...
Маленькая ремарка к вопросу об истории разработки Су-24.
Проектирование любого самолета – очень долгий и трудный процесс. И отнюдь не только конструкторы определяют его окончательный облик. На результат влияет много факторов. Очень важна позиция заказчика в лице соответствующих управлений ВВС, а также НИИ МО, в первую очередь – ГНИКИ (ныне – ГЛИЦ), где проводятся государственные испытания авиатехники. Заказчик имеет полное право потребовать от разработчика выполнения всех его требований. Начинается все это с ТТЗ, основным разработчиком которого по определению является 30 ЦНИИ МО. Именно здесь формулируется основное предназначение и концепция использования будущего самолета. Это делается как напрямую, когда явно назначаются основные цели и задачи, которые должен выполнять новый аппарат, так и опосредованно, через задаваемые контрольные цифры ТТХ. От того, насколько правильно будет сформулировано ТТЗ, зависит очень многое. Да, естественно, при этом учитывается мнение промышленности, и соответствующий документ согласовывается со всеми основными исполнителями работ. Но иначе и быть не может, поскольку военные зачастую отнюдь не так всеведущи в конкретных технических вопросах, и нередко очень плохо представляют себе уровень развития промышленности, и не понимают, какие «затраты» повлечет за собой выполнение тех или иных требований, чего именно будет «стоить» данное конкретное пожелание. К сожалению, часто бывает и так, что сама постановка задачи, мягко говоря, не очень четкая.
Далее последовательно идет этап приемки аванпроекта, эскизного проекта, макетная комиссия ВВС, и, наконец, испытания. И на каждом из этапов разработки или испытаний машины заказчик может встать «в упор» и жестко потребовать выполнения каких-либо своих требований. И промышленность будет просто вынуждена их выполнять. В частности, например, при рассмотрении компоновки кабины пилота. Конструкторы КБ отнюдь не самостоятельно решают, где и что именно должно стоять в кабине. Для этого есть куча соответствующих нормативных документов, в т.ч. и ОТТ ВВС. Ну а самое главное – военные очень придирчиво рассматривают компоновку кабины на макете самолета, именно по поводу кабины всегда бывает наибольшее количество замечаний, которые, как правило, выполняются промышленностью при внедрении самолета в серию. Но даже позднее, уже в ходе испытаний, постоянно идут замечания летчиков-испытателей по этому поводу, которые ОКБ просто вынужденно удовлетворять, потому что в противном случае в акте госиспытаний появится соответствующий пункт в перечне № 1, и, значит, о передаче машины в эксплуатацию не может быть и речи.
Другое дело, что и здесь, все как в жизни – очень часто все решают конкретные люди, которые работают в конкретных обстоятельствах. И тут, естественно, возможно все, в т.ч., вплоть до давления на военных со стороны правительства, промышленного «лобби», и т.д. И тогда все зависит от того, сможет соответствующий командир выдержать это давление, или нет. Примеров того, что находились такие люди – очень много. Значит, как всегда, и везде, все зависит от конкретных людей.
Ну а по поводу самой промышленности, и конкретно Су-24, здесь тоже были свои сложности. Например, когда начиналась работы по этой теме, и военные, и сама промышленность очень слабо представляли себе, что именно повлечет за собой выполнение требований по всепогодности машины и максимальной автоматизации всех основных этапов полета. На практике оказалось, что на борту придется разместить такой объем БРЭО, что сразу резко выросла размерность машины, и ни о какой модернизации Су-7Б речь уже не шла. Понятно стало, что это будет уже совершенно другой самолет. Начался новый этап работ, однако и здесь была «куча проблем». У власти находился Н.С. Хрущев, и приходилось выполнять директивные указания о сокращении авиационной тематики, именно поэтому разработка машины сперва шла под шифром Т-58М, т.е. как модернизация Су-15. Несколько раз «менялась концепция», в конечном счете, к 1965 году со стороны военных наконец «устаканились» требования к самолету, как к штурмовику, который должен обеспечивать взлет с укороченных ВПП и
...

...
автоматизированный полет на малой высоте. Именно поэтому, а также с определенной «оглядкой» на запад, где в это время активно велись работы в соответствующем направлении, началась разработка самолета в варианте с установкой дополнительных подъемных двигателей. Компоновка кабины «рядом» была выбрана, в первую очередь, из-за больших поперечных размеров антенны РПО. Маршевые двигатели – ТРД АЛ-21Ф (изд. «85») выбрали исходя из условий обеспечения потребной дальности при условии длительного сверхзвукового броска на малой высоте. Если бы не было такого требования, гораздо выгоднее было бы поставить на самолет ТРДД, однако военные настаивали на этом пункте требований. Так мы с самого начала ухудшили показатели по дальности по сравнению с аналогами. Были, конечно же, и прямые ошибки конструкторов. Такие, например, как «квадратные» сечения фюзеляжа, в средней его части, с прямыми углами. Но от этого удалось избавиться довольно быстро – углы «скруглили».
Довольно скоро стало ясно, что самолет с дополнительными подъемными двигателями - тупиковый путь, поэтому, уже в 1967 году параллельно началась разработка нового варианта самолета - с изменяемой геометрией крыла. Однако и здесь действовали жесткие ограничения. Ни о какой новой разработке речь не шла. Для ускорения сроков МАП потребовало максимально унифицировать новый вариант с ранее разработанным опытным самолетом. Т.о., перекомпоновке подвергалась только средняя часть фюзеляжа, откуда «выкинули» двигатели РД-36-35.
Первый опытный экземпляр полетел в январе 1970-го. Практически в самом начале испытаний пришлось ухудшать аэродинамику в угоду характеристик РПО, именно поэтому вместо привычного удлиненного обтекателя РЛС появился нынешний «лопатообразный». Соответственно, сразу ухудшились характеристики на сверхзвуке. Потом из МАП последовали новые требования: на машину следовало поставить более мощный двигатель – АЛ-21Ф-3 (изд. «89»), который должен был стать унифицированным для отечественной авиации, включая МиГ-23. Однако «микояновцы» от него отказались (там предпочитали работать только с ОКБ С.К. Туманского), но «поезд уже ушел», работы по изд. «85» в ОКБ А.М. Люльки были прекращены, планировалось выпускать только изд. «89». В результате, в ОКБ Сухого были вынуждены перекомпоновывать воздухозаборники под больший расход воздуха. На пользу машине это не пошло, потому что увеличивалось только входное сечение, а внутреннюю компоновку менять запрещалось, поскольку уже начался серийный выпуск. В итоге, двигатели на Су-24 – «полузадушенные» по тяге. В ОКБ попытались разработать новую компоновку (самолет типа Т6-5), однако в МАП нас не поддержали, в результате, эти работы пришлось свернуть.
Практически постоянно наращивались требования военных по номенклатуре и количеству вооружения. На пользу аэродинамике это также не шло: росла масса, ухудшалась дальность, требовалось проведение дополнительных доработок по прочности, и т.д.
С этим пытались бороться самыми разными способами. В ОКБ постоянно проводились «конкурсы» на разработку технических предложения по снижению массы самолета, многие из них внедрялись в серию. Аэродинамики тоже внесли свою лепту – для улучшения сверхзвуковых характеристик на машине «обузили» ХЧФ. Однако к каким-либо кардинальным улучшениям это не привело, даже наоборот, на трансзвуке появилась дополнительная тряска. Зато сильно ухудшились эксплуатационные характеристики. Ну и т.д. Всего, что связано с созданием этой машины вспоминать можно очень долго.
К чему я все это? При создании Су-24 было много объективных и субъективных ошибок. Однако и конструкторам ОКБ очень часто приходилось работать в достаточно сложных условиях. Хочется подчеркнуть одну только мысль: в любом случае, создание нового самолета всегда является продуктом коллективного творчества военных и промышленности, и поэтому не надо сильно «гнобить» одних лишь конструкторов ОКБ за то, какой получается машина, в т.ч., и с точки зрения эксплуатации.
21/02/2009 [15:58:38]
...

