые была введена математическая модель самолета. Основные характеристики устойчивости и управляемости были получены при испытаниях натурной модели самолета в масштабе 1:4 в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ.
Необходимо отметить, что к этому времени редкие самолеты управлялись с помощью обычной ручной механической системы управления без использования бустеров различного типа. Стремление сэкономить вес системы управления при проектировании вылилось впоследствии в серьезные проблемы обеспечения приемлемых усилий и их градиентов на различных режимах полета. Это приводило к необходимости введения специальных устройств (пружины, турбулизаторы, сервокомпенсаторы и т.п.) в каналах рулей направления и элеронов, обеспечивающих требуемый характер протекания шарнирных моментов, а впоследствии — к проработке возможностей установки бустеров, с тем чтобы оставить ручной режим для отказных ситуаций.
Лучше всего о характере самолета при его пилотировании можно судить из оценки Владимира Архипенко, который отдал больше других летчиков сил и энергии для доводки самолета.
«О своенравии образца самолета мы получили немало новой информации. В одном из первых полетов вдруг возникла потребность больших усилии на ручке управления. Впечатление совершенно неожиданное: стоит этакий лом в кабине — ни туда, ни сюда его не свернешь! Весь полет приходится заниматься «тяжелой атлетикой». Сюрприз, над которым пришлось поломать головы специалистам КБ. Выход нашли с помощью турбулизаторов воздушного потока нижней поверхности элеронов. Меняя их длину, конструкторы добились нормальных, вполне приемлемых усилий.
Не успели порадоваться «порядочному» поведению машины, как она вновь проявила свой строптивый нрав. На больших высотах, по мере увеличения числа «М», вдруг возникала неистовая тряска и самопроизвольное движение ручки управления. Будто кто-то неведомый играл рулем высоты, раскачивая его вверх — вниз. Тоже головоломка не из простых. И вот додумались в местах соединения килей со стабилизатором поставить дополнительные обтекатели. Тряски как не бывало.
Но самым, пожалуй, драматическим эпизодом в истории моего «знакомства» с М-17, заставившим поволноваться всех участников испытаний, был внезапный и полный отказ системы автоматического управления. Машину начало мотать по всем трем осям, причем с нарастающей амплитудой, с увеличением скорости и перегрузки. Первые же два периода этих колебаний вывели самолет на предельные, опасные значения нагрузок. Третьего периода я дожидаться не стал, выключил двигатель, выпустил все, что способствовало уменьшению скорости: шасси и три пары тормозных щитков. Размахи колебаний стали затухать.
Перешел на снижение, но почувствовал, что кислорода уже не хватает, а высота 18 тысяч. Балансируя на грани кислородного голодания — признаки его наступления мне хорошо знакомы — все же продолжал полет с надеждой снова запустить двигатель. Сделать это никак не удавалось. А тут новая беда: полностью обледенел фонарь. До своего аэродрома уже никакое, даже сверхотличное качество самолета дотянуть не поможет, надо идти на запасной. Вслепую. В облаках иду по аварийным приборам и радиоданным с земли. Выскочив под нижний край облаков, протираю в заснеженном стекле глазок и ловлю землю. Запас высоты гашу спиралью, захожу и… не могу отказать себе в удовольствии произвести посадку с шиком, в полосе точного приземления. Это чтоб она, машина, знала, что у летчика тоже есть характер…».
После тщательного анализа всех параметров этого полета был выполнен ряд доработок на самолетных системах, ограничен угол максимального отклонения рулей направления и от тех «истеричных выходок» машины остались лишь неприятные воспоминания. За этот полет Владимир Архипенко получил орден Трудового Красного Знамени.
Рассказывая о технических проблемах, особенно хотелось остановиться на применении тормозных щитков. Высокий уровень аэродинамического качества самолета, небольшие скорости снижения привели к существенным трудностям при планировании самолета, а также обеспечении посадки в связи с наличием воздушной подушки и ростом несущих свойств вблизи экрана.
Поиск тормозных устройств, которые смогли бы обеспечить решение этих задач, показал, что тормозные щитки неэффективны, ибо большая площадь крыла требовала больших поверхностей в потоке. Разместить такие поверхности, так же, как использовать тормозные парашюты в двухбалочной схеме оказалось» невозможным. Выяснилось, что совершенно необходимо обеспечить нужный режим экстренного снижения в случае разгерметизации кабины пилота. Прежде всего пришлось ввести выпуск шасси на большой высоте в начале снижения и проектировать его с учетом этих режимов. Особый интерес при исследованиях представляли щитки, размещенные в зоне второго лонжерона на верхней и нижней поверхности крыла. Однако наиболее эффективными оказались щитки на верхней поверхности. Главный эффект — срыв обтекания и существенное уменьшение подъемной силы. На самолете было размещено три пары щитков, и все они давали ощутимое влияние, будучи отклоненными на угол 50°. Но центральные секции при их отклонении вызывали срыв обтекания в районе центроплана, который попадал на оперение и приводил к тряске. По этой причине эта пара секций использовалась на практике как резервная, в основном, на конечном тапе глиссады планирования и пробеге.
Но, как ни сложно складывалась судьба Генерального конструктора Мясищева, не менее трудной была и судьба самолета М-17. До своих рекордных полетов он добрался лишь в 1990 году благодаря упорству нового руководителя темы — Л.А.Соколова, поверившего в машину.
Шел уже пятый год перестройки. Новое мышление, рост демократии, гласность — все это позволило снять грифы секретности с наших работ и начать подготовку к рекордным полетам. Большую роль сыграла и замена некоторых руководителей подразделений ОКБ и фирмы, не понявших возможностей самолета, созданного талантливым конструктором, чье имя стал носить наш коллектив, — Экспериментальный машиностроительный завод имени В.М.Мясищева.
28 марта 1990 года был осуществлен первый рекордный полет самолета М-17, получившего название «Стратосфера». Старший летчик-испытатель ЭМЗ им. В.М.Мясищева Владимир Архипенко побил сразу два мировых рекорда: достиг высоты 21 800 м без коммерческой нагрузки (прежний рекорд равнялся 13 716 м) и на этой же высоте выполнил горизонтальный полет. Таким образом, рекорд высоты полета превзойден более чем на 8 км, рекорд высоты горизонтального полета — почти на 3 км. Идеи, заложенные в конструкцию и аэродинамику самолета коллективом, возглавляемым В.М.Мясищевым, принесли результаты.
Всего за период с 28 марта по 14 мая пилотами ЭМЗ им. В.М.Мясищева В.Архипенко, О.Смирновым, Н.Генераловым установлено 25 мировых рекордов высоты, скорости и скороподъемности для машин весовой категории 16-20 тонн с одним турбореактивным двигателем. Среди них особо следует отметить такие, как рекорды скороподъемности на высоту 12 и более километров (как без груза, так и с грузом общей массой 1000 и 2000 кгс). Так, например, прежний рекорд времени набора высоты 12 км равнялся 14 мин. 23,34 с. Самолет М-17 «Стратосфера» достиг этой высоты за 7 мин. 41,2 с, еще раз подтвердив славу Генерального конструктора, в своих технических решениях далеко опережающего время.
