Содержание

Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др.
«Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах»

5. Описание опытного самолета

    Самолет Ту-144, выполненный по схеме «бесхвостка», имеет низкорасположенное тонкое треугольное крыло малого удлинения с передним наплывом большой стреловидности. Фюзеляж с сильно заостренной носовой частью, с большим удлинением (=20) и поперечным сечением в виде поджатого снизу круга. Вертикальное однокилевое оперение расположено сверху на хвостовой части фюзеляжа и находится за задней кромкой крыла. Двигатели установлены вблизи оси фюзеляжа в двух спаренных подкрыльевых мотогондолах. Шасси — нормальной трехопорной схемы.
    Конструкция планера спроектирована по принципу «безопасного разрушения», что обеспечивает высокую степень надежности в течение всего запланированного срока службы — 30 000 часов, соответствующих приблизительно 15 годам эксплуатации самолета.
    Фюзеляж самолета выполнен по полумонококовой схеме. Сечение фюзеляжа — круг с поджатием по дуге в нижней части — обеспечивает комфортабельное размещение пяти пассажирских кресел в ряд и уменьшение миделя, поперечного сечения за счет подпольной части. Средняя часть фюзеляжа, являющаяся герметической кабиной, служит для размещения экипажа, пассажиров, бытовых и багажных помещений, пассажирские двери, открывающиеся наружу, расположены на левом борту фюзеляжа. По правому находятся две служебные двери, тоже открывающиеся наружу и предназначенные для загрузки буфетов и аварийного покидания самолета.
    Над крылом расположены открывающиеся внутрь аварийные люки, по два с каждого борта. За хвостового багажного отделения осуществляется через нижний люк, открывающийся внутрь. Рельсы, идущие по полу вдоль самолета, конструкция съемных перегородок и буфетов обеспечивают гибкость в компоновке самолета. Овальные окна пассажирского салона имеют трехслойное остекление и расположены в продольной монолитной панели. Интерьер пассажирских салонов и бытовых помещений выполнен в основном в виде жестких легкосъемных элементов, изготовленных из негорючих синтетических материлов.
    Передняя негерметическая часть фюзеляжа отклоняется вниз, открывая лобовые стекла фонаря ш тов, обеспечивая пилотам хороший обзор при взлете и посадке. Стекла на передней отклоняемой I обеспечивают обзор вперед в крейсерском режиме полета. В передней части размещен радиолокатор) крытый радиопрозрачным обтекателем.
    В хвостовой негерметической части фюзеляжа находятся вспомогательная силовая установка и тормозной парашют.
    Крыло самолета по своему конструктивному исполнению можно разделить на три агрегата: переднюю часть крыла, среднюю часть крыла и отъемные части крыла.
    Передняя часть крыла (ПЧК) балочной конструкции состоит в основном из форменных балок, подкрепляющих обшивку с приваренными точечной сваркой стрингерами. Емкость передней части крыля используется для размещения топлива.
    Средняя часть крыла (СЧК) — центроплан — имеет кессонную многолонжеронную конструкцию. Монолитные фрезерованные вафельные панели обшивки средней части крыла подкреплены в основном ферменными лонжеронами и нервюрами. Емкость крыла используется для размещения топлива, основного шасси и оборудования системы кондиционирования. Для подхода к оборудованию имеются люки и съемные панели. Набор лонжеронов обеспечивает принцип «безопасного разрушения».
    Отъемные части крыла (ОЧК) для удобства монтажа и демонтажа имеют фланцевый стык со средней частью крыла и аналогичную ей конструкцию, использующую монолитные панели и ферменные силовые элементы. Емкость отъемных частей крыла используется для размещения топлива и силовых приводов элевонов. Секции элевонов крепятся шарнирно к отъемным частям крыла. Элевоны имеют как обшивку, так и подкрепляющий набор, изготовленные из титанового сплава и соединенные с помощью сварки.
    Оперение состоит только из киля с рулями направления. Конструкция киля — многолонжеронный кессон — во многих отношениях аналогична средней части крыла. Киль используется как емкость для перекачки балансировочного топлива при сверхзвуковом полете. Конструкция титановых рулей направления аналогична конструкции элевонов.
    Шасси самолета выполнено по трехстоечной схеме. Большой ход амортизаторов шасси, а также наличие продольного и поперечного демпфирования обеспечивают мягкую амортизацию при посадке, разбеге и рулежке.
    Компактная многоколесная тележка со спаренными шинами (730x250 мм) позволяет убрать основные ноги шасси в тонкое крыло и обеспечивает снижение нагрузки на покрытие аэродрома.
    Дисковые тормоза основных колес на земле охлаждаются вмонтированными в них электровентиляторами. Передняя нога шасси — управляемая с поворотом при рулении на угол ±60° — обеспечивает хорошее маневрирование на аэродроме.
    Управление уборкой и выпуском шасси — гидравлическое, от любой из двух независимых систем. Аварийный выпуск воздушный.
    Управление самолетом производится одним или одновременно обоими летчиками посредством штурвала и педалей либо с помощью автопилота, связанного с курсовыми и навигационными системами.
