Авиационный сборник 1993 01

Скорость звука самолет проходил на высоте 8.5 км через 4 минуты после взлета. На высоте 10.7 км при скорости 420 м/с проводился сброс подвесных топливных баков, а после набора высоты РСР выполнял длительный полет с большой сверхзвуковой скоростью.

Максимальная высота полета самолета планировалась 26.7 км при скорости до 2800 км/ч (М=2.65), а дальность полета на высотах более 20 км при несколько меньшей скорости достигала 3760 км. Снижение самолета для захода на посадку могло начаться за 500 км до аэродрома. Длина разбега РСР составляла 1300 м при скорости отрыва с выпущенными закрылками 330 км/ч, угле атаки до 9° и взлетной тяге двигателей 9.5 тс. а длина пробега -1200 м при посадочной скорости 245 км/час.

Во время полета РСР должен был соблюдать режим радио- и радиолокационного молчания. Уже в то время обращалось внимание на обеспечение малого радиолокационного отражения от самолета за счет выбора соответствующей формы аппарата и применения радиопоглощающих покрытий для обшивки.

НМ-1 на испытаниях

Предусматривалось также выполнение кратковременного маневра с перегрузкой до 2,5 единиц с целью уклонения от ракет (горка с динамическим потолком 42 км) и применение средств создания активных и пассивных помех в радиодиапазоне.

Согласно эскизному проекту, аэродинамическая схема РСР имела ряд уникальных особенностей: крыло малого (1,67) удлинения со стреловидностью 58° по передней кромке имело сверхзвуковой аэродинамический профиль, образованный двумя трапециями с острыми передними и задними кромками (относительная толщина профиля составляла всего 2,5%); двигатели в обтекаемых мотогондолах были закреплены на концах крыла, что в сочетании с очень тонким фюзеляжем большого (18,6) удлинения обеспечивало самолету РСР достаточно высокое аэродинамическое качестве, равное 5,3 при угле атаки 5° и скорости полета, соответствующей числу М-2,65 на высотах 20-22 км.

Предусматривалась автоматическая перекачка топлива из подвесных топливных баков в задние баки и определенный порядок их выработки, при этом обеспечивалось оптимальное положение центра масс: на взлете 25%, на маршевом участке 45% и на посадке 26,4% средней аэродинамической хорды крыла, равной 8,08 м. Крыло имело элероны и закрылки, площадь которых составляла соответственно 4% и 7,7% площади крыла с подфюзеляжной частью.

Цельноповоротный вертикальный киль с относительной толщиной 3,5% имел угол отклонения +/-18°. Цельноповоротные плоскости горизонтального оперения имели тот же аэродинамический профиль, что и крыло, с относительной толщиной 3,5% и диапазон углов отклонения от 10° до -25°. Органы управления самолета РСР имели гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.

Подвесные топливные баки диаметром по 0,65 м и длиной по 11,4 м вмещали 4,4 т топлива. Конструкция крыла самолета РСР имела обшивку, выполненную из алюминиевого сплава Д-16Т, пять лонжеронов и набор нервюр. Масса квадратного метра конструкции консолей крыла составляла 30 кг. Для увеличения жесткости крыла на кручение при работе элеронов часть обшивки крыла выполнялась из алюминиево-бериллиевого сплава. Из этого же сплава выполнялась конструкция элеронов и цельноповоротных плоскостей оперения.

Фюзеляж самолета состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака.

Летчик самолета РСР, одетый в скафандр, размещался в гермокабине, давление воздуха в которой у Земли равнялось 780 мм рт.ст., а на максимальной высоте – 460 мм рт.ст. Температура в кабине при температуре наружного воздуха -60°С не должна была превосходить 30°С. На борту имелась автономная система кондиционирования воздуха в скафандре. В полете скафандр летчика вентилировался от основной системы вентиляции. При выходе ее из строя аварийная система наддува осуществляла вентиляцию скафандра в течении 15 минут. При разгерметизации гермокабины давление в скафандре "соответствовало давлению на высоте не более 11,5 км. Кислородное питание летчика подавалось независимо от герметичности кабины. Было предусмотрено катапультирование летчика при необходимости.