Лишь после этого мы стали ждать замены".
А вот воспоминания старшего лейтенанта Фатеева В.П. В этот период он занимал должность правого лётчика на самолёте Ил-12 (этот самолёт раньше числился в составе транспортного полка авиации ТОФ, второй самолёт Ил-12, как уже говорилось выше, был сбит американскими истребителями 27 июля 1953 г.).
"На авиационном заводе № 30 ВМФ на самолёт дополнительно установили несколько кислородных баллонов с подводкой питания на каждое рабочее место. На другом заводе смонтировали заборники для проб воздуха и радиолокационные устройства. В конце августа 1955 г. мы перелетели на аэродром Рогачёво (Новая Земля). В следующем месяце произвели восемь вылетов на разведку погоды для обеспечения полётов самолётов- истребителей и облёта района предстоящих испытаний.
Особенно запомнилось 21 сентября 1955 г. В этот день наш самолёт и два Ли-2, пилотируемые капитанами Моисеевым Е. и Накоряковым С.Н., получили задание отследить след облака ядерного взрыва и произвести фотографирование. За двадцать минут до взрыва самолёты заняли заданные исходные районы. В момент взрыва мы выполняли полёт на высоте 500 м, причём наш самолёт даже не тряхнуло, а Ли-2, которые находились дальше от точки взрыва, но на высоте 3000 м тряхнуло основательно.
Через 20 мин после взрыва наш экипаж, надев кислородные маски, на высотах 1000-3000 м выполнил четыре прохода через облако ядерного взрыва по командам находившегося у нас на борту научного сотрудника.
После посадки мы отключились от бортовой кислородной системы и перешли на питание от парашютных кислородных приборов типа КП-27. Персональные приборы дозиметрического контроля показывали, что каждый из нас получил облучение по 12-14 рентген.
На следующий день четыре человека экипажа производили консервацию двигателя. Однако проявилось незнание технологии. Оказалось, что предварительно следовало дать поработать двигателю на чистом бензине Б-76, чтобы очистить цилиндры от нагара свинца. Эти операции выполнял повторно бортмеханик, что и завершилось его заболеванием ".
Для обеспечения испытаний в соответствии с директивой Главного штаба ВМФ от 25 октября 1957 г. был сформирован 918-й отдельный испытательный авиационный полк специального назначения с подчинением начальнику 12-й авиационной группы ВВС СФ. Командиром авиационного полка назначили подполковника А.К. Филенюка. Несколько странным был состав полка: эскадрилья самолётов Ил-28; эскадрилья самолётов МиГ-17, МиГ-19, Ан-2, Як-12 и вертолетов Ми-4; третья эскадрилья состояла из самолётов Ил-14 и Ли-2. Всего в штате полка числилось 22 экипажа, место базирования – аэродром Ягодник.
Первыми к полётам по спецзаданиям приступили подполковники Филенюк А.К., Татьянин И. Г., майор Симжаков Н.В.
В 1958 г. полк налетал 2278 ч, в том числе 1212 ч на полигоны Поной и Новая Земля.
Через два года полк переформировали в две отдельные испытательных эскадрильи: 271-ю и 273-ю. Командиром 271-й эскадрильи назначили майора Гусева А.И. Она состояла из шести авиационных звеньев: два Як-25, три Ил-28, шесть Ли-2, три Ми-4, три Ан-2. Место базирования – аэродром Ягодник. Вторую эскадрилью перебазировали на аэродром Красноводск (в тот период Туркменская ССР).
Приказом главкома ВМФ от 17 июня 1962 г. 271-ю отдельную авиационную эскадрилью переформировали в 365-й отдельный испытательный авиационный полк. Его командиром опять назначили теперь уже подполковника Гусева А.И. Аэродром базирования пос. Лахта (Катунино). В августе полк состоял из трёх эскадрилий. В 1965 г. в него поступили самолёты Ил-18, в 1966 г. прибыли Ми-6. В середине ноября 1977 г. последовала новая реорганизация. Первая эскадрилья состояла из самолётов Ил-18, Ан-26, Ил-14; вторая и третья эскадрильи – из вертолётов Ми-8.
(Продолжение следует)
Воздушно-орбитальная система «СПИРАЛЬ» Часть 3
Лукашевич В.П. Труфакин В.А. Микоян С.А.
Продолжение. Начало в № 10,11/2006 г.
Наиболее проработанным в аванпроекте «Спираль» был экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет – ЭПОС, выводимый в космос ракетой-носителем «Союз».
Лозино-Лозинский обоснованно полагал, что если ЭПОС начнет летать в космос, то программе боевых орбитальный самолетов быть, независимо от судьбы и темпов разработки ГСР и ракетного ускорителя.