МиГ-23МЛА - иногда встречающееся название самолетов МиГ-23П последних серий. В состав БРЭО введены РЛС "Сапфир-23МЛА", стрелковый прицел АСП-17, теплопеленгатор ТП-26 и цифровая система контроля и управления оптимальной траекторией полета. Самолеты МиГ-23МЛА поступили на вооружение частей ПВО в начале 1980-х годов

С 1935 г. по настоящее время Морской Авиацией командовали:

В.К.Бергстрем (июль 1935 г. — ноябрь 1937 г., репрессирован), Ромашин (февраль-октябрь 1936 г., ВрИД), Ф.Г.Коробков (январь 1938 г. — июнь 1939 г., ВрИД) С.Ф.Жаворонков (июнь 1939 г. — декабрь 1946 г.), П.Н.Лемешко (март 1947 г. —декабрь 1949 г.), А.М.Шу-гинин (декабрь 1949 г. — февраль 1950 г., ВрИД), ГСС Е.Н.Преображенский (февраль 1950 г. — май 1962 г.), ГСС И.И.Борзов (май 1962 г. — август 1974 г.), ГСС АА.Мироненко (август 1974 г. — июль 1982 г.), ГСС Г.А.Кузнецов (1982-1988гг.), В.П.Потапов (1988-1994гг.), В.Г.Дейнека (1994-2000 гг.), И.Д.Федин (2000-2003 гг.), Ю.Д.Антипов (апрель2003 г. —2007 г.), В.П.Уваров (2008-2009 гг.), Н.В.Куклев (январь-август 2010 г., снят), ГРФ И.В.Кожин (с августа 2010 г., ВрИД).

Пермское МКБ с самого начала своего создания в 1939 году уделяло большое внимание перспективным разработкам.

П. А. Соловьев после ухода из жизни в 1953 году А. Д. Швецова стал одним из самых молодых главных конструкторов в стране. В то же время он уже обладал очень большим опытом конструирования и доводки двигателей, а главное – имел очень ценное качество – дар предвидения, основанный на теоретических знаниях и интуиции. Этот дар, подкрепленный расчетами специалистов МКБ, помог своевременно определить правильное направление в выборе перспективной на многие годы схемы двигателя – двухконтурной.

Проявляя умение «показать товар лицом», П. А. Соловьев доказывал расчетами, что двухконтурные двигатели обладают выдающимся набором экономических и эксплуатационных характеристик, позволяют реализовать высокие степени сжатия в компрессоре и высокие температуры газа перед турбиной при малых потерях с выходной скоростью отбрасываемого потока. Последующая история развития мирового двигателестроения подтвердила правильность сделанного тогда выбора. П. А. Соловьева можно вправе считать первопроходцем по развитию двухконтурных двигателей у нас в стране, а пермское МКБ – передовой лабораторией по их разработке. 1955 год. Первый в этом ряду двигатель Д-20 (R=6800 кгс) представлял собой двухвальный двухконтурный (m=1,5) двигатель с форсажем в наружном контуре. Д-20 проектировался и испытывался в 1955–1956 годах, и работы по его доводке позволили получить ценные данные для создания двигателей подобной схемы.

1956 год. Выдающимся для своего времени проектом стал двухконтурный двигатель Д-21. Двигатель был спроектирован по одновальной схеме с общей форсажной камерой, с высокой температурой перед турбиной (ТСА*=1400 К) и рассчитан на очень высокую сверхзвуковую скорость полета. При этом МКБ взяло на себя разработку регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, сложного и ответственного узла, традиционно проектировавшегося и создававшегося самолетчиками. Испытания, проведенные в ЦАГИ, подтвердили, что всережимный воздухозаборник, разработанный в МКБ по оригинальной осесимметричной схеме, по своим параметрам значительно превосходил существующие образцы. Двигатель Д-21 намного опередил свое время. Аналогичный одновальный ТРДДФ, но на несколько меньшую скорость полета – французский двигатель М-53 для самолета «Мираж 2000» создан на 20 лет позже. К сожалению, работы по двигателю Д-21 в 1960 году были остановлены в связи с прекращением работ по самолету.

1966–1967 годы. Спроектирован, изготовлен и испытан двигатель Д-30Ф (изделие 38) на тягу Rф=11,5 тс, а в 1971 году двигатель № 38-04 прошел испытание на высотном стенде ЦИАМа для проверки работоспособности форсажной камеры при малых давлениях воздуха на входе в двигатель.