    Перемещение органов управления осуществляется необратимыми гидроусилителями. Они установлены непосредственно у органов управления, а золотники следящей системы гидроусилителей связаны жесткой подводкой с колонкой, штурвалом и педалями, а также сервоприводами автоматической системы управления.
    Привод гидроусилителей осуществляется от четырех независимых гидросистем, обеспечивающих их резервирование. Схема гидроусилителей позволяет осуществлять полет при выходе любого из гидроусилителей или гидравлической системы из строя без заметного ухудшения характеристик.
    Ввиду того что в системе управления применены необратимые бустера, полностью воспринимающие аэродинамические шарнирные моменты от органов управления, имитация усилий на колонке, штурвале и педалях осуществляется пружинными загружателями.
    Кабина экипажа имеет несколько необычную компоновку, так как пульты и органы управления в основном сгруппированы и расположены по операционному принципу. Непосредственно перед летчиками установлена приборная доска, где размещены основные пилотажные приборы, экран радиолокатора, ПИНО, приборы двигателей и т.д.
    На центральном пульте размещаются сектора управления двигателями и реверсом, а также рукоятки привода шасси тормозов, поворота обтекателя и автомата тяги. На центральном пульте установлены также пульт АБСУ и ПВМ. На боковые пульты вынесено управление радиосредствами и другими системами. Кроме этого, имеется верхний пульт, где располагаются приборы навигационной системы и переключатели различных систем.
    На штурвалах установлены пульты с кнопками и индикаторами режимов управления самолетом.
    В техотсеке № 1, расположенном за кабиной экипажа, сосредоточена основная штатная бортовая радиоэлектронная аппаратура, обеспечивающая навигацию управления и связь.
    По левому борту установлены: аппаратура РСБН, ABC, ЦВМ, ВНПКД, блоки ПИНО и «Молнии», а также БСУ (СТС, СВС и др.).
    По правому борту установлены: аппаратура РСБН, «Лотос», АКС, 020М, «Гроза», блоки «Радуги» и топливной автоматики.
    За днищем по 20-му шпангоуту в техотсеке штатной аппаратуры установлены кислородные баллоны и преобразователи. На этажерке, расположенной по правому борту между 20-м и 28-м шпангоутом, установлена экспериментальная записывающая аппаратура для систем навигации и БСУ, электросистемы и аэродинамических замеров. По левому борту у 28-го шпангоута установлена аппаратура записи вибраций. У бортинженера основной пульт контроля систем расположен у 28-го шпангоута. Кроме этого, вдоль борта установлен боковой пульт и с левой стороны пульт управления двигателями, рычаги которого связаны жесткими тягами с соответствующими рычагами на центральном пульте пилотов и автоматом тяги. Дальше идет трассовое управление.
    У ведущего инженера установлены пульты управления экспериментального оборудования.
    За днищем 32-го шпангоута установлена экспериментальная аппаратура записи температур и система воздухоподготовки для ВКС.
    В центральном вестибюле установлены баллоны противопожарной системы, ГВУ, электрощитки и блоки гидросистемы, а также экспериментальная аппаратура записи систем кондиционирования и гидравлики.
    Во 2-м салоне установлена экспериментальная аппаратура для топливной системы, тензометрии самолета и двигателей, а также телеметрическая аппаратура. Экспериментальная аппаратура съемная и устанавливается вдоль правого борта вместо кресел. Кроме этого, предусмотрена установка кинокамер. У 56-го шпангоута в специальной нише под полом установлены гироскопические блоки системы «Радуга». Непосредственно в салоне на рельсах устанавливаются блоки БСУ (МГВ, ДУСы, датчики перегрузок).
    В начале техотсека № 2 (за 87-м шпангоутом) находятся распределительные панели. На правом и левом устанавливается аппаратура автоматики запуска и контроля двигателей, а также блоки «Мидаса». На левом борту техотсека находится станция «Микрон», а на правом — радиовысотомер «Бирюза» и аккумуляторы. Здесь же установлен водяной бак и баллоны азотной системы.
    В багажном отсеке установлена также аппаратура экспериментальных замеров по двигательной установке и самописец МСРП (левый борт). Размещение антенны радиосистем на самолете обеспечивает их эффективную работу на всех участках траектории полета.
    Конструктивно выделены силовая установка и ее системы. Обе спарки воздухозаборников двигателей разделены вертикальными перегородками и обеспечивают независимую работу двигателей. Имеются также по две панели для сброса воздуха из канала в крейсерском полете.
    В дополнение к этому имеются специальные каналы для сброса в дно обтекателя центрального тела пограничного слоя с рампы (сброс =1% расхода воздуха).
    Воздух в этой системе имеет давление приблизительно 0,2-0,3 ат, и для его «удержания» приходится тщательно герметизировать как стыковки воздухозаборника и мотогондолы с крылом, так и самую конструкцию.
    Установка двигателей очень плотная, и все же мидель мотогондолы у нас относительно большой (F_мг=12 м²).
