Читать онлайн «Ударно-разведывательный самолет Т-4». Страница 24

При подготовке самолета к полетам были проведены частотные испытания СДУ, сняты динамические и кинематические характеристики, характеристики загрузочных устройств и трения проводки управления. Проводилась отработка и проверка систем управления с работающими двигателями на стоянке и на первых рулежках самолета.

По результатам наземных испытаний и первых рулежек самолета было определено, что дистанционная система управления вследствие особенностей схемы самолета, конструкции рулевых приводов и поста управления (ручка управления вместо штурвала) имела лучшие характеристики трения и была удобной и надежной.

В ходе летных испытаний система СДУ была отработана в демпферном режиме (совместно с механической системой управления), в режимах управления "взлет-посадка", "маршрут". Параллельно, были оценены характеристики устойчивости и управляемости самолета с дистанционной и механической системами управления.

Материалы испытаний показали, что переключение режимов работы СДУ и переключение СДУ и механической системы управления (МСУ) выполнялись просто и практически без рывков системы управления. Система дистанционного управления СДУ-4 обеспечивала управление рулевыми поверхностями самолета на всех этапах полета по сигналам, пропорциональным перемещениям ручки управления и педалей.

Для придания "чувства управления" в систему СДУ-4 были введены пружинные механизмы загрузки.

С целью повышения живучести самолета в аварийных ситуациях, возникающих вследствие пожара или механических повреждений, блоки вычислительной аппаратуры СДУ были разнесены по двум бортам. На одном борту размещались блоки 1 -го и 2-го резервных каналов, на другом - 3-го и 4-го.

Двигатель РД36-41. (ОАО "НПО "Сатурн")

Сопла двигателя РД36-41, установленные на самолете Т-4. (Ильдар Бедретдинов)

Силовая установка

Силовая установка включала в себя:

- 4 двигателя РД36-41 с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха;

- топливную систему;

- систему пожаротушения;

- систему охлаждения;

- систему защиты воздухозаборника от обледенения;

- систему запуска двигателей на земле и в воздухе;

- системы автоматического регулирования воздухозаборников двигателей.

На самолете была применена пакетная схема силовой установки с четырьмя опытными двигателями РД36-41 и двумя каналами воздухозаборника, каждый из которых питал 2 двигателя. Двигатели РД36-41 конструкции главного конструктора П.А.Колесова представляли собой мощные турбореактивные двигатели одновальной схемы с форсажной камерой. Двигатели имели развитую механизацию компрессора в виде регулируемых передних и задних направляющих аппаратов, охлаждаемые рабочие лопатки турбины и регулируемое сверхзвуковое сопло. Впервые в практике отечественного авиадвигателестроения на моторах РД36-41 были применены системы розжига форсажной камеры путем впрыска топлива через турбину ("огневая дорожка"), система аварийного слива, использующая форсажный насос, а также автоматизированная система дистанционного управления двигателями.

Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах высот и скоростей полета самолета был применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа полета М = 3.

Примененное на двигателе многорежимное регулируемое сверхзвуковое сопло, содержало три венца подвижных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, и имело нерегулируемую профилированную обечайку, образующую срез сопла.

Сопло обеспечивало высокую эффективную тягу во всем диапазоне скоростей полета.

Каждая пара двигателей (правая и левая), установленных на самолете, питалась воздухом от одного, общего для них воздухозаборника, который разделялся в дозвуковой части перегородкой, образующей два канала.

Воздухозаборники двигателей были восьмискачковые, смешанного сжатия.

Для обеспечения оптимальных условий совместной работы воздухозаборника и двигателей каждый воздухозаборник имел свою автономную систему автоматического управления положением регулирующей панели и створки перепуска в зависимости от изменения режимов полета и параметров работы двигателей.

Для самолета была разработана система перепуска воздуха из пограничного слоя, сливаемого с нижней поверхности крыла перед воздухозаборниками, в тракт охлаждения двигателей.

Система автоматического управления тягой двигателей

Для регулирования тяги двигателей Т-4 на дроссельных режимах на самолете была впервые установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями - АСДУ-30А, управляемая как летчиком, так и автоматом тяги. Система использовалась на режимах снижения самолета и при заходе на посадку. Большой объем работ, проделанный по математическому и полунатурному моделированию, позволил применить систему, начиная с первого полета самолета.

Отличительной особенностью примененного автомата являлось командное воздействие на автоматизированную систему управления двигателями.

Для повышения надежности система автоматического управления была дублирована и снабжена встроенным контролем, обеспечивавшим подключение резервного подканала при отказах аппаратуры и цепей питания.

Стабилизация заданной летчиком скорости с помощью системы автоматического управления осуществлялась при следующих воздействиях:

- изменение конфигурации самолета при отклонении носовой части фюзеляжа и выпуске шасси;

- переход из набора высоты в горизонтальный полет и из горизонтального полета в снижение;

- разворот самолета;

- изменение заданной скорости полета на глиссаде планирования.

Система АСДУ-30А состояла из двух каналов, передающих движение от рычага газоуправления, и аварийного канала, управление которым осуществлялось "от кнопок". Управление систем могло осуществляться как вручную, так и автоматически по команде от системы автоматического управления тягой.

В процессе всех наземных и летных испытаний система осуществляла устойчивое управление двигателями на бесфорсажных и форсажных режимах.

При наземной отработке двигателей с целью определения их помехоустойчивости были проведены испытания четырех систем АСДУ-30А, и какого-либо влияния на них внешних электромагнитных полей, а также влияния изменения напряжения питания на систему и элементы ее внутреннего контроля не было обнаружено. АСДУ-30А устойчиво работала на всех режимах работы двигателей.

Схема размещения топлива в самолетах "101", "102", " 103". (Николай Гордюков)

Самолет "101"

Самолет "102"

Самолет "103"

Топливная система самолета

Топливные баки-отсеки были расположены в фюзеляже самолета. Основной конструктивный материал силовых элементов отсеков фюзеляжа - сталь ВНС-2.

Топливная система самолета состояла из:

- системы топливопитания, обеспечивающей автоматическую выработку топлива;

- системы заправки топливом на земле и в воздухе;

- системы аварийного слива топлива;

- системы наддува баков нейтральным газом;

- системы, обеспечивавшей центровку самолета путем перекачки топлива.

Впервые в отечественной практике была разработана принципиально новая топливная система с гидротурбонасосами для подкачки топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.

Для самолета были изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.

Хладоресурс топлива был использован для охлаждения воздуха в системе кондиционирования, гидросмеси в гидросистемах и масла в маслосистемах двигателей и приводов генераторов.

Топливные баки самолетов "101", "102", "103"

Топливо в самолете "101" размещалось в 4 топливных баках: 1Ц, 2Ф, ЗФ и 2МГ.

Крыльевые топливные баки на самолете "101" залиты не были. Суммарный запас топлива во внутренних баках самолета составлял 46550 кг. Подвесные топливные баки на первом самолете установлены не были.

На втором опытном самолете "102" топливо дополнительно было размещено в баке № ЗК. Суммарный запас топлива на самолете составил 58350 кг. На самолете "102" планировалось применить два подвесных топливных бака с запасом топлива, равным 4435 кг. Масса конструкции такого подвесного бака с невырабатываемым остатком топлива должна была составлять 565 кг.

На третьем серийном самолете планировалось увеличить запас топлива во внутренних баках до 69250 кг. По сравнению со вторым опытным самолетом, увеличивался запас топлива в крыльевых баках, и были залиты баки в передней части крыла.