Проекты 50–60-х годов ХХ века (Д-20, Д-21 и Д-30Ф) опережали свое время, так как еще долгие годы в сверхзвуковой авиации господствующее положение занимали одноконтурные ТРД, однако требование многорежимности (сочетание дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета), лучшие эксплуатационные характеристики и ряд других преимуществ привели к тому, что и в сверхзвуковой авиации всего мира двухконтурные двигатели в 70-х годах стали занимать доминирующее положение.

Впервые в стране

Предварительные работы в МКБ по созданию форсажного двигателя Д-30Ф6 начались согласно приказам Министерства авиационной промышленности (МАП) от 27.01.1970 года и от 16.08.1971 года, а полномасштабные НИОКР – позднее на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров от 12.05.1974 года и приказа МАП от 01.07.1974 года. В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя (изделия 38), был разработан проект нового сверхзвукового ТРДДФ Д-30Ф6.

Двигатель проектировался с использованием аэродинамики компрессоров моторов Д-30 (Ту-134) и Д-30КУ/КП (Ил-62 и Ил-76) при необходимых конструктивных изменениях, обусловленных новыми условиями эксплуатации.

Выбор в 1955 году размерности газогенератора и его семиступенчатого компрессора высокого давления (КВД) для ТРДД Д-20 позволил, не меняя размерности базовых семи ступеней, создать семейство ТРДД с тягой от 5,5 до 16 тс.

Из воспоминаний В. М. Чепкина (в то время заместителя главного конструктора в пермском МКБ, позднее генерального конструктора ОКБ имени А. М. Люльки): «Революционность вновь разрабатываемого двигателя заключалась в том, что двухконтурный двигатель со степенью сжатия 22 мы применили для самолета, который летает на скорости 3000 км/час. Нам все говорили, что такой мотор не получится, поскольку мы довели показатель температуры газа перед турбиной до 1640 К, когда по тем временам все летали на уровне 1400 К. Конечно, такие изменения потребовали новой системы охлаждения, новых материалов лопаток и дисков турбин, новой идеологии доводки двигателя. Проблем была масса, споры были страшные, мы получили огромное количество отрицательных заключений, в том числе и от Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ). Но мы смогли всех убедить».

Был решен ряд новых вопросов: выбраны оптимальные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности m=0,5, ставшая классической для многих последующих проектов двигателей подобного назначения у нас в стране и за рубежом, выбраны параметры и программы регулирования трех контуров двигателя (основной контур, контур регулирования сопла и контур регулирования расхода топлива форсажной камеры), обеспечивающие поддержание оптимальных тягово-экономических и эксплуатационных характеристик двигателя.

В частности, была разработана специальная программа повышения температуры газа перед турбиной с увеличением скорости полета самолета. Это обеспечило получение требуемой тяги во второй критической точке: на высоте 20 км и при скорости полета 2500 км/час. Позже ученые ЦИАМа назвали это «температурной раскруткой». Таким образом, была разработана методика получения крутой скоростной характеристики двигателя, ставшая впоследствии также классической для последующих проектов.

Особо необходимо выделить разработку системы автоматического управления и топливопитания (САУ и ТП), где впервые в отечественной практике была спроектирована и внедрена ЭВЦМ в качестве основного регулятора режимов работы ТРДД (РЭД-3048). Работы по этой системе были выполнены в Пермском агрегатно-конструкторском бюро (ПАКБ) под руководством главного конструктора А. Ф. Полянского, а затем Г. И. Гордеева.

По причине низкой в то время надежности элементной базы на двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ.

Идеология, алгоритмы и доводка электронно-гидро-механической САУ и ТП выполнялись совместно специалистами МКБ П. А. Соловьева и ПАКБ (в настоящее время ОАО «СТАР»).

Впервые в нашей стране для анализа нестационарного теплового состояния топливо-масляной системы высокотемпературного двигателя была применена математическая модель, что позволило не отправлять двигатель в ЦИАМ для испытания на высотном стенде. Тепловое состояние системы в полетных условиях было проанализировано с помощью матмодели. Полученные данные увязали с результатами стендовых, а затем и летных испытаний. Данную работу высоко оценили специалисты ЦИАМа и в дальнейшем зачли на государственных испытаниях двигателя.

Большие трудности в процессе доводки представляла основная камера сгорания (КС). В отечественном и зарубежном авиадвигателестроении имелись КС, работающие при ТК*900 К, а для Д-30Ф6 требовалось обеспечить надежную и эффективную работу при ТК*=1024 К.

В результате интенсивных научно-исследовательских, расчетных и экспериментальных работ совместно с ЦИАМом были найдены эксклюзивные решения: для исключения горения топлива вдоль стенок жаровых труб введена подача охлаждающего воздуха через гофрированные кольца между секциями жаровых труб, для формирования равномерного поля температур на входе в турбину предусмотрено перераспределение подвода воздуха с помощью специальных отверстий в зоне смешения жаровой трубы, первоначальная разборная конструкция форсунки не обеспечивала герметичности при ТК*>950 К и только разработка и внедрение сварной конструкции форсунки с применением электронно-лучевой сварки обеспечили ее полную герметичность.

Турбина высокого давления. Для обеспечения работоспособности и требуемого ресурса при ТСА*=1640 К, в первую очередь лопаток, были отработаны конструкции сопловых и рабочих лопаток 1 и 2-й ступеней с конвективно-пленочным и конвективным охлаждением, для чего необходимо было увеличить хладоресурс воздуха, отбираемого на охлаждение турбины.

С этой целью впервые в отрасли был разработан и применен воздухо-воздушный теплообменник в наружном канале двигателя. Снижение температуры охлаждающего воздуха на 20–40 процентов позволило повысить температуру газа перед турбиной на 90–180 К, что доказало целесообразность и эффективность данного мероприятия.