Шеф-пилот фирмы В.Архипенко, установивший новый рекорд высоты полета, так оценил возможности самолета: «Из «движка» я выжал все до предела. Но возможности планера М-17, особенно его отличного крыла, еще не исчерпаны. С установкой более мощного двигателя можно подняться еще выше. Главное же — работать там в устойчивом режиме и широком диапазоне дозвуковых скоростей».
Основополагающая характеристика самолета — аэродинамическое качество. Высочайший уровень аэродинамического качества самолета «Стратосфера» позволяет ему в свободном полете, т.е. при выключенном двигателе, с высоты 1 км планировать на дальность почти в 30 км.
Аэродинамическая компоновка самолета, профилировка крыла и конструкция оперения обеспечивают надежный уровень устойчивости и управляемости на всех режимах и высотах полета, от полетов вблизи земли до разреженного воздуха стратосферы.
Генеральный конструктор мясищевского ОКБ В.К.Новиков, отвечая на вопросы корреспондента еженедельника «Советский патриот» — одного из авторов книги, так охарактеризовал нашу машину: «Самолет М-17 единственным в Советском Союзе и один из немногих в мире позволяет производить длительные исследования в атмосфере на высотах 20 — 22 км. Пожалуй, лишь у американцев есть подобный самолет — Локхид TR-2».
Нельзя не назвать имен специалистов, создавших целый пакет новых технических решений, защищенных авторскими свидетельствами и обеспечивших уникальные летные качества самолета. Это работники ЭМЗ им. В.М.Мясищева: П.А.Алексеев, А.А.Брук, В.В.Любчиков, И.В.Маслов, В.А.Неграба, С.Г.Смирнов, А.Д.Тохунц, А.Н.Уразов, В.А.Федотов, В.С.Фроловский, А.А.Шалтаев, разработавшие сверхкритический высоконесущий профиль; компоновку крыла, составленного из этих профилей; взаимную компоновку несущих поверхностей самолета; эффективную законцовку крыла; геометрические параметры оперения, находящегося в следе за крылом.
На первом самолете, кроме заводских летчиков, летали летчики Летно-испытательного института и военные летчики. Они очень высоко отозвались о самолете. Однако выход на высоты более 10-15 км давался непросто и главным образом не столько по техническим сколько по психологическим причинам. К этому времени со стапелей завода (а окончательная сборка велась непосредственно на ЭМЗ) сошел второй самолет и, как оказалось впоследствии, последний в этой серии предназначенных для борьбы с АДА. На нем была установлена двухствольная пушечная установка. Летные испытания пошли гораздо интенсивнее. Однако до боевых полетов дело не дошло. Программа перехвата АДА была закрыта, и программа летных исследований была подчинена цели получения опыта для новой модификации высотного самолета, чертежи которого уже выходили с кульманов конструкторов. Тем временем появились новые задачи, связанные с мирной профессией самолета.
Первые исследования состояния атмосферы с точки зрения содержания в ней озона начались еще на самолете М-17. Работа выполнялась в рамках проекта «Глобальный резерв озона», организаторами которого стали объединение «Ноосфера», Московская патриархия и ЭМЗ, а спонсором — Экспериментальный машиностроительный завод «Серп и молот». Известно, что истощение озона в атмосфере Земли может привести к катастрофическим последствиям. Прямые космические лучи, прорвав оборонный защитный слой озона, способны уничтожить все живое. Исходя из того, что только один запуск воздушно-космического корабля «Шаттл» приводит к уничтожению 0,3% общего содержания озона (аналогично разрушают озон и сверхзвуковые самолеты, летающие на высотах более 20 км) проблема защиты от жесткого ультрафиолетового излучения становится первоочередной. Важнейшую роль в решении этой проблемы могут играть высотные самолеты М-55, прообразом которых является самолет М-17.
Появились и другие мирные задачи. Однако, ресурс самолета М-17 был исчерпан, и он обрел свое постоянное место жительства в авиационном музее в Монино. Второй самолет до сих пор в строю. Именно он в 1990 году начал серию рекордных полетов, число которых достигло 25.
Техописание самолета М-17 (дано применительно к первой модификации).
Самолет М-17 представляет собой двухбалочный двухкилевой цельнометаллический моноплан с верхним расположением крыла. Горизонтальное оперение крепится к верхним частям килей.
Высотный дозвуковой самолет М-17 предназначен для перехвата и уничтожения автоматических дрейфующих аэростатов (АДА) как при одиночном, так и при массированном налете.
Автоматически действующие аэростаты поражаются пушечным огнем при оптической видимости цели. Система вооружения самолета обеспечивает поражение аэростата очередью из 100 снарядов.
Самолет М-17 позволяет осуществлять перехват АДА в районах, удаленных от аэродромов базирования до 600 км.
Выход самолета в район местонахождения аэростатов может осуществляться и автономно, и с использованием наземных средств наведения.
Для выполнения задач боевого применения самолет оборудован системой вооружения с подвижной пушечной установкой, расположенной в верхней части фюзеляжа.
М-17 оснащен современным оборудованием, позволяющим выполнять полеты днем и ночью, на больших высотах, в сложных метеорологических условиях.
На самолете установлен одновальный одноконтурный турбореактивный двигатель РД-36-51В. Кабина летчика и двигатель располагаются в фюзеляже.
На самолете предусмотрена противопожарная система тушения пожара в отсеке двигателя. Система включается вручную при срабатывании сигнализаторов.
Для своевременного вмешательства летчика при возникновении отказов авиационной техники М-17 оборудован системой сигнализации с помощью световых табло и речевого информатора.
Управление самолетом безбустерное. Рули отклоняются ручкой управления и ножными педалями.
На крыле имеются средства механизации: тормозные щитки для торможения самолета при маневрировании в полете и при заходе на посадку.
Шасси самолета выполнено по трехколесной схеме с управляемой передней стойкой. Колеса главных стоек — тормозные. Торможение колес производится с помощью основной и аварийной систем торможения.
Для защиты от обледенения имеется противообледенительная система; воздухозаборники и выходное устройство обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Обогрев лобового стекла — электрический.
Герметичная кабина и специальное снаряжение летчика в комплексе с системами жизнеобеспечения (кислородной и кондиционирования) обеспечивают нормальные условия деятельности летчика на всех высотах.
Сиденье летчика — катапультируемое, позволяющее ему покинуть самолет при возникновении угрозы для жизни на всех скоростях более 90 км/ч (при сброшенной откидной части фонаря от V = 0) и высотах от нуля до практического потолка.
Для облегчения работы летчика и повышения безопасности на самолете установлены пилотажный и навигационный комплексы, обеспечивающие автоматическое управление самолетом как при полете по маршруту, так и при заходе на посадку.
Планер самолета конструктивно состоит из следующих частей: фюзеляж, крыло, две хвостовые балки, горизонтальное и вертикальное оперение и шасси.
Фюзеляж самолета цельнометаллической конструкции и состоит из следующих частей: носового съемного кока, носового отсека, центрального отсека с двумя боковыми заборниками, хвостового отсека и отсека коробки самолетных агрегатов (КСА). Все отсеки фюзеляжа выполнены по бесстрингерной схеме.
