стратосферный самолет что это

Короли стратосферы: самые высотные боевые самолеты в мире

МОСКВА, 3 мар — РИА Новости, Андрей Коц. В воздушных сражениях Второй мировой родилось железное правило: кто выше, у того и преимущество. Внезапно спикировать на самолет противника со стороны солнца, свечой уйти вверх от огня зениток, сфотографировать укрепрайон и незамеченным убраться из зоны ПВО — на это способна лишь птица высокого полета. Сегодня, в эпоху мощных радаров и дальнобойных зенитных ракет, старые аксиомы уже не так актуальны. Однако высота в военном деле по-прежнему играет важнейшую роль. РИА Новости публикует подборку самых высотных самолетов России и США — как стоящих на вооружении, так и отправленных на заслуженную «пенсию».

МиГ-25

Сверхзвуковые высотные истребители-перехватчики третьего поколения МиГ-25 начали поступать в советские ВВС в 1970 году. На тот момент в мире не существовало самолета, способного уйти от этой машины. Она развивала скорость до 2800 километров в час и могла забраться на высоту более 20 тысяч метров всего за девять минут. За десятилетия эксплуатации МиГ-25 играл роль перехватчика, разведчика, стратосферного бомбардировщика, истребителя прорыва ПВО, учебно-тренировочной машины. Мощные двигатели и прочный планер позволяли ему выдерживать огромные перегрузки, а новейшая для того времени авионика помогала отлично ориентироваться в воздухе и видеть все типы целей.

МиГ-25 принадлежат 29 мировых рекордов. Самый значительный и до сих пор не побитый ни одним пилотируемым реактивным самолетом установил летчик-испытатель Александр Федотов 21 августа 1977 года. Он поднял свой опытный МиГ-25М на немыслимые 37 650 метров! Конечно, это была облегченная «летающая лаборатория», а не серийный экземпляр. Но и «стандартные» для строевых машин 23 километра — высота, недосягаемая для подавляющего большинства самолетов того времени. Так, в начале 70-х советские летчики на разведывательных модификациях МиГ-25 беспрепятственно летали над всей территорией Израиля, Турции и Ирана.

SR-71 Blackbird

Американский стратегический разведчик SR-71 — один из главных символов холодной войны. Даже сейчас этот самолет, впервые поднявшийся в воздух в 1964 году, выглядит гостем из будущего: футуристический дизайн, редкая по тем временам компоновочная схема «бесхвостка», стелс-технологии и выдающиеся летно-технические характеристики. В 1976 году «Дрозд» установил абсолютный рекорд скорости среди пилотируемых самолетов с турбореактивными двигателями — 3529,56 километра в час. Максимальная высота, покорившаяся SR-71, — 25 929 метров.

В годы холодной войны эти самолеты стали рабочим инструментом ЦРУ. Они выполняли разведывательные полеты над территорией СССР и Кубы, фотографировали военные объекты Египта, Иордании и Сирии в 1973-м, летали над Индокитаем. SR-71 — единственный тип американских самолетов, который не могли сбить северовьетнамские зенитчики. Он уходил от ракет с помощью резкого набора высоты и увеличения скорости — разведчику даже не нужно было маневрировать, чтобы оторваться от преследования. Однако к концу 70-х годов в СССР появились истребители МиГ-31: им перехват SR-71 был вполне по силам. В конечном счете это и привело к закрытию программы стратегических реактивных разведчиков.

МиГ-31

Из всех самолетов, стоящих сейчас на вооружении, наиболее скоростной и один из самых высотных — российский истребитель-перехватчик МиГ-31, прямой потомок МиГ-25. Благодаря своим мощным двигателям Д-30Ф6, он способен разгоняться аж до 3400 километров в час и подниматься на высоту до 25 тысяч метров. Эти показатели вкупе с дальностью полета без подвесных топливных баков в 2240 километров делают МиГ-31 идеальным перехватчиком в системе комплексной противовоздушной обороны. Группа из четырех таких самолетов способна контролировать воздушное пространство протяженностью по фронту до 1100 километров. На сегодняшний день весь флот МиГ-31 проходит модернизацию до версии БМ, отличающейся новой системой управления вооружением и бортовой РЛС, которая обнаруживает цели на удалении до 320 километров.