Форсажная камера (ФК). При доводке двигателя остро стояла проблема исследования виброгорения в ФК, которое проявилось в условиях, отличных от земных. Изучение этого вопроса требовало проведения дорогостоящих, занимающих значительное время испытаний на высотном стенде ЦИАМа или в полете. По заданию генерального конструктора были проведены исследования с помощью адекватной «увязки» математической модели двигателя, которая показала возможность имитации эксплуатационных условий работы ФК на собственных стендах. Для этого в МКБ создали два специальных стенда с имитацией летных условий по температуре для испытания двигателя в условиях, близких к полетным. Это позволило существенно сократить время доводки ФК и сэкономить значительные средства. Проблему решили проведением испытаний на стендах предприятия на эквивалентном режиме. Впервые в отечественной практике в конструкцию двигателя ввели систему впрыска и розжига топлива в ФК методом «огневой дорожки».

Интересна история создания и доводки многорежимного регулируемого сопла. Первоначально сопло было разработано и затем вплоть до летных испытаний поставлялось ТМКБ «Союз», которое победило МКБ в конкурсе, поскольку в отличие от пермского КБ имело опыт разработки регулируемых сопел. Это была красивая, профессионально спроектированная конструкция. Первые испытания выявили недостатки: повышенные утечки, недостаточная жесткость – из-за чего «раздувалось» критическое сечение сопла, превышение по массе и другие. Коллеги поправили жесткость, а с утечками и массой не справились.

Длительная безрезультатная переписка, переговоры. Настал момент, когда генеральный конструктор принял решение: «Делать сопло самим». Опыта разработки таких узлов МКБ не имело, но за работу принялись горячо и с азартом, проштудировав горы технической литературы и используя наработки своих московских коллег. Конечно, и в собственной конструкции проявились дефекты и недостатки, но их устраняли и быстрее, и эффективнее.

Для обеспечения летных характеристик МиГ-31 необходимо было обеспечить регулирование работы сопла в чрезвычайно широком диапазоне, а именно: при максимальной скорости полета МП=2,83 степень понижения давления газа в сопле двигателя меняется практически в 20 раз, при этом степень расширения сопла (отношение площади выходного сечения к площади критического сечения) – более чем в три раза.

При таких условиях работы возникали потеря газодинамической устойчивости, тряска сопла (так называемая бу-бу-ляция). Эту проблему решили организацией перепуска атмосферного воздуха в проточную часть двигателя на режимах неустойчивой работы без ухудшения характеристик сопла на основных режимах с помощью специальных клапанов на створках сопла, конструкция которых была запатентована.

Неожиданная проблема по соплу возникла в процессе летных испытаний: при полете на больших скоростях и на малых высотах ухудшалась управляемость самолетом, при этом от летчика требовались огромные усилия для его пилотирования. В результате проведения большого объема экспериментальных работ, в том числе киносъемки, было выявлено, что на этих режимах полета по причине нежесткой конструкции не обеспечивается синхронизация элементов сопла, происходит самопроизвольное изменение положения критического сечения сопла и, соответственно, изменение вектора тяги двигателя. Проблему удалось решить за счет изменения кинематических параметров системы управления створками, обеспечив газодинамическую синхронизацию створок сопла и, главное, устойчивость и стабильность вектора тяги двигателя.

В окончательном виде Д-30Ф6, конечно, стал сильно отличаться от первоначального проекта.

В первую очередь это касалось материалов: двигатель был сделан из новых титановых, никелевых сплавов и высокопрочных сталей разработки ВИАМа (руководители института: до 1976-го – А. Т. Туманов, после 1976-го – Р. Е. Шалин, с 1996-го по настоящее время – академик РАН Е. Н. Каблов). А геометрические размеры двигателя, определенные тогда еще, в 60-х годах, не изменились. В процессе разработки и доводки в конструкции двигателя Д-30Ф6 внедрено 52 технических решения, которые являются изобретениями и защищены авторскими свидетельствами.

Д-30Ф6 в строю

Первый полет МиГ-31 с уникальными двигателями Д-30Ф6 совершил 16 сентября 1975 года. Государственные испытания, включая войсковые, Д-30Ф6 успешно прошел в 1979-м. Решающее значение для проведения госиспытаний Д-30Ф6 в заданные сроки имело освоение двигателя на самых ранних стадиях в серийном производстве пермского производственного объединения «Моторостроитель» им. Я. М. Свердлова (в настоящее время ОАО «ПМЗ»).

Высокие параметры двигателя позволяют МиГ-31 обеспечить высокую маневренность, большую дальность, уникальную скороподъемность, длительное время барражирования (с дозаправкой – до шести часов) и значительное превосходство в воздухе. В начале 90-х годов ХХ века производство МиГ-31 и Д-30Ф6 было свернуто. Вместе с тем истребитель-перехватчик до сих пор несет боевую службу в авиаполках по всей России, охраняя наши границы.

В настоящее время специалистами ОАО «Авиадвигатель», ОАО «ПМЗ», ОАО «СТАР» и 13-й ГНИИ МО РФ проводится планомерная работа по поэтапному увеличению ресурсов и сроков службы двигателя Д-30Ф6, которая позволяет сохранить парк без снижения уровня безотказности и обеспечивает необходимую боеготовность частей МО, эксплуатирующих данные самолеты. Это стало возможным за счет запасов надежности, заложенных при проектировании и производстве двигателя Д-30Ф6, а также рациональной системы технического обслуживания, методология которой разработана специалистами ОАО «Авиадвигатель» и ОАО «ПМЗ» совместно со специалистами НИИ промышленности и МО.
Основные модификации

На базе МиГ-31 создано немало вариантов: МиГ-31Б, МиГ-31БС, МиГ-31БМ, МиГ-31ДЗ, МиГ-31ЛЛ и другие, а двигатель Д-30Ф6 более 30 лет достойно удовлетворяет всем требованиям непревзойденных по техническим показателям современных истребителей-перехватчиков. Модернизированные двигатели Д-30Ф6 были установлены на экспериментальном перспективном самолете пятого поколения Су-47 «Беркут» с крылом обратной стреловидности.

Другой знаменитой машиной с этими двигателями (бесфорсажный вариант) стал самолет-разведчик КБ имени В. М. Мясищева. Он появился по заказу Минобороны СССР, но эпоха конверсии заставила разработчиков искать своему детищу новое применение. Так появился самолет М-55 «Геофизика» – уникальная машина, равной которой в мире до сих пор нет.