Носовой кок соединен с гермокабиной эксплуатационным разъемом по шпангоуту, что обеспечивает удобство обслуживания оборудования.
Носовой отсек состоит из двух приборных отсеков и гермокабины. В верхней части гермокабины имеется нырез для фонаря. Окантовка выреза выполнена из двух литых балок коробчатого сечения. Фонарь кабины состоит из козырька и откидной части — МЛ5-Т4. гермокабина соединена с центральным отсеком технологическим разъемом по шпангоуту, что позволяет собирать и испытывать ее отдельно.
Центральный отсек собирается вместе с собранной гермокабиной и хвостовой частью фюзеляжа. Отсек имеет две ниши: одну в передней части для передней опоры шасси, вторую — в задней части сверху для установки крыла на фюзеляже. Перед нишей крыла установлено кольцо из материала АЛ-9, на кольце монтируется противопожарное устройство. В качестве окантовочных балок ниши крыла используются бортовые нервюры крыла. С боков центрального отсека расположены два входа заборника, которые перед входом в двигатель соединяются в один канал круглого сечения.
Обшивка носового и центрального отсеков — вафельного типа, получаемая химическим фрезерованием. Исходный материал панелей носового отсека — листы из Д16 АТВ толщиной 5 мм. Материал обшивки задней части центрального отсека — листы из АК4-1 толщиной 5 мм. Силовые шпангоуты отсеков выштампованы из материала АК4-1. Наклонный силовой шпангоут в задней части центрального отсека выполнен из материала ОТ4-1.
Необходимая толщина полок и стенок силовых шпангоутов получена путем дополнительной механической обработки и химическим фрезерованием, типовые шпангоуты выполнены из листов Д16 АТВ.
Хвостовой отсек является несиловой частью фюзеляжа и воспринимает только аэродинамические нагрузки. Хвостовая часть соединяется с центральным отсеком эксплуатационным стыком, который проходит снизу по шпангоуту до оси строительной горизонтали и далее. Этот разъем обеспечивает удобство монтажа и оборудования двигателя. Материал хвостового отсека — КСА-ОТ4-1.
Отсек КСА является силовой частью фюзеляжа. В нем устанавливается сама КСА и располагается задняя точка подвески двигателя.
Крыло свободнонесущее, трапециевидной формы в плане, состоит из двух половин, стыкующихся между собой по оси самолета.
Конструктивно крыло состоит из носовой части, кессона и хвостовой части с выдвижными закрылками, створками и тормозными щитками. В средней части кессона консоли крыла установлены интерцепторы, на конце — элерон.
Выдвижные закрылки обеспечивают изменение площади и кривизны крыла в полете.
Носовая часть крыла обычной клепаной конструкции, состоит из трех съемных секций на каждой половине крыла.
Основным силовым элементом крыла является кессон, образованный двумя лонжеронами, нервюрами и обшивкой с продольным набором.
Центральная часть кессона разделена на баки-отсеки, герметизирована и служит емкостью для топлива. Конструктивно выполнена из монолитных панелей обшивки, лонжеронов и нервюр, фрезерованных из ковано-катаных плит из материала АК4-1Т. Монолитность этой части кессона обеспечивает минимальный вес конструкции крыла и максимальную герметичность боковых отсеков.
Для обеспечения сборки и герметизации одна из трех панелей, образующих верхнюю обшивку кессона центральной части крыла, устанавливается в последнюю очередь на болтах с герметичными анкерными гайками.
Кессон консоли крыла — обычной клепаной конструкции из прессованных профилей и листов, из материала Д16, кроме лонжеронов, которые выполнены монолитно-фрезерованными из материала АК4-1Т.
Хвостовая часть крыла состоит из верхних панелей, нижних поворотных створок, шестнадцати выдвижных закрылков и шести тормозных щитков.
Выдвижение и уборка каждого закрылка осуществляется по рельсам, выполненным как единое целое с нервюрами хвостовой части крыла. Рельсы-нервюры стыкуются со стенкой заднего лонжерона и соответствующими нервюрами кессона крыла. Материал рельс — АК4-1Т. Поверхность закрылков в выпущенном положении образует теоретический контур раздвинутого крыла. В убранном положении закрылки находятся внутри хвостовой части крыла за вторым лонжероном. Теоретический контур крыла в этом случае образован верхней панелью и нижней поворотной створкой хвостовой части крыла. Конструктивно закрылки, панели хвостовой части крыла, щитки, створки, интерцепторы и элерон выполнены из тонких листов, обшивок с сотовым заполнителем между ними. Материал обшивок — Д19, сот — АМг-2. Тормозные щитки и створки имеют шомпольную подвеску. С кессоном крыла крепятся хвостовые балки, имеющие узлы для крепления основных стоек шасси. Стык крыла с фюзеляжем осуществляется четырьмя узлами, по два болта в каждом узле. Узлы выполнены как единое одно целое с лонжеронами крыла. Для уменьшения веса в деталях крыла широко применено химфрезерование. Конструкция крыла позволяет производить агрегатную и крупнопанельную сборку.
Примечание. В последующем, после отказа от выдвижных закрылков, задняя часть крыла была сделана фиксированной с хордой, занимающей промежуточное положение между выпущенным и убранным положением щитков-закрылков. При этом силовая часть конструкции крыла осталась без изменения.
Горизонтальное оперение — верхнерасположенное, крепится на концах двух килей и состоит из стабилизатора и двух секций руля высоты. Стабилизатор имеет носовую и кессонную части и две большие саблевидные в плане законцовки.
Основным силовым элементом стабилизатора является кессон, образованный двумя лонжеронами, обшивкой из четырех трехслойных сотовых панелей и силовыми нервюрами. Теоретический контур кессона стабилизатора по размаху постоянный, что упрощает изготовление обшивок из трехслойных клееных панелей с сотовым заполнителем. Внешние слои панелей выполнены из материала Д19 АТВ, химически фрезерованного до толщины 0,3 мм. Сотовый заполнитель — из фольги АМг-2Н толщиной 0,03 мм с шестигранной ячейкой со стороной 2,5 мм. Габариты панелей — 5500 х 1130 мм, высота — 22 мм.
Носовая часть и законцовки стабилизатора — клепаной конструкции. Нервюры имеют пояса из прессованных профилей таврового сечения и стенки с отверстиями облегчения. Нервюры стыкуются через стенки лонжеронов с кронштейнами подвески руля высоты.
Секции руля высоты состоят из носовой и хвостовой частей, которые собраны в единую конструкцию на лонжероне. В носовой части на стенке швеллерного сечения закреплены балансировочные грузы, закрываемые съемной частью носка. Обшивка носка подкреплена диафрагмами. Хвостовая часть руля высоты имеет сотовый заполнитель на всю высоту между обшивками. Заполнитель из фольги АМг-2Н толщиной 0,04 мм с ячейкой 5 мм.
Триммер и сервокомпенсатор руля высоты — однолонжеронной конструкции с сотовым заполнителем между обшивками.