Проектно-конструкторскую документацию по орбитальному самолету выпустили специалисты ОКБ А.И.Микояна под руководством Я.И.Селецкого:
– В.Ф.Павлов, В.П.Завгородный – ферменная конструкция фюзеляжа и теплозащитный экран;
– Н.Н.Веревкин – «горячая» конструкция крыла;
– З.Е.Берсудский – теплопрочностные расчеты;
– Ю.В.Бакшт – четырехстоечное лыжное шасси.
ЭПОС предназначался для натурной отработки аэродинамической компоновки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а также средств и методик, обеспечивающих боевое применение. ЭПОС уже фактически являлся опытным образцом боевого самолета, имея отсек для размещения телеметрической и контрольнозаписывающей аппаратуры объемом 2 м3 , он леггко модифицировался в дневной фоторазведчик путем замены оборудования, предназначенного для летно-конструкторских испытаний, на спецоборудование для фоторазведки.
ЭПОС был оборудован комбинированной двигательной установкой, включающей в себя:
– ЖРД орбитального маневрирования тягой 1500 кгс для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. Топливная система двигателя состояла из двух баков – горючего и окислителя. Рабочее давление в вытеснительной системе подачи компонентов топлива в ЖРД создавалось сжатым гелием;
– два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса) с тягой в пустоте по 16 кгс каждый, работающих от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия остатков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен был слить топливо за борт с использованием вытеснительной системы на сжатом гелии;
– блок ЖРД для газодинамического управления (ГДУ) ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинамическим поверхностям до скорости М=3), состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс каждый и 10 двигателей точной стабилизации с тягой 1 кгс каждый. Блок управляющих двигателей имел автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из 2-х баков. При отказе ЖРД точной стабилизации их дублируют двигатели грубой ориентации;
– ТРД со стендовой тягой 2000 кг для полета на дозвуке и посадки. Этот двигатель являлся развитием подъемного двигателя 36- 35, выпускавшегося в ОКБ-36 для корабельных истребителей вертикального взлета Як-38. Он был выбран из-за малого удельного веса, равного 0,04 кг/кг тяги вместо 0,2, который имеют лучшие маршевые ТРД, и малого удельного расхода топлива. Топливо для двигателя – керосин. Топливная система состоит из двух баков с наддувом гелием. В основании киля расположен регулируемый воздухозаборник ковшового типа. Створка воздухозаборника открывается только перед запуском ТРД. Система управления ТРД обеспечивает диапазон плавного регулирования тяги от «малого газа» до «максимала».
Оборудование самолета состоит из следующих основных систем:
– источников электроэнергии;
– системы навигации и управления;
– системы жизнеобеспечения летчика;
– системы аварийного спасения летчика в случае катапультирования (именно так написано в аванпроекте, хотя мы понимаем, что катапультирование – это и есть аварийное спасение летчика);
– системы термостатирования отсеков оборудования и кабины;
– системы радиосвязи с коротковолновой КВ и ультракоротковолновой ДЦВ радиостанциями и внешними ан- тенно-фидерными устройствами;
– радиотелеметрической системы измерений с магнитными накопителями, обеспечивающей регистрацию на борту самолета 350 параметров;
– электрической трехпозиционной системы управления крыльями;
– системы индикации всех необходимых параметров для летчика на приборной доске и пультах кабины, включающей: указатель аварийного момента торможения (УАМТ), указатель скорости, индикатор пространственного положения (ИПП), дублер авиагоризонта ДА-200, указатель угловых скоростей, указатель высоты, навигационный индикатор, указатель перегрузок, счетчик дальности, часы и индикацию времени, указатель исполнения программ, блок введения программ, указатель положения шасси и крыльев, сигнализаторы контроля системы жизнедеятельности, вольт-амперметр, прибор контроля ТРД, комплексное табло сигнализаторов состояния бортовых систем, приборы включения и выключения ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, прибор контроля ЖРД и двигателей газодинамической системы управления, пульт управления аварийным сливом топлива ЖРД.
Система индикации, средств контроля и управления обеспечивает возможность выполнения летчиком основных задач по управлению орбитальным самолетом и его бортовыми системами на всех этапах полета:
– проведение астро- и радиокоррекции навигационной системы;
– осуществление ручной ориентации и стабилизации самолета в орбитальном полете;
– контроль работы всех систем;
– управление по директорным приборам на этапе привода и посадки.
Корпус
Длина, мм 8000
Размах по заднему торцумм 4000
Радиус носка корпуса, мм 1500
Площадь плановой проекции, м2 24,00
Мидель корпуса, 3,70
Площадь дна, 2,80
Стреловидность носовой части, г род 74,33
Положение центра тяжести в % к длине 58
Крыло
Площадь поворотных консолей, м 2 2,33
Удлинение 1,91
Сужение 3,11
Стреловидность по передней кромке, град 55
Площадь элевонов, M2 1,84
Киль
Площадь, м2