Совершив свой первый полет в 1988 году, М-55 установил шестнадцать мировых рекордов. «Геофизика» может выполнять длительный (до шести часов) полет на высоте свыше 20 км. Машина имеет больший запас прочности и грузоподъемности по сравнению с западными аналогами. Это позволяет нашему «высотнику» взлетать и садиться не только в тихую погоду, но и при сильном ветре, а также поднимать в воздух до полутора тонн научного оборудования. За десять лет в рамках международных программ были совершены полеты в небе над Европой, Арктикой, Антарктидой, Австралией, Индийским океаном, Латинской Америкой и экватором. В таких жестких условиях не бывал еще ни один отечественный самолет. Вся мировая авиатехника создается для работы в диапазоне температур от -60 до +60 градусов по Цельсию. Пермские двигатели оказались в условиях запредельных температур и показали себя достойно.

Для двигателей V поколения в СССР и в США были созданы трехступенчатые компрессоры низкого давления (КНД) с регулируемым и входным направляющим аппаратом (ВНА) и широкоходными лопатками, спрофилированными так, чтобы исключить помпаж и зуд без перепуска воздуха, вызывающего потери давления, увеличивающего ЭПР и усложняющего конструкцию. Чтобы удовлетворить этим требованиям и достичь заданных выходных характеристик пришлось пойти на рискованные решения. Отказ от антивибрационных полок улучшил газодинамическое качество лопаток КНД, снизил и ЭПР и массу, но чтобы обеспечить их жесткость пришлось предпринимать другие меры, пойдя на усложнение и удорожание технологии.

Основой модификации всепогодного истребителя-бомбардировщика должно было стать новое прицельно-пилотажное оборудование, головным подрядчиком в разработке которого выступала ведущая отечественная организация по этой тематике – ленинградское КБ-283 Госкомитета по радиоэлектронике, с 1965 года преобразованное в НИИ РЭ, а затем в НПО "Ленинец". Уже в ходе предварительного проектирования выяснилось, что габариты и масса будущей системы выходят за пределы компоновочных объемов Су-7Б, куда не удавалось вписать ни поисковый локатор, ни блоки прицельной аппаратуры. Поиски решения привели к пересмотру всего предложения о модификации и разработке новой, более крупной машины. 24 августа 1965 года вышло соответствующее Постановление ЦК и Совмина СССР №648-241 о создании "тяжелого самолета-штурмовика", как он тогда именовался – самолета, впоследствии превратившегося в удачный и популярный фронтовой бомбардировщик Су- 24.

...
Отражением концепции, реализованной в рамках принятой в 1964 году программы улучшения взлетно-посадочных свойств фронтовых самолетов, стали построенные в ОКБ П.О. Сухого Т-58ВД ("вертикальные двигатели") и Т6-1 (первый прототип будущего Су-24), а также самолеты ОКБ А.И. Микояна "23-01" и "23-1 1".
...

...
Впрочем, после снятия Н.С.Хрущева в октябре 1964 года сохранивший свой пост Дементьев, заглаживая "допущенные перегибы" и участие в "ракетизации", сопровождавшейся разгромом авиации, объехал все авиационные ОКБ, обещая полную поддержку в реализации всех их начинаний. Наверстывая упущенное, перспективные и самые смелые проекты самолетостроителей получили "зеленый свет", причем приоритетными признавались машины ударного назначения, отставание по которым было наиболее ощутимым. Так, разочаровавшись в возможностях Су-7Б, ВВС вообще отказывались заказывать эти самолеты на 1967 год, требуя машину более современную и эффективную.

Новый министр обороны А.А.Гречко, сменивший Р.Я.Малиновского на этом посту в 1967 году, также придерживался реалистических взглядов на роль ВВС, настаивая на развитии их ударной составляющей, включая и самолеты поля боя. С этим предложением весной 1969 года он обратился в МАП, вскоре объявивший конкурс на "самолет-штурмовик" с участием ОКБ А.С.Яковлева, С.В.Ильюшина, А.И.Микояна и П.О.Сухого. Надо сказать, что к этому времени еще толком не оформилась диверсификация темы ударного самолета. Задание на "самолет- штурмовик" предполагало характеристики и возможности более широкие, нежели необходимые самолету поля боя в обычном понимании. В соответствии с ним предлагавшиеся проекты представляли собой достаточно отличные типы ударной машины, как ее видели создатели, от фронтового бомбардировщика-ракетоносца, воплощавшего в себе новейшие достижения авиастроения, радиоэлектроники и служившего противовесом F-111 (им стал Су-24), и скоростного истребителя-бомбардировщика с широким ассортиментом прицельно-навигационного оборудования и новейшего вооружения (по типу западных тактических истребителей) до собственно "войскового штурмовика" – дозвукового, маневренного, хорошо защищенного и действующего преимущественно в армейских интересах (как явствовало и из названия).

* В 1957-1965 годах с упразднением министерств о ходе хрущевских реформ МАП был преобразован в Госкомитет СССР по авиатехнике, а П. В. Дементьев являлся председателем ГКAT
...

В числе других вариантов "суховцами" рассматривался и уменьшенный вариант Су-17 с КИГ и бронированной кабиной, предлагавшийся A.M. Поляковым, но в конечном счете, более удачным признали проект Ю.В. Ивашечкина – дозвуковой легкий войсковой самолет- штурмовик ЛВСШ (будущий Су-25), "приглянувшийся" не только и не столько руководству ВВС, сколько Главкому Сухопутных войск И.Г. Павловскому. Генерал армии с военным прошлым сразу оценил концепцию самолета и даже настаивал на его передаче из ВВС сухопутным войскам, где штурмовая авиация всегда была бы под рукой.

На МиГ-23 возлагались большие надежды: П.С. Кутахов, в 1969 году назначенный с должности 1-го заместителя на пост Главкома ВВС, сам был выходцем из истребителей и не скрывал своего расположения к "двадцать третьему", открыто заявляя, что из новых самолетов он признает только МиГ-23. По мнению Главкома, самолет должен был стать основной боевой машиной военной авиации и его модификациями следовало вооружить как истребительную авиацию и авиацию ПВО, так и ИБА и разведывательные части.

допплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС- 7 "Поиск" с аналоговым вычислителем В-144

Данные взяты из разных дел, преимущественно – из т.н. «Утвержденных годовых планов и проектов планов ОКР» для самолетостроительных, двигателестроительных, приборных и агрегатных организаций МАП за 1973 год. Согласно приведенным там данным, в проектах планов ОКР предусматривалось:

По теме Т-4 , при утвержденной смете расходов в 374,47 млн. руб., отчет за 1972 год = 59,08 млн. руб., суммарные затраты с начала работ на 1.1.1973 = 246,88 млн. руб., затраты на 1973 год = 35,34 млн. руб., а на 1974 год = 39,9 млн. руб.

Для РД36-41: смета = 60,6 млн. руб., отчет за 1972 год = 4,25 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 56,44 млн. руб., затраты на 1973 год = 1,79 млн. руб., а на 1974 год = 1,3 млн. руб.

Для Х-45: смета = 117,5 млн. руб., отчет за 1972 год = 6,4 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 25,4 млн. руб., затраты на 1973 год = 6,37 млн. руб.

Для Ту-22М: смета = 212,8 млн. руб., отчет за 1972 год = 38,58 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 138,82 млн. руб., затраты на 1973 год = 37,53 млн. руб., а на 1974 год = 26,72 млн. руб.

Для НК-22 (100 час. ресурса): смета = 61,8 млн. руб., отчет за 1972 год = 3,69 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 60,69 млн. руб. На 1973 и последующие годы затрат не планировалось, работа считалась завершенной, однако в плане имелись 2 отдельные работы по последовательному увеличению ресурса НК-22 со 100 до 200, и с 200 до 300 часов, с суммарной сметой на 31 млн. руб.

Для НК-25: смета = 120,1 млн. руб., отчет за 1972 год = 16,58 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 18,94 млн. руб., затраты на 1973 год = 45,94 млн. руб., а на 1974 год = 36 млн. руб.

Для Х-22М/МН/МПСИБ: смета = ? отчет за 1972 год = 4,17 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 13,45 млн. руб., из них в 1972 г. списаны затраты по завершенной работе Х-22М на 6,08 млн. руб.

Для Ту-144: смета = 353,8 млн. руб., отчет за 1972 год = 68,9 млн. руб. суммарные затраты на 1.1.73 = 294,07 млн. руб., затраты на 1973 год = 79,51 млн. руб. …

Для НК-144А: смета = 131,5 млн. руб., отчет за 1972 год = 20,67 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 126,3 млн. руб., затраты на 1973 год = 6,8 млн. руб.

При этом, надо понимать, что НК-144А – это серийный вариант, которому предшествовал НК-144 (без буквы), работы по которому были закрыты в 1971 году, и затраты по которому здесь не учтены. Только в 1971 году они составили 15,73 млн. руб.

Для РД-36-51А: смета = 80 млн. руб., отчет за 1972 год = 23,22 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 71,5 млн. руб., затраты на 1973 год = 21,66 млн. руб., а на 1974 год = 22,85 млн. руб.

Конечно, вышеуказанные затраты отнюдь не отражают полной картины, т.к. относятся к тематике лишь трех главков МАП: 1, 2 и 6-го. Для детального расчета следует учитывать затраты по предприятиям смежников, однако здесь мои возможности существенно ограничены, т.к. до сих пор я смотрю лишь фонды МАП, а смежники у нас были и в МОП, и в МРП. Да и исходно я не ставил себе такой задачи, а списывал лишь то, что попадалось под руку. Тем не менее, есть отрывочная информация и по тратам смежников. Например, по 7 главку МАП, в который входили предприятия, разрабатывавшие агрегаты систем управления и общесамолетного оборудования («Родина», «Арматурпроект», «Наука», «Звезда», «Универсал», «Дзержинец», «Якорь», и др.) по состоянию на 1973 год:

По теме Т-4: смета = 30,12 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 22,36 млн. руб., план затрат на 1973 г. = 4,43 млн. руб.

По теме Ту-22М: смета = 10,51 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 8,15 млн. руб., план затрат на 1973 год = 1,17 млн. руб.

Такие же цифры по 4 главку МАП (самолетные и моторные агрегаты) по состоянию на 1973 год:

По теме Т-4: смета = 10,34 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 4,58 млн. руб., план затрат на 1973 г. = 1,78 млн. руб.

По теме Ту-22М: смета = 10,59 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 4,52 млн. руб., план затрат на 1973 год = 1,68 млн. руб.

По теме Ту-144: смета = 24,98 млн. руб., суммарные затраты на 1.1.73 = 12,69 млн. руб., план затрат на 1973 год = 3,25 млн. руб.

К вопросу о затратах на проект, вот нашёл ещё интересные циферки на плакате "Состояние работ по самолёту Т-4 на 1/1 1973 г":
Общие затраты на 1/1-73 г.
МАП - 364,3 млн.руб, в т.ч.: ТМЗ - 176,3. "Кулон" - 70,6. Двигатели - 53,6.
МРП и другие министерства - 123,3 млн.руб.
Итого - 487,6 млн.руб.