Американский высотный самолет-разведчик U-2 впервые поднялся в воздух 1 августа 1955 года. На тот момент эта машина была неуязвима для советских средств ПВО. Дозвуковые U-2 более чем комфортно чувствовали себя на высотах свыше 20 километров и могли оставаться в воздухе до семи часов. Естественно, разведка США активно пользовалась новыми самолетами, регулярно отправляя их в воздушное пространство СССР. Впрочем, длилось это недолго. Первого мая 1960-го на весь мир прогремел скандал с летчиком ЦРУ Фрэнсисом Пауэрсом, который на самолете U-2C углубился в воздушное пространство СССР на две тысячи километров и был сбит зенитной ракетой комплекса С-75.

Источник

Высотный истребитель М-17 «Стратосфера»

М-17 «Стратосфера» (по классификации НАТО: Mystic-A) – советский высотный самолет, предназначенный для борьбы с дрейфующими аэростатами. Самолет был дозвуковым. Для данного самолета впервые был создан сверхкритический высоконесущий профиль крыла, получивший обозначение П-173-9. Разработка самолета М-17 началась в 1970 году. К 1978 году на вертолетном заводе в городе Кумертау был создан первый летный образец новой машины, который, к сожалению, разбился при выполнении пробежек. Второй летный образец был создан только в 1982 году, в этот раз самолет собрали на Смоленском авиазаводе. 26 мая 1982 года летчик-испытатель Э. В. Чельцов впервые поднял высотный дозвуковой самолет в воздух, полет выполнялся с аэродрома в Жуковском. Весной 1990 года данная машина установила сразу 25 мировых рекордов скорости, высоты и скороподъемности для самолетов массой в 16-20 тонн, оснащенных одним турбореактивным двигателем. Тогда же к 1990 году был собран последний образец самолета М-17.

После того как в мае 1960 года под Свердловском был сбит высотный американский разведчик U-2 под управлением Пауэрса, в США решили пересмотреть стратегию воздушной разведки над территорией СССР. На вооружении ЦРУ к тому моменту появилось новое средство доставки разведывательной аппаратуры в воздушное пространство страны Советов – автоматические дрейфующие аэростаты, которые запускались с территории некоторых стран НАТО. Эти аэростаты использовали ветры, господствующие на больших высотах над территорией нашей страны и могли пересечь СССР с запада на восток. Такие аэростаты управлялись по радио и могли по команде с земли изменить высоту полета практически с 0 до 45-50 км. При этом аэростаты могли нести не только «безобидную» разведывательную аппаратуру, но и достаточно широкий спектр взрывчатых веществ, которые могли быть сброшены по команде с земли.

ПВО СССР вынуждено было применять для уничтожения этих непрошенных гостей ракеты типов «земля-воздух» или «воздух-воздух». При этом стоимость уничтожения аэростата, выполненного из дешевой дакроновой или мейларовой пленки, в десятки раз превосходила стоимость этого дрейфующего воздушного шара. Более того, подготовка аэростатов к полету и развертывание технических средств не требовало от натовцев большого количества времени, поэтому их массовый пуск ставил оборону СССР под угрозу.

Принимая это во внимание, в 1967 вышло постановление Совета Министров СССР и ЦК КПСС, согласно которому Экспериментальному машиностроительному заводу (ЭМЗ), расположенному в подмосковном Жуковском и возглавляемому В.М. Мясищевым, было приказано осуществить комплекс научно-исследовательских работ (НИР) «Выбор технических направлений по созданию авиационного комплекса для перехвата и поражения автоматических дрейфующих аэростатов». Руководить этой темой на ЭМЗ поручили заместителю главного конструктора Г. И. Архангельскому. В рамках данного проекта был выполнен очень большой объем работ, к решению проблемы были подключены головные институты авиационной промышленности, заинтересованные ведомства и министерства. В результате проведенного комплексного технико-экономического анализа наилучшим решением было признано создание дозвукового высотного самолета-истребителя, оснащенного стрелково-пушечным вооружением.