Стабилизатор крепится к килям с помощью контурных угольников. Лонжероны стабилизатора и киля пристыковываются с помощью фитингов.
Примечание. Впоследствии все элементы сотовой конструкции были заменены на обычную клепаную конструкцию из дюраля.
Фюзеляж М-17 двухбалочночной конструкции. Балки полумонококовой конструкции с продольным и поперечным наборами и работающей обшивкой.
Каждая балка состоит из переднего обтекателя, отсека основной опоры шасси, консольной части и хвостового обтекателя.
Отсек основной опоры шасси крепится к верхней поверхности крыла с помощью панели, а к нижней поверхности — контурным угольником, шпангоутами и балками крепления шасси и закрыт снизу четырьмя створками. Створки 3-слойной конструкции.
Отсек основной опоры собирается из трех панелей: верхней и двух боковых. Материал обшивок, шпангоутов и стрингеров — Д16. Обшивка — химфрезерован-ная с утолщениями по местам крепления стрингеров и шпангоутов.
Балки крепления шасси и пояса бимсов, окантовывающие нишу шасси, выполнены из штамповок фрезерованием. Материал штамповок — В-93. Отсек основной опоры шасси имеет эксплуатационный стык с передним обтекателем и технологический ленточный стык с консольной частью.
Консольная часть балки состоит из двух панелей: верхней и нижней. Материал обшивки шпангоутов и стрингеров — Д16. Обшивка химфрезерована с утолщениями по местам крепления стрингеров и шпангоутов.
Киль крепится к верхней панели консольной части балки фитингами по шпангоутам и контурным угольником к обшивке.
Передний и хвостовой обтекатели стыкуются с консольной частью и представляют собой монококовую конструкцию из стеклопластика.
Силовая установка состоит из турбореактивного двигателя РД-36-51В, установленного в хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборников и систем: топливной, масляной, суфлирования, запуска двигателя, управления двигателем, противопожарной, кислородной подпитки, охлаждения отсека двигателя и коробки самолетных агрегатов.
На самолете установлен одновальный, одноконтурный турбореактивный двигатель. Он состоит из следующих ос-| новных узлов: осевого 14-ступенчатогс) нагнетателя (компрессора), прямоточной осевой турбины, нерегулируемого выходного устройства и приводов агрегатов.
Двигатель оборудован системами: топливопитания, смазки и суфлирования, управления и регулирования, запуска, противообледенительной, дренажной, кислородной подпитки, наддува опор и противопожарной.
Осевой 14-ступенчатый нагнетатель служит для повышения давления воздуха, поступающего в камеру сгорания двигателя. Первая ступень нагнетателя — сверхзвуковая, остальные — дозвуковые.
Камера сгорания двигателя — прямоточная, трубчато-кольцевого типа с распылением форсунками топлива под высоким давлением.
Турбина — осевая, трехступенчатая, реактивного типа, служит для привода нагнетателя и агрегатов.
Двигатель оборудован одной коробкой приводов (нижней), на которой размещаются все агрегаты, обслуживающие двигатель, и верхним приводом, на котором установлен воздушный турбостартер ВТС-59. От него же осуществляется привод выносной коробки самолетных агрегатов.
Система смазки — незамкнутая, циркуляционная, под давлением и барботажная — обеспечивает подвод масла ко всем его подшипникам. Расход масла не более 1,5 кг/ч.
Система топлинопитания обеспечивает подачу топлива в жаровые трубы камеры сгорания в количестве, необходимом для стабильного поддержания режимов работы двигателя.
Управление двигателем на всех режимах осуществляется единым рычагом управления двигателем (РУД). Каждому положению РУД соответствует определенный режим работы двигателя.
Дренажная система обеспечивает слив и выброс в проточную часть дренажного топлива и масла из систем двигателя через дренажные бачки путем выдува и ожекции.
Антиобледенительная система. Воздухом, отбираемым от нагнетателя, обогреваются обтекатель, передние кромки стоек входного устройства и лопатки ВНА. Включение антиобледенительной системы производится автоматически или вручную.
Топливная система. Топливная система самолета обеспечивает питание двигателя топливом на всех высотах и режимах полета, в том числе при кратковременном (до 2 с) действии отрицательных вертикальных перегрузок.
В качестве основного топлива используется керосин марки Т-8В, в качестве резервного — керосин марки РТ. К топливу добавляются в качестве присадок жидкости «И» или «ТГФ».
Топливо размещается в пяти крыльевых баках:
-бак № 1 — расходный (1600 л);
-бак № 2 лев., бак № 2 прав. -основные (2 * 2650 л);
-бак № 3 лев., бак № 3 прав. — дополнительные (2 х 1550л).
Питание двигателя топливом осуществляется из расходного бака. Топливо к двигателю подается двумя гидротурбонасосами подкачки (ГТН), один из которых установлен на противоперегрузочной емкости. Привод гидротурбонасосов осуществляется топливом, отбираемым за двигательным центробежным насосом (ДЦН).
Перекачка топлива из основных баков в расходный и из дополнительных баков в основные осуществляется струйными насосами (СН).
При возникновении разбаланса в количествах топлива между баками правой и левой консолей выравнивание осуществляется закрытием соответствующего перекрывного крана. Управление кранами производится автоматически системой СУИТ или вручную. Допустимая величина разбаланса в количестве топлива между левыми и правыми баками — 1100 кг.
Для увеличения высотности топливной системы на самолете применена закрытая система наддува и дренажа топливных баков. Баки наддуваются воздухом, отбираемым от компрессора двигателя или от скоростного напора(аварийный наддув).
Управление элементами топливной системы электродистанционное. Система управления подачей топлива и сигнализации включает в себя:
-систему управления и измерения топлива СУИТ6-1;
-расходомер топлива РТВ-2;
-систему управления агрегатами топливной системы.
Система управления и измерения топлива СУИТ6-1 предназначена:
-для непрерывного измерения и выдачи на два указателя в весовых единицах запаса топлива;
-для автоматического выравнивания запаса топлива между баками левой и правой консолей;
-для выдачи сигналов «ОТКАЗ ВЫРАВНИВАНИЯ», «СНИЖЕНИЕ» и «РЕЗЕРВ.ОСТ.ТОПЛИВА».
Расходомер топлива РТВ-2 предназначен для измерения мгновенного расхода топлива с выдачей информации о величине объемного расхода в систему аварийной регистрации.
В состав системы электроуправления входят:
-краны перекрывные. Управляются автоматически системой СУИТ6-1 и вручную трех позиционным переключателем со средним нейтральным положением под общим названием «ПЕРЕКАЧКА».
-кран перекрывной пожарный, который перекрывает магистраль подкачки в случае пожара двигателе.
-сигнализаторы работы подкачивающих насосов, которые сигнализируют об отсутствии давления за насосами.
Маслосистема предназначена для подвода масла к механизмам и подшипникам двигателя для их смазки и охлаждения. После прохода через двигатель масло очищается от механических примесей, охлаждается и освобождается от воздуха. Для смазки двигателя масло забирается из маслобака. Заправка бака 24 литра. Заправляется бак принудительно через бортовой штуцер под давлением. В отдельных случаях допускается заправка через горловину маслобака. Минимальное количество масла в баке, при котором обеспечивается удовлетворительная смазка механизмов — 9 л.