С момента начала проектных работ по Т-4 в 1961 г. ОКБ-51 последовательно выпустило 3 ЭП: в 1962, 1963 и 1964 годах. Построило 2 полноразмерных макета самолета: в 1962 и в 1966 годах.
ПСМ о создании Т-4 вышло в декабре 1963 г., т.е. спустя 2 года после начала работ.
Производственную базу для постройки самолета ОКБ выделили лишь летом 1965-го, т.е. через 3,5 года после начала работ, и спустя полтора года после выхода ПСМ.
Это был ТМЗ, который к тому моменту занимался выпуском ЗУР системы С-25М, т.е. не имел реального отношения к авиации уже более 15 лет.
Все это привело к тому, что сильно затянулся этап проектных работ, в ходе которого ОКБ должно было успеть отработать технологию производства на конструктивно подобных образцах, работу систем самолета на стендах и на ЛЛ, т.к. собственная производственная база ОКБ не позволяла в должном объеме вести все эти работы. В результате, весь этот этап плавно «переехал вправо», по сути, он был совмещен с выпуском в ОКБ рабочей документации, и осуществлялся ОКБ в кооперации с ТМЗ.
С 1963 и вплоть до 1967 года П.В. Дементьев непрерывно кормил всех обещаниями выделить для серийного производства Т-4 Казанский авиазавод (КАЗ), однако когда в 1967 году этот вопрос решением ВПК был поставлен «ребром», он нашел весьма «грамотное» обоснование для отказа: запуск там в производство Ту-22М (см. ниже).
Выпуск РКД на изд. 100С и 101 реально начался в ОКБ лишь в 1966 году и затянулся до 1968-го, т.к. пришлось перевыпускать часть уже готовой документации под возможности и технологию ТМЗ (вместо КАЗ).
Финансирование ОКБ по Т-4 вплоть до конца 1964 года, т.е. за первые 3,5 года составило всего 1,04 млн. работ. Реальное финансирование началось лишь с 1965 года, т.е. лишь на 5-й год с начала работ, и затраты с этого момента составили последовательно по годам: 5,65 млн.руб., 9,16 млн.руб., 14,68 млн.руб., 26,99 млн.руб., 36,72 млн.руб., 43,02 млн.руб., 56,51 млн.руб., 53,08 млн.руб., 34,02 млн.руб., 8,8 млн. руб. При этом, от 60 до 86% этой суммы составляли затраты на производство для ТМЗ.

Что мы имеем в аналогичной ситуации для Ту-22М? Работы по этой теме начались в 1965 году, и первоначально ограничивались, скорее всего, лишь проектным подразделением ОКБ, т.к. не были официально заданы никаким документом, и основанием для них являлось лишь совместное решение МАП-ВВС. Финансирование по ней впервые было «засвечено» лишь в годовом отчете ММЗ «Опыт» за 1966 год, оно составило 114 тыс. руб.
Прорыв наступил в 1967 году: в сентябре П.В. Дементьев издает приказ, согласно которому самолет сразу же запускается В СЕРИЮ, с постройкой опытных самолетов на серийном заводе, и естественно это был КАЗ. И это в условиях, когда для этого не имелось не то что полного комплекта РКД, а вообще не было практически никаких документов, легализующих разработку: ни решения ВПК, ни ПСМ, ни защиты ЭП, ни акта МК ВВС. Были только два совместных решения, которые министр подписал с ГК ВВС. Ну а далее осенью 1967-го со стороны Дементьева последовал элегантный «финт» с легализацией этих работ: Ту-22М фигурировал в очередном ПСМ, объявляющем план НИОКР на ближайшую семилетку, причем в качестве некоего «переходного» самолета от Ту-22, но не к Т-4, как это можно было ожидать исходя из ранее объявленных планов, а к некоему гипотетическому Т-4М. И это было еще одним шагом в той многоходовке, которую осуществлял П.В. Дементьев в отношении Т-4…
Зато с точки зрения финансирования, ситуация с Ту-22М существенно отличалась от Т-4. Затраты по этой теме в ОКБ Туполева, с 1967 года (т.е. уже со 2-го года финансирования) составили по годам: 1,83 млн.руб., 20,79 млн.руб., 21,87 млн.руб., 25,41 млн.руб., 32,73 млн.руб., 38,58 млн.руб. …

Причем важен здесь даже не сам объем бюджетного финансирования, внезапно пролившийся с 1967 года на ОКБ Туполева, а тот административный ресурс, который был на полную катушку задействован в министерстве для ускорения работ по этой теме. И все это с единственной целью – не дать Сухому возможности запустить на КАЗ работы по Т-4. Как иначе можно объяснить всю ту спешку, с которой велись работы по проектированию Ту-22М? Когда к выпуску рабочей документации в ОКБ Туполева привлекались сотни инженеров из других ОКБ? Когда всем смежникам в 4-м квартале 1967-го были даны задания вести работы по этой тематике в приоритетном порядке? Стоит ли после этого удивляться тому, как быстро был «слеплен» и облетан первый опытный Ту-22М? Который потом почему-то был назван Ту-22М0, и за которым последовал еще один «промежуточный» Ту-22М1, лишь после которого появился Ту-22М2, который, наконец таки, был запущен в крупную серию

Павел, если склероз вдруг наступил, то я напомню - на МиГ-29 козырек из триплекса был с момент его взлета - 77й год.
На Су-27 козырек был из пластика, что также отразилось на ограничении в РЛЭ.
В каком году на истребителях Сухого козырек несоставной конструкции начали делать не из пластика?
Почему Кайра пошла сперва на МиГ, а потом к вам?
Почему ракету Р-73 НИАС и Вымпел создавали де-факто под хотелки Микояна?
Ну мы это будем что-ли по новой обсуждать?

Честно говоря первый раз слышу, чтобы от козырька были какие-то фатальные проблемы с отражениями на панель приборов. Я пишу не про ОЧФ, а про козырек. ОЧФ везде была из метилметакрилата АО-120.

Например, по механизации крыла, что антоновцы умели делать, наверное больше не делал никто, т.к. Антоновцы делали это на машинах разных размеров.

Ты будешь смеяться, но для МиГ-23 с КИС (который изд. 23-11) ситуация была примерно аналогичной, и также во многом связанной со сроками и слабой проработкой проекта. В исходном варианте самолета косяки были, в основном, со стороны аэродинамиков. Для повышения Су на взлете ЦАГИ было рекомендовано применить УПС на закрылке, который шел вдоль всего размаха ОЧК. Потом выяснилось, что при применении УПС возникает большой пикирующий момент, не хватало стабилизатора, пришлось увеличивать его плечо. Однако, в конечном счете, пришлось отказаться от самой идеи УПС, т.к. реализовать нормальную профилировку щели вдоль закрылка на такой длинномерной конструкции не удалось. В результате, Су на МиГ-23 на взлетно-посадочных режимах сильно «сдулся» по сравнению с расчетным …
Ну а потом была длинная и нудная эпопея с непрерывным ростом массы, в связи с чем на МиГ-23 приходилось непрерывно увеличивать тягу двигателя, и соответственно переделывать под него фюзеляж и ВЗ …. Но это отдельная длинная песня…