В 1970 году по заказу ПВО СССР были начаты работы по теме №17, которая и предполагала создание высотного самолета-истребителя. Ведущим конструктором проекта стал В. М. Морковкин. К тому моменту в ОКБ уже успели детально изучить обломки сбитого под Свердловском высотного разведчика U-2, были составлены достаточно пухлые тома сравнительных характеристик агрегатов и систем данного самолета с советскими аналогами. При этом советских инженеров подкупала незатейливость и простота конструкции американского самолета и его систем. Результаты, полученные в ходе изучения обломков U-2, показали, что создание отечественного высотного перехватчика на базе советской науки и техники – это достаточно кропотливая и долгая работа, которая потребует поиска новых решений.

Решающее влияние на будущий облик машины тогда оказал выбор силовой установки. Из всего разнообразия рассматриваемых схем в конечном итоге оставили лишь 2-е: с двумя двухконтурными двигателями Д-30 П. А. Соловьева тягой по 6,6 тонн, которые подвешивались в гондолах на нижней поверхности крыла и с одним двигателем РД-36-51А конструкции П. А. Колесова, со взлетной тягой в 18 тонн, который располагался в фюзеляже машины. В ходе проведенных испытаний было установлено, что на высотах свыше 11 километров падение тяги оказалось большим для двухконтурных Д-30. Помимо этого желание иметь аэродинамически чистое крыло и необходимость размещения большого количества топлива также склоняли чашу весов к одному двигателю, расположенному в фюзеляже.

Помимо этого, разработанный для сверхзвукового Ту-144 двигатель РД-36-51А обладал отдельной коробкой приводов самолетных агрегатов, что значительно облегчало компоновку всей силовой установки, а также делало возможным уменьшение миделя фюзеляжа. Все это в конечном итоге и привело к окончательному выбору варианта с одним двигателем. При этом повторять облик американского U-2, который был самолетом традиционной схемы с двигателем, оснащенным большой удлинительной трубой, не стали по причине нецелесообразности. Было решено остановиться на двухбалочной схеме.

В 1971 году разрабатываемый самолет получил официальное обозначение М-17 «Стратосфера». В техзадании по данному проекту было поставлено условие по достижению высоты барражирования в 23-25 км., а также обеспечению его пилотирования обыкновенными строевыми летчиками. Для достижения требуемых аэродинамических характеристик для нового самолета в первую очередь необходимо было разработать крыло с уникальными несущими свойствами. Результатом этих работ стало крыло оригинальной двухрежимной конструкции, которое в полете могло изменять свою площадь и форму (за счет выдвижения в полете хвостовых секций профиля). На данное крыло был получен авторский патент.

Параллельно с решением авиационных проблем, простое перечисление которых заняло бы несколько страниц текста (конструкция, эргономика кабины пилота, конфигурация и площадь ГО, место расположения основных опор шасси и т.д.), велись работы по созданию поисково-прицельной станции для обнаружения аэростатов и целеуказания системе вооружения. По причине очень малой радиолокационной заметности разведывательных аэростатов было принято решение об использовании активной оптической системы поиска и сопровождения цели. В состав системы включался обзорный пеленгатор, который должен был найти цель, следящий пеленгатор и лазерный дальномер, который тогда называли квантовым. Данная система должна была сопровождать цель в полете и управлять огнем скорострельной пушки в автоматическом режиме с возможностью внесения корректировок.

Данная система был успешно создана в ЦКБ «Геофизика», руководил работами конструктор Д. М. Хорол. Разработанная им система в дальнейшем показала себя с наилучшей стороны, так как заданные по техзаданию показатели были существенно превышены. Требования к оптическим характеристикам создаваемой системы были настолько высоки и серьезны, что, к примеру, лобовое стекло дальномера пришлось выполнить из горного бразильского хрусталя. В СССР просто не смогли найти минерал, обладающий столь малым числом посторонних включений и примесей.

Для уничтожения разведывательных аэростатов была выбрана ППУ – подвижная пушечная установка, созданная ММЗ «Дзержинец» на базе хорошо себя зарекомендовавшей в эксплуатации 23-мм скорострельной пуши ГШ-23Л, обладавшей скорострельностью на уровне 3400 выстрелов в минуту. При этом весила она всего 47 кг. Помимо этого конструкторам пришлось разработать высокочувствительный взрыватель, который срабатывал бы при ударе об очень тонкую оболочку аэростата, что явилось еще одним важным шагом на пути поражения аэростатов 23-мм снарядами.