Для контроля за работой маслосистсмы на самолете предусмотрено следующее оборудование:
а) трехстрелочный индикатор УИЗ-3. Расположен на правой панели приборной доски.
Одна из его стрелок показывает давление масла в нагнетающей магистрали.
По шкале температур отсчитывается температура масла на входе в двигатель. Максимальная температура входящего масла не должна превышать 180¦С.
б) световое табло МАСЛО в системе САС красного цвета.
При эксплуатации двигателя зимой посте стоянки более 3 часов при температуре 4СГС и ниже перед запуском необходимо предварительно подогреть горячим воздухом маслобак, коробку приводов и агрегаты маслосистемы.
Система кислородной подпитки двигателя предназначена для повышения надежности запуска двигателя в воздухе. Управление подпиткой осуществляется АДП-57 при запуске двигателя от выключателя «ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ». Все агрегаты системы расположены с левого борта в районе 26-го 27-го шпангоутов. Подход к элементам системы осуществляется через люк «Баллоны ППЗ, кислородная подпитка». Зарядка системы контролируется по манометру МНК-400 (МНК-240).
Шасси предназначено для движения самолета на земле при рулении, при взлете и посадке. Шасси выполнено по трехколесной схеме с управляемой сточкой. Все три опоры в полете убираются. Колеса основных опор шасси — тормозные. Торможение производится от основной пневмосистемы при помощи, расположенной на ручке управления самолетом. Раздельное торможение колес достигается отклонением педалей управления рулем направления. В основной тормозной системе имеется антиюзовый автомат.
Аварийное торможение осуществляется от аварийной пневмосистсмы при помощи рукоятки, расположенной на левом горизонтальном пульте. В аварийной системе торможения антиюзовый автомат не предусмотрен.
Основная система уборки и выпуска шасси гидравлическая с электродистанционным управлением. В электросистеме управления уборкой и выпуском шасси предусмотрена блокировка, исключающая уборку шасси на земле (если обжат амортизатор хотя бы одной главной опоры). Предусмотрен аварийный выпуск шасси от аварийной пневмосистемы с электродистанционным управлением. При этом стойки могут выпускаться раздельно — передняя и две основные.
Управление передней опорой при движении самолета по земле производится от гидросистемы путем отклонения педалей управления рулем направления.
Система управления предусматривает два режима работы:
-разворот опоры на угол ± 10° (для движения по прямой при рулении и для движения на разбеге и пробеге);
-разворот опоры на угол ± 35° (при разворотах).
Органы управления и контроля:
-рукоятка управления шасси. Расположена на левой панели приборной доски. Служит для уборки и выпуска шасси. Имеет два положения «ВЫПУЩ.» и «УБРАНЫ», в которых фиксируется боковым фиксатором;
-два переключателя «АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ-ПЕРЕДН.» и «ОСНОВН.» Служат для аварийного выпуска шасси.
Система управления обеспечивает управление самолетом совместно с ПК-М17 в режимах ручного, директорного и автоматического управления.
Система управления самолета М-17 — механическая, жесткая и обеспечивает отклонение органов управления (аэродинамических поверхностей) в зависимости от величины усилий, приложенных к рычагам управления.
Система состоит из:
-поста ручного управления,
-поста ножного управления,
-проводки управления (с подключенными рулевыми машинками САУ),
-специальных устройств (гермовыводов, механизмов триммирования, указателя положения триммера, сигнальных ламп и т.п.).
Передача движения от рычагов управления к аэродинамическим поверхностям осуществляется системой тяг и качалок, управление триммерами — электродистанционное.
Для исключения флаттерных явлений проводка руля высоты и рулей горизонтального оперения проходят по линиям минимальных изгибов планера.
Герметичность кабины в местах выхода проводок управления осуществляется за счет установки специальных гермовыводов.
Элероны используются для бокового управления самолета М-17.
Управление элеронами осуществляется отклонением ручки управления вправо — влево 13,5 мм.
При отклонении ручки на полный ход вправо правый элерон отклоняется вверх на +20,1°, левый вниз на -16,1°. При отклонении ручки влево картина перемещений изменяется на противоположную.
Для уменьшения усилий на элеронах установлены сервокомпенсаторы.
Полное снятие усилий на ручке в диапазоне возможностей балансировки элеронов осуществляется триммером, установленным на правом элероне. Отклонение триммера осуществляется электромеханизмом триммирования МП-100М-2, установленным в носке правого элерона и управляемым электродистан-ционно кнопкой 4КНР, расположенной на ручке управления.
Триммер отклоняется на углы ±7°30′ за время 5,5-6,5 с. Контроль установки триммера элеронов в нейтраль осуществляется по загоранию табло «ТРИМ.Р.НЕЙТР.», расположенного на приборной доске слева.
Для уменьшения изгибающих моментов, действующих на крыло, на самолете М-17 предусмотрен режим «зависания» элеронов, при этом оба элерона синхронно отклоняются вверх на 6°20′.
Время перехода элеронов на режим «зависания» — 8-9 с. Отклонение элеронов при включении режима «зависания» осуществляется механизмами, вмонтированными в проводку управления и работающими как раздвижная тяга.
Включение и отключение режима «зависания» элеронов осуществляется автоматически.
При ручном управлении режим «зависания» включается и выключается на высоте 17 500 м.
При ручном управлении режимом «зависания» элеронов одновременно происходит переключение режимов предельного угла крена и углов срабатывания ДПОР в канале РВ и САУ.
После заруливания на стоянку перед выключением двигателя необходимо выключить режим «зависания» элеронов.
Система управления тормозными щитками электрогидравлическая. Щитки предназначены для торможения самолета при маневрировании в воздухе и на посадке. На самолете установлено шесть тормозных щитков, расположенных на верхней поверхности крыла за задним лонжероном и объединенных в три пары: внутренняя, средняя и внешняя. Щитки одной пары расположены симметрично относительно продольной оси самолета на правой и левой частях крыла. Каждая пара щитков управляется автономно от отдельного переключателя через электрогидравлический кран. Выпуск и уборка производится с помощью силовых гидравлических цилиндров, имеющих встроенные механические шариковые замки фиксации штока в выпущенном положении.
Тормозные щитки выпускаются и убираются парами в любой последовательности. Каждая пара управляется электродистанционно от отдельных переключателей, три переключателя и световая сигнализация выпущенного положения щитков расположены на левом щитке управления. Сигнализация убранного положения расположена на левом вертикальном пульте.
В случае отказа основной системы выпуска тормозные щитки могут быть выпущены от аварийной пневмосистемы. Аварийная система позволяет производить как одновременный выпуск всех трех пар щитков, так и раздельно парами.
Уборка тормозных щитков после аварийного выпуска возможна только на земле.
Управление рулем направления осуществляется перемещением педалей параллелограммного типа.
При перемещении правой (левой) педалями вперед 100,5мм рули направления отклоняются вправо (влево) на угол 20°.