Есть мнение касаемо сроков освоения титана, которое косвенно высказал Туполев Сухому, которое описано в книге Самойловича. Глядя на темпы ввода в строй оборудования для сварки титана в Казани под Ту-160, на мой взгляд, Туполев был прав по реальному положению дел в МАПе. Вы же, ребята, понимаете, что одно дело варить штучно в Москве титан и другое дело организовать сварочные посты под серию. Это однозначно возведение нового цеха, т.е. Капиталка со всеми вытекающими. Я тут поизучал вопрос - казанский завод оказывается в начале 60 гг полностью перевооружили Под Ил-62. Следующее перевооружение было уже под Ту-160, после которого на заводе начался недобор рук. И оборудование Для сварки титана как раз в его рамках и внедрили.
Вы сами полистайте По титану материалы в части его освоения и вы увидите три основных тезиса - начали осваивать в Салде в конце 50гг; построили подводную лодку; ура, получили награды за то, что освоили в авиации в начале 80гг.

Т.е. наша авиационная промышленность была неготова строить серийно титановые самолеты в Казани. Ту-22м Патриарх лепил на технологический базе Ил-62го. Даже Ту-160, условно говоря, ушел не так уж и далеко.
Это мои частные выводы.

Почему Туполев все это вот понимал, а Сухой нет - вопрос.
В итоге МАП его слил.

Сотка рисковый борт. Такие борта у нас Бартини обычно делал - самолеты-концепты идеи, из которых потом расползались По всем КБ. однако туполевский борт тоже авантюрный, но он, на мой взгляд, выглядел более интересно. Излагаю почему.

Многорежимный.
Два движка вместо четырех у сотки.
Внутреннее расположение вооружения, вместо внешнего у сотки со всеми вытекающими.
Можно производить на текущей технологический базе.
Обеспечивал свзв режим с подвешенным внутри вооружением.
Дальность Схожая с соткой.


Ну, а потом все известно - конструкция новая, пролетели "малость". С движками тоже не свезло сразу. Но за то это было здесь и сейчас и потом все равно получилось.

САУ-3048

В 1973 году в ПАКБ были развернуты работы по созданию САУ-3048 для форсированного двигателя Д-30Ф6, которым оснащался истребитель-перехватчик МиГ-31.

МиГ-31 - многоцелевой сверхзвуковой истребитель-перехватчик, который с момента своего появления и до настоящего времени является лучшим в мире перехватчиком ПВО. Он показал возможность создания оружия новой идеологии, разработки вооружения и оборудования, не имеющих аналогов. На самолёте МиГ-31 установлено 28 мировых рекордов.

Система автоматического регулирования «3048» стала выдающимся достижением в мировой авиации. Она представляет собой более высокую ступень развития автоматики авиационной техники по сравнению с ранее освоенной заводом «53-й» системой семейства «Су». Сложность и трудоёмкость её объективно связана с повышенными требованиями к точности регулирования, надёжности, более жёсткими требованиями эксплуатации, большим количеством выполняемых функций.

САУ-3048 состоит из 11 агрегатов разработки ПАКБ:

• САР основного контура: НР-3048МА, АРТ-3048МА, ТД-3048, РЭД-3048;

• САР форсажного контура: РР-3048М, АРТ-3048-1,-2, КЗ-3048-2;

• Система управления реактивным соплом: НС-3048М, РС-3048МА;

• Система управления ППО: РППО-3048.

Для этой САУ был создан первый в мире цифровой электронный регулятор РЭД-3048, обеспечивающий управление и ограничение основных режимов двигателя Д-30Ф6.

Значительный вклад в его разработку внес заместитель главного конструктора по электронике В.Г. Олейников. Высокий уровень профессионализма при создании РЭД-3048 продемонстрировали молодые разработчики С. В. Березняков, О. Ю. Бугаенко, Ю. П. Дудкин, Л. С. Клюев, Н. Д. Жуков, В. К. Титов, которые были удостоены премии имени Ленинского комсомола. В 1975 году эта передовая разработка была отмечена Государственной премией СССР.

Опыт разработки и освоения этой сложной системы показал, что коллектив способен решать самые сложные и актуальные задачи, которые выдвигает развитие современной авиации. Именно в это время наше предприятие приобрело свой уникальный профиль, который выделяет его из многих подобных предприятий России: это способность самостоятельно разрабатывать и серийно производить электронную и гидромеханическую части систем топливопитания и управления газотурбинными двигателями.

Наша история началась в июне 1943 г., когда в Перми при карбюраторном заводе № 33 (ныне АО "Инкар") был создан филиал Московского ОКБ № 315. В годы войны ОКБ-315 и его пермский филиал работали под руководством Главного конструктора Ф.А. Короткова. В 1946 г. начальником пермского филиала был назначен А.Ф. Полянский.
В 1957 г. пермский филиал ОКБ-315 преобразован в самостоятельное ОКБ № 33, а позднее - в Пермское агрегатное конструкторское бюро (ПАКБ). Его первым Главным конструктором стал А.Ф. Полянский. В 60-70-е гг. были созданы системы регулирования для двигателей самолетов различных типов, разработана САУ для двигателя танка Т-80.
В 1968 г. начаты поисковые работы в области электронной цифровой техники для управления режимами ГТД, и уже в 1974 г. был разработан первый серийный цифровой регулятор для двигателя вертолета Ми-14.
Преемником А.Ф. Полянского на посту Главного конструктора стал Г.И. Гордеев - лауреат Государственной премии СССР, доктор технических наук, профессор, почетный гражданин Перми. Под его руководством в 1975 г. для двигателя Д-30Ф6 перехватчика МиГ-31 была разработана САУ с первым в мире электронным цифровым регулятором основного контура РЭД-3048. За создание этой САУ заместитель Главного конструктора ПАКБ В.Г. Олейников был удостоен Государственной премии СССР, а группа молодых разработчиков агрегата РЭД-3048 - премии им. Ленинского комсомола.
В 80-х годах специалисты предприятия оснастили САУ двигателя ТВ3-117 электронным регулятором ЭРД-3ВМ. В конце 80-х годов разработана электронная САУ для двигателя ПС-90А авиалайнеров.