В этом советским конструкторам неожиданно помог сопутствующий физический эффект. Во время повреждения оболочки аэростата осколками снаряда образовывались только небольшие отверстия, расход газа сквозь которые не был достаточным для снижения аэростата. Однако к радости советских конструкторов при этом проявлялся реактивный момент, закручивающий оболочку аэростата относительно его более инерционной подвески. Удерживающие данную подвеску стопы сжимали оболочку, и газ из аэростата выдавливался с возрастающей интенсивностью. В дополнение к этому были созданы и особые разрывные снаряды, которые в момент срабатывания разбрасывали проволочные жгутики, которые существенно увеличили площадь и размеры пробоин.

По своей компоновке М-17 «Стратосфера» был двухбалочным аппаратом, обладающим коротким фюзеляжем и «чистым» крылом достаточно большого размаха – 40 метров. Стоит отметить, что М-17 заново «открыл» данную схему для современных реактивных самолетов. При этом стоит отметить тот факт, что мясищевцы во все времена выгодно отличались от конструкторов большинства других КБ своим особым отношением к решениям соперников и коллег. Именно это и позволило, в конечном счете, разработать самолет с очень хорошими летными характеристиками.

Особо специалистами отмечался уникальные профиль, а также механизация крыла «Стратосферы». Здесь был применен совершенно новый сверхкритический профиль крыла, который позволял самолету иметь повышенное аэродинамическое качество практически во всем диапазоне высот и скоростей полета. Крыло самолета М-17 впоследствии даже стали называть адаптивным, что являлось результатом его изменяемой геометрии профиля (не надо путать с изменяемой стреловидностью крыла). Помимо этого улучшить аэродинамические характеристики машины удалось за счет оригинальной законцовки крыла. О высоких летных возможностях машины свидетельствует тот факт, что М-17 мог планировать с высоты в 1 км. на дальность в 30 км.

К сожалению, уникальный самолет стал заложником изменившейся обстановки. Работы по его созданию затянулись, в то время как американцы запустили свой последний аэростат в ноябре 1983 года с территории Норвегии. В дальнейшем США просто прекратили использование этих разведывательных средств против СССР. Однако наработки по М-17 не пропали даром и стали основой для создания гражданской версии самолета М-55 «Геофизика».

Тактико-технические характеристики М-17:

Размеры: размах крыла – 40,32 м., длина – 22,27 м., высота – 4,87 м.
Площадь крыла – 137,7 кв. м.
Масса самолета нормальная взлетная – 19 950 кг.
Тип двигателя – 1ТРД РКБМ (Новиков) РД-36-51В, тягой 6 000 кгс.
Максимальная скорость – 743 км/ч.
Практическая дальность полета – 1 325 км.
Продолжительность полета – 2 часа 14 минут.
Практический потолок – 21 550 м.
Вооружение – подвижная пушечная установка на основе ГШ-23Л
Экипаж – 1 человек.

Источник

Сверхвысотный перехватчик М-17 «Стратосфера».

Для борьбы с разведывательными аэростатами в СССР был создан уникальный самолет — сверхвысотный дозвуковой перехватчик М-17 «Стратосфера».

С 60-х годов для разведки на территории Советского Союза НАТО стало активно использовать автоматические аэростаты. Для ПВО страны это стало большой проблемой: сбить неспешно дрейфующий на огромной высоте воздушный шар оказалось сложной задачей.

М-17 «Стратосфера»

Использовать дорогостоящие ракеты на относительно дешевые цели было просто не рационально, а использовать пушку было невозможно из-за недостаточной высоты полёта перехватчиков и, как ни странно, их высокой скорости. Для решения проблемы было решено создать специальный стратосферный перехватчик с дозвуковой скоростью полета.