На правом руле направления установлен триммер.
Отклонение триммера осуществляется механизмом, установленным в носке руля. Механизм управляется нажатием переключателя «ТРИММЕР РН.» Отклонение триммера руля направления вправо (влево) на угол 6°30′ происходят за 11-12 с.
Для ограничения допустимого уровня нагрузок на вертикальное оперение, при отклонении РН более 8° подключается загрузка, резко увеличивающая усилия на педалях.
Подключение (отключение) дополнительной загрузки осуществляется автоматически с помощью электромеханизма по сигналу от датчика скорости шасси.
Для обеспечения автоматического подключения и отключения загрузки необходимо переключатель «ЗАГРУЖЕН.ПЕДАЛЕЙ», расположенный на правом щитке управления установить в нейтральное положение.
В случае, если на указанных режимах полета лампа «ЗАГРУЖ.ПЕДАЛЕИ» не загорится, загрузку необходимо подключить путем перевода переключателя; дополнительную загрузку при необходимости можно отключить.
Управление рулем высоты осуществляется перемещением ручки управления в направлении:
-«на себя» 100,5 мм
-«от себя» 110,5 мм
При этом руль высоты отклоняется соответственно на углы:
-вверх 13,5°
-вниз 7,5°
Для уменьшения усилий на ручке управления от шарнирных моментов предусмотрена осевая компенсация.
Полное снятие усилий с ручки в пределах балансировочных положений руля осуществляется триммером, который управляется электродистанционно.
Включение механизма триммирования осуществляется четырехпозиционной кнопкой 4КНР, установленной на ручке управления. Углы и время отклонения триммера:
-вверх +5°30″ за время 5,5-6,5 с.
-вниз -7°
На случай отказа основного управления триммером РВ на самолете предусмотрено аварийное управление. Для перехода на аварийное управление необходимо:
а) переключатель «ТРИММЕР РВ» установить в положение «АВАРИЙН.»;
б) с помощью нажимного переключателя «ПИКИР.-КАБРИР.» установить триммер в нужное положение.
Система кондиционирования (СК)обеспечивает:
-необходимую температуру и давление в кабине летчика;
-вентиляцию спецснаряжения летчика;
-охлаждение блоков радиоэлектронной аппаратуры.
Для систем кондиционирования воздух отбирается от компрессора двигателя. В кабину воздух подается при температуре от +10° до +80°С. Расход воздуха при этом составляет 90 кг/ч. Система кондиционирования обеспечивает сохранение температурного режима в кабине в пределах +10°С — +25°С.
При высоких температурах (+37°С) наружного воздуха на высоте 0 — 5 км при работе двигателя на режиме «Малый газ» возможно увеличение температуры в гермокабине до 47°С. В этом случае для получения более комфортных условий разрешается кратковременно (не более 30 мин.) использовать вентиляцию снаряжения. Система кондиционирования питается от основной системы электроснабжения, в случае отказа которой происходит автоматическое отключение СК отсечным регулятором.
Давление воздуха в кабине в зависимости от высоты полета поддерживается автоматически. При наборе высоты и нормальной работе СК перепад давления воздуха в кабине на высотах менее 2000 м не должен превышать 0,04 атм., затем с высоты 2000 м должен постепенно увеличиваться, достигая на высоте 14 000-11000 м величины 0,4 ±0,014 кгс/см , а на высотах больше 14000 — 16 000 м поддерживаться постоянным и равно 0,4 ±0,014 кгс/см2.
Максимальная высота в загерметизированной кабине при нормальной работе СК на практическом потолке самолета не должна превышать 7000 м.
В случае отказа системы регулирования давления перепад давления в кабине может быть меньше или поддерживаться (на всех высотах) предохранительным клапаном в пределах не более 0,43 атм.
Кислородная система предназначена для обеспечения дыхания летчика кислородом.
Комплект кислородного оборудования обеспечивает питание летчика кислородом в следующих условиях:
-длительно при полете в загерметизированной кабине на всех высотах и в разгереметизиро-ванной кабине на высоте не более 12000 м;
-кратковременно в разгерметизированной кабине на высоте не более 12 000 м;
-кратковременно при покидании самолета.
Система питается газообразным медицинским кислородом от двух баллонов емкостью 10 л каждый. Начальное давление в баллонах 150 кг/см .
Для повышения живучести системы кислород от баллонов подается по двум трубопроводам, расположенным по разным бортам самолета.
При повреждении одного из трубопроводов он автоматически отключается при помощи обратного клапана.
Подача кислорода может осуществляться в трех режимах:
а) смесь
б) чистый кислород
в) аварийная подача чистого кислорода.
При «высоте» в кабине 8000 м и более, независимо от положения рукоятки дополнительной подачи, на дыхание подается только чистый кислород.
При «высоте» более 11000 м включается непрерывная подача чистого кислорода и создается избыточное давление в ВКК.
При вынужденном покидании самолета подача кислорода на дыхание осуществляется от блока кислородного оборудования, установленного в сиденье кресла. БКО может обеспечивать дыхание кислородной системы.
Для выполнения полетов на самолете разрешается применять следующее спецснаряжение:
-герметический шлем ГШ-6А;
-защитный шлем типа ЗШ-ЗМ с кислородной маской КМ-32, защитный шлем типа ЗШ-5 с кислородной маской КМ-34;
-высотный компенсирующий костюм ВКК-6Д;
-вентилирующий костюм ВК-ЗМ;
-авиационные спасательные жилеты АСЖ-58Б или морской спасательный комплект ВМСК.
Герметизация кабины осуществляется с помощью шлангов, в которые подается сжатый азот от основной пневмосистемы. Шланги герметизации расположены по окантовке откидной части фонаря и по окантовке нижнего люка кабины, предназначенного для доступа к оборудованию.
Сжатый азот для герметизации откидной части фонаря и нижнего люка подается с помощью ручки эксплуатационного управления при закрытии откидной части фонаря. Герметизация нижнего люка зависит от положения крана, расположенного на левом вертикальном пульте.
Разгерметизация кабины осуществляется:
а) на земле:
-с помощью ручки эксплуатационного управления откидной частью фонаря при ее открытии;
б) сбросом давления из шланга герметизации нижнего люка (при необходимости этот способ может быть использован и на земле);
-путем аварийного сброса откидной части фонаря с помощью ручки аварийного сброса.
Система аварийного покидания предназначена для обеспечения покидания самолета летчиком в полете при возникновении аварийной ситуации.
В состав системы входят катапультная установка К-36Л и система управления фонарем.
Катапультное кресло К-36Л в сочетании с носимым аварийным запасом НАЗ-7М и высотным снаряжением ККО-5 или ВМКС-4 обеспечивает:
-удобное размещение летчика с ростом «сидя» 820-980 мм и бесступенчатое регулирование положения сиденья летчика (в том числе и в полете) относительно линии визирования;
-эксплуатационный притяг и стопорение плечевых и поясных ремней летчика, автоматическое стопорение плечевых ремней при перегрузке 1,5-2, действующей в направлении «спина-грудь»;
-аварийное покидание самолета при вытягивании ручки катапультирования;
-автоматическую работу всех систем катапультного кресла после вытягивания летчиком ручки катапультирования ;
-поддержание жизнедеятельности и обеспечение обнаружения летчика с помощью средств носимого аварийного запаса после аварийного покидания самолета или вынужденной посадки.