    Для подъема и установки двигателя на самолет разработана специальная тележка, обеспечивающая проведение как этой, так и демонтажной операций.
    Имеется большое количество коммуникаций,идущих от двигателя к самолету.
    На каждом двигателе установлен генератор переменного тока мощностью 60 кВА с приводом постоянных оборотов и два гидронасоса НП-85 мощностью 50 л.с. Особенностью двигателя является относительно низкая температура стенок (в основном около 250°С). Помимо основного энергопитания на самолете имеется аварийная система. В качестве двигателя в ней принят турбоагрегат ТА6А, который может обеспечить на высотах ниже 3 км минимальные энергетические потребности самолета при отказе всех двигателей. До высоты 3 км привод энергоагрегатов осуществляется за счет авторотации.
    На самолете установлена система пожаротушения, обеспечивающая ликвидацию пожара в наиболее опасных отсеках путем подачи в них фреона. При пожаре в двигательных отсеках закрываются окна в поперечной перегородке перед двигателями, благодаря чему не допускается «свежий» воздух в отсек.
    На самолете устанавливаются внутренние нереверсивные сопла и внешние реверсивные. Оси струй реверса двигателей отклонены на 15° от вертикальной плоскости. Использование реверса только на внешних двигателях связано как со спецификой компоновки так и с желанием решить задачу торможения самолета с минимумом весовых затрат. Наиболее оптимальным как показал весовой анализ различных систем, является сочетание двух реверсивных двигателей с посадочным парашютом, используемым как аварийное средство.
    Управление двигателей — механическое, с помощью тяг и тросов, имеется автомат тяги, установлений под пультом бортинженера. Общая емкость баков топливной системы около 102 м³. Вся топливная емкость включает 17 баков. Порядок расхода и система перекачки топлива обеспечивают изменение центровки в рекомендованных пределах. Для обеспечения термостабильности и пожаробезопасности применяется азотирование топлива. Маслосистема двигателей вынесена на самолет, ее основные агрегаты располагаются в крыле (в «мотоотсеке»).
    Гидравлическая система используется для привода силовых агрегатов рулей, регулируемых элементов воздухозаборника, шасси, топливных насосов перекачки (гидромоторы). На самолете принята система, состоящая из четырех независимых систем.
    Нормальное эксплуатационное давление — 210 кг/см². В качестве гидравлической жидкости используется жидкость 7-50С-3. Все схемы работают в продолжение всего полета, и каждая система обеспечивается насосами НП-85, установленными на соседних двигателях.
    При отказе одного, двух или трех двигателей уменьшается располагаемая мощность системы и ограничиваются режимы полета. При отказе всех двигателей продолжение полета возможно за счет авторотации, а с высоты ~3 км нужно переходить на питание от турбонасосной установки (2-НП-85), приводимой воздухом от ВСУ.
    Гидравлические трубопроводы изготавливаются из специальной высокопрочной стали.
    В связи с тем, что в процессе изменения режима полета происходит расширение или сокращение каркаса, на трубопроводах устанавливаются компенсаторы. В местах перехода трасс на агрегаты конструкции, работающие в разных системах, устанавливаются шланги. Объем жидкости в гидросистеме около 400 л, из них в баках — 100 л (объем двух баков 200 л). Усилие, развиваемое основными бустерами, — 13 т.
    Основная электросистема переменного тока напряжением 208 В обеспечивается четырьмя бесщеточными генераторами мощностью 60 кВА с масляным охлаждением. Постоянная частота 400 гц поддерживается в широком диапазоне оборотов (от 320 до 6500) приводом постоянных оборотов. На ВСУ установлен генератор переменного тока ГТ-40П46 мощностью 40 кВА и стартер-генератор постоянного тока ГС-12ТО мощностью 12 кВт. Помимо этого имеются две аккумуляторные батареи. Основные распределительные панели устанавливаются в начале хвостового багажного отсека. С этих панелей происходит раздача электроэнергии ко всему оборудованию самолета.
    В воздушной системе самолета используется азот с давлением 150 ат (емкость 150 л). Система обеспечивает сброс крышек люков, введение и сброс тормозного парашюта, перекрытие окон тракта запитки сопел по 82-му шпангоуту, управление межбаковыми клапанами (топливными), наддув баков гидросистемы.
    Система кондиционирования в процессе проектирования, в отличие от других агрегатов и систем, уменьшилась и с шести систем сократилась до двух, в связи с чем на самолете осталось пустое место в центральном теле от 56-го до 65-го шпангоута, предусмотренное для фреонных холодильников. Основная система кондиционирования, оставшаяся на самолете, — открытая воздушная — обеспечивает подачу свежего холодного воздуха (-20°С) и наддув гермокабины. Она размещена в основном в средней части крыла и обеспечивает нам частичную запитку «дна» выходящим воздухом из 4-х ВВР системы. Теплозащита с динамической изоляцией обеспечивает температуру стенки салона около 25°С. В системе очень много труб и коробов (включая контур динамики), требующих не только места, но и тщательного выполнения и поддерживания их герметически.