М-17 «Стратосфера»

Самолет, впоследствии получивший обозначение М-17 «Стратосфера», был создан в авиационном конструкторском бюро Мясищева. Были использованы и давние заготовки знаменитого конструктора, которого тема сверхвысотного полета интересовала уже давно, так и результаты изучения сбитого американского U-2. В итоге получилась по-настоящему уникальная машина.

М-17 мог часами на небольшой скорости барражировать в заданном районе и уничтожать аэростаты выстрелами из двухствольной пушки со специальными разрывными снарядами, оставляющими в оболочке огромные дыры.

М-17 «Стратосфера»

Было построено три экземпляра самолета, два для летных (один из которых был разбит при испытаниях) и один для статических испытаний. В ходе испытаний 1990 года было установлено множество международных рекордов, непревзойденных и по сей день. Но из-за распада Советского Союза самолет был снят с вооружения.

Но создание самолета М-17 «Стратосфера» послужило началом для создания дозвукового разведчика М-55 «Геофизика», который и сейчас используется для исследования стратосферы, хоть и в единственном экземпляре.

Источник

Стратосферный самолет что это

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 У-2.

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.

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. «.

В группу специалистов, работающих над первым проектом высотного дозвукового самолета, вошли и два автора этого очерка.

Во-первых, профиль крыла, который должен обеспечить высокие коэффициенты подъемной силы. Таких профилей не было.

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.

К этому времени мы уже проштудировали знаменитый высотный У-2, изучили натурную конструкцию планера, используя остатки того, что осталось от У-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 У-2 объединены в специальные подразделения ВВС США, имеют отличительные шарфы и знаки на мундирах, садятся за штурвал У-2 только после колоссального налета на других самолетах, все время находятся под строгим контролем врачей и являются элитой ВВС.

У-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 У-2.

Воссоздав, (конечно, теоретически) детище «Келли» Джонсона вместе со специалистами Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н. Е. Жуковского, мы подсчитали возможные летные данные У-2 и получили максимальную высоту полета, равную 21 км.

Во время одного из визитов в ОКБ, маршал «обхаял» нашу работу, заявив, что его службы фиксировали У-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.

У нас были и конкуренты, что создавало атмосферу состязательности.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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. У разов, 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.

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.

Герметичная кабина и специальное снаряжение летчика в комплексе с системами жизнеобеспечения (кислородной и кондиционирования) обеспечивают нормальные условия деятельности летчика на всех высотах.

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.

Необходимая толщина полок и стенок силовых шпангоутов получена путем дополнительной механической обработки и химическим фрезерованием, типовые шпангоуты выполнены из листов Д16 АТВ.

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.

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.

Хвостовая часть крыла состоит из верхних панелей, нижних поворотных створок, шестнадцати выдвижных закрылков и шести тормозных щитков.

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.

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.

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 имеет эксплуатационный стык с передним обтекателем и технологический ленточный стык с консольной частью.

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.

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 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.

Топливо размещается в пяти крыльевых баках:

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).

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.

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.

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).

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 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.).

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.

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′.

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╠5╟ рули направления отклоняются вправо (влево) наугол 20╠ град.

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:

При этом руль высоты отклоняется соответственно на углы:

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.

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.

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.

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.

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:

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:

— 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;

г) тумблер регулирования положения сиденья по росту летчика;

д) 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.

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.

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 стойки ╧ 1 изделия 93;

управления фонарем и герметизации кабины. Аварийная система предназначена для аварийного

выпуска шасси, торможения колес и выпуска тормозных щитков.

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.

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.

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:

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;

Приборы контроля работы силовой установки состоят из следующих приборов:

тахометр (указание оборотов);

указатель давления масла;

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.

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;

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;

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».

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.

Рекорды М-17 в подклассе С-11

ЛТХ:

Доп. информация :

Чертеж » Мясищев М-17 »
Чертеж «Мясищев М-17 Стратосфера»
Фотографии:

	М-17 (c) Архив Авико Пресс
	М-17 (c) Архив Авико Пресс
	М-17 (c) Архив Авико Пресс
	М-17 (c) Архив Авико Пресс
	М-17
	М-17
	М-17
	М-17
	М-17
	М-17 (c) Архив Авико Пресс
	М-17

Схемы :

Варианты окраски:

Источник