На катапультном кресле имеются следующие органы управления:
а) ручка катапультирования;
б) ручка притяга поясных ремней;
в) тумблер регулирования положения сиденья по росту летчика;
г) ручка включения аварийной подачи кислорода.
Для исключения непреднамеренного срабатывания кресла, системы аварийного сброса и управления откидной частью фонаря устанавливаются наземные предохранители.
Наземные предохранители, установленные в кабине летчика состоят из двух связок:
-кабинные предохранители кресла (шесть штук и заглушки на общей связке);
-связка наземных предохранителей системы сброса и управления ОЧФ.
Все наземные предохранители снимаются непосредственно перед полетом. Кроме того, для предотвращения произвольного срабатывания пиропатронов на левом вертикальном пульте установлены два АЗР, которые включаются перед полетом после проверки исходного положения кресла.
Система управления откидной части фонаря обеспечивает ее аварийный сброс в полете при катапультировании и в других особых случаях полета (дым в кабине, вынужденная посадка и т.д.), а также эксплуатационное открытие, закрытие и герметизацию фонаря.
Аварийный сброс откидной части фонаря при катапультировании производится с помощью ручки аварийного сброса.
Управление откидной частью фонаря в эксплуатации (подъем, опускание, открытие, закрытие замков и герметизация фонаря) производится с помощью ручки эксплуатационного управления откидной части фонаря.
Система противопожарной защиты предназначена для сигнализации о пожаре в отсеке двигателя и тушения пожара в отсеке двигателя.
Пожарная безопасность отсека двигателя обеспечивается системой пожаротушения.
При возникновении пожара в отсеке двигателя срабатывают датчики пожарной сигнализации.
Пожар ликвидируется огнегасящим составом — фреоном 114 В2, хранящимся в огнетушителе емкостью шесть литров. Управление системой пожаротушения производится вручную, с левого щитка управления.
В случае вынужденной посадки самолета с убранным шасси подрыв пиропатронов огнетушителя производится автоматически от концевого выключателя, установленного под обтекателем в нижней точке фюзеляжа.
Включение питания блоков ППЗ осуществляется включением автомата защиты ППЗ.
Гидравлическая система самолета предназначена для выработки, регулирования, распределения, контроля гидравлической мощности и передачи ее к системам-потребителям.
Потребителями гидравлической системы являются:
-система управления выпуском и уборкой шасси (в основном режиме);
-система управления поворотом передней опоры шасси;
-система управления выпуском и уборкой тормозных щитков.
Гидравлическая система самолета является системой полузакрытого типа с наддувом гидробака. Питание гидросистемы осуществляется от насоса НПЗЧМ-ЧТ, установленного на двигателе.
Рабочая жидкость — АМГ-10, ГОСТ 6794-53
Номинальное рабочее давление в гидросистеме — 210 кгс/см2.
Контроль работоспособности и исправности системы осуществляется по профильному указателю, расположенному на приборной доске.
Пневмосистема состоит из двух независимых автономных систем: основной и аварийной.
Основная система предназначена для:
-торможения основных колес;
-наддува гидробака;
-наддува стойки № 1 изделия 93;
-управления фонарем и герметизации кабины. Аварийная система предназначена для аварийного
-выпуска шасси, торможения колес и выпуска тормозных щитков.
Системы автономны.
Источником энергии является сжатый азот, заключенный в баллонах. Давление в системах 170-260 кг/см . Баллоны в полете не пополняются.
С целью ограничения расхода азота и для исключения перегрева тормозных колес при рулении перед полетом, число полных затормаживаний колес от основной пневмосистемы не должно превышать 10 при продолжительности одного затормаживания не более 3-5 с, после посадки количество затормаживаний при рулении не более трех при продолжительности одного затормаживания 3-5 с.
Основная система обеспечивает одновременное и раздельное торможение колес правой и левой опор, аварийная — только одновременное.
Органами управления основной системы являются:
а) тангента торможения колес, расположенная на ручке управления. Тангента позволяет производить основное и стартовое торможение колес;
б) педали руля направления для раздельного торможения колес основных опор шасси.
Органами управления аварийной системы на самолете М-17 являются:
а) рукоятка аварийного торможения колес, расположенная на левом горизонтальном пульте:
б) два переключателя «АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ», расположенные на левом пульте управления;
в) три переключателя аварийного выпуска тормозных щитков, расположенных на левом вертикальном пульте.
Основная система на участке торможения колес оборудована редукционными ускорителями и антиюзовыми автоматами прямого действия, содержащими в одном корпусе инерционный датчик и исполнительный пневмоагрегат без электроавтоматики.
В аварийной системе редукционные ускорители и антиюзовые автоматы отсутствуют.
Противообледенительная система предназначена для защиты от обледенения носков воздухозаборников, входного устройства двигателя и лобового стекла фонаря кабины летчика.
Обогрев носков воздухозаборников и входного устройства двигателя обеспечивается подачей горячего воздуха. Обогрев лобового стекла электрический.
Управление системой осуществляется двумя переключателями, расположенными на щитке:
а) переключатель «ДВИГ.» имеет три положения: «АВТОМАТ», «РУЧН.» и «ОТКЛ.» Служит для управления противообледенительной системой воздухозаборников и входного устройства двигателя;
б) переключатель «ЛОБ.СТЕКЛО» имеет три положения: «СЛ.ОБОГРЕВ», «ОБОГРЕВ» и «ОТКЛ.» Служит для управления электрообогревом стекла.
В полете переключатель «ДВИГ.» находится в положении «АВТОМАТ.», а переключатель «ЛОБ. СТЕКЛО» — в положении «ОБОГРЕВ».
Режим «ОБОГРЕВ» разрешается включать из положения «СЛ.ОБОГРЕВ» через 5-7 минут после взлета («СЛ.ОБОГРЕВ» включается перед выруливанием со стоянки).
В составе противообледенительной системы имеются датчики СО-121В и СО-121, выдающие при наличии обледенения сигналы в блоки автоматики и на включение светового табло «ОБЛЕДЕНЕНИЕ».
При положении переключателя «ДВИГ.» на «АВТОМАТ.» автоматически откроются запорные краны, и горячий воздух будет подаваться в полости носков воздухозаборников и на обогрев входного устройства двигателя.
В случае отказа одного из сигнализаторов СО-121В или СО-121, работа системы обеспечивается по сигналам исправного сигнализатора.
При отказе двух сигнализаторов СО-121В и СО-121 управление системой производится вручную путем перевода переключателя «ДВИГ.» в положение «РУЧНОЕ».
При отказе основной системы электроснабжения автоматическое управление противообледенитель-ными системами воздухозаборников и входного устройства двигателя осуществляется только от сигнализатора СО-121 В.
Управление электрообогревом стекла производится вручную. Степень нагрева стекла регулируется автоматически с помощью регулятора температуры.
Приборное оборудование самолета М-17 состоит из:
-прицельно-навигационного комплекса;
-пилотажно-навигационных приборов;
-приборов контроля двигателя.
В состав прицельно-навигационного комплекса ПРНК-17 входит прицельное оборудование: оптический обзорный пеленгатор, оптический следящий пеленгатор, квантовый дальномер. Комплекс оборудован бортовой ЭВМ.
К навигационному оборудованию относятся пилотажно-командный прибор ПКП-72, навигационно-плановый прибор НПП, радиолокационная система ближней навигации (РСБН) «Коралл», ИКВ и др.
К пилотажным приборам относятся:
-прибор ДА-200, представляющий собой совмещение указателя скольжения, указателя поворота и вариометра;
-автоматический радиокомпас АРК;
-электрический измеритель скорости и высоты полета;
-указатель истинной скорости и указатель высоты полета;
-система ПВД и др.
Приборы контроля работы силовой установки состоят из следующих приборов:
-тахометр (указание оборотов);
-указатель температуры;
-указатель давления масла;
-топливомер.
Сюда же входит система автоматической сигнализации (САС), включающая в себя речевой информатор.
В состав радиооборудования самолета М-17 входят: самолетное переговорное устройство, радиостанция Р-863, радиостанция Р-864, самолетный ответчик системы опознавания, система аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации САС-1.
Самолетное переговорное устройство в комплексе с аппаратом обслуживающего персонала радиостанциями Р-863, Р-864, АРК и МРП служит для обеспечения:
-двухсторонней телефонной связи между летчиком и техником во время подготовки к полету;
-внешней двухсторонней радиосвязи через одну из двух радиостанций;
-приема сигналов от радиокомпаса;
-приема сигналов от маркерного радиоприемника.
Устройство состоит из блока усилителей (БУ), установленного в тех. отсеке, и щитка абонента (ЩА), размещенного на правом вертикальном пульте.
Кроме того, в состав СПУ входят две выносные кнопки — кнопка РАДИО, встроенная в рычаг сектора газа и кнопка СПУ, установленная на левом горизонтальном пульте.
Питание на устройство подается через автомат защиты СПУ.
Радиостанция Р-863 предназначена для ведения двухсторонней радиосвязи с наземными или самолетными радиостанциями в метровом и дециметровом диапазоне в телефонном режиме.
Щиток управления радиостанцией расположен на правом горизонтальном пульте.
На щитке расположены:
а) переключатель КАНАЛ. Служит для выбора одного из 20 каналов связи;
б) выключатель ПШ для включения подавителя шумов;
в) выключатели АП и АРК — не задействованы. Подача питания на радиостанцию осуществляется включением автомата защиты Ж-1.
Время готовности радиостанции к работе после включения — 5 мин.
Максимально допустимое время работы в режиме «передача» — не более 20 мин.
Радиостанция Р-864 предназначается для обеспечения дальней радиосвязи в полете до 1000 км.
На щитке управления, расположенном на правом горизонтальном пульте, находятся следующие органы управления:
а) переключатель «КАНАЛЫ», обеспечивающий выбор одного из 10 каналов запоминающего устройства, на котором предварительно настраиваются и фиксируются заданные частоты;
б) переключатель «АМ-ОМ», обеспечивающий выбор вида работы радиостанции — однополосную модуляцию или амплитудную модуляцию;
в) плавный регулятор подавителя шумов «ПШ»;
г) лампочки «НАСТ.» и «КОНТР.», используемые встроенной системой контроля;
д) регулятор громкости «ГРОМК.» должен находиться в крайнем правом положении, так как регулировка громкости производится при помощи регулятора «РАД.», расположенного на щитке абонента СПУ.
Подача питания на радиостанцию осуществляется включением автомата защиты «Ж-К».
Время готовности радиостанции к работе после включения — 2 мин.
Переключение каналов и режимов работы производить только в режиме «прием».
При поступлении сигналов от нескольких датчиков одновременно речевые сообщения выдаются последовательно, начиная с меньшего порядкового номера канала блока П-591-48.
Каждое речевое сообщение производится автоматически дважды.
Для повторения прослушанного сообщения необходимо после полной отработки цикла нажать кнопку «ПОВТ.» на время не менее 1 с.
Сообщение повторяется только при наличии сигнала от датчика.
Для отключения прослушивания воспроизводимого сообщения следует нажать кнопку «ОТКЛ».
Ответчик 620-10Д, являясь составной частью общевойсковой системы радиолокационного опознавания «Пароль», участвует в решении следующих задач:
-общее опознавание воздушных объектов по принципу «СВОЙ-ЧУЖОЙ»;
-индивидуальное опознавание воздушных объектов по приницпу «ГДЕ ТЫ?»;
-выдача аварийного сигнала «БЕДСТВИЕ». Управление ответчиком осуществляется с помощью оперативных пультов.
Система аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации САС-1 предназначена для оповещения летчика с помощью световых сигналов об отказах, неисправностях и режимах работы систем и агрегатов самолета.
Система САС объединяет работу групп аварийных, предупреждающих и уведомляющих светосигнальных табло и обеспечивает их взаимодействие с датчиками самолетных систем и агрегатов и с центральными сигнальными огнями (ЦСО).
Система аварийной сигнализации срабатывает при возникновении отказа или неисправности систем и агрегатов, в которых имеются датчики этой системы, или при выходе за пределы рекомендованных режимов.
Система САС предусматривает включение светосигнальных табло при выдаче аварийных сигналов — красного цвета, при выдаче предупреждающих сигналов — желтого цвета, при выдаче уведомляющих сигналов — зеленого цвета.
ЛТХ:
Модификация: М-17
Размах крыла, м: 40,32
Длина самолета, м: 22,27
Высота самолета, м: 4,87
Площадь крыла, м2: 137,70
Масса, кг
-пустого самолета: —
-нормальная взлетная: 19950
Тип двигателя: 1 х ТРД РКБМ (Новиков) РД-36-51В
Тяга, кгс: 1 х 6000
Максимальная скорость, км/ч: 743
Практическая дальность, км: 1325
Продолжительность полета, ч.мин: 2,14
Практический потолок, м: 21550
Экипаж, чел: 1.
Второй летный экземпляр самолета М-17 на взлете.
Второй летный экземпляр самолета М-17 на взлете.
М-17 «Стратосфера» в полете.
М-17 «Стратосфера» в полете.
М-17 «Стратосфера» на стоянке.
Самолет М-17 в сборочном цехе.
М-17 «Стратосфера» в музее ВВС Монино.
М-17 «Стратосфера» в музее ВВС Монино.
Рекорды самолета М-17.
Первый экземпляр М-17. Рисунок 1.
Первый экземпляр М-17. Рисунок 2.
М-17. Схема 1.
М-17. Схема 2.
.
Список источников:
Виктор Шунков. Самолеты спецназначения.
Русавиа. Н.Якубович, В.Лавров. Самолеты В.М.Мясищева.
К.Удалов, А.Брук, С.Смирнов. Самолет М-17.
Крылья Родины. С.Смирнов. «Высотник» сменил профессию.