Самолет «5»
экспериментальный ракетный самолет

• история создания

    Конструкция самолета «5» - цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным (45° по линии 25 % хорд) двухлонжеронным крылом. Параметры профилей выбирали на основании рекомендаций ЦАГИ: в корне - ЦАГИ 12045 bis, на конце - П2 (2М); размах крыла - 6,4 м. На верхней поверхности установили по две аэродинамические перегородки на каждой консоли, предотвращавшие ранний срыв потока с концов крыла. Для изучения распределения давления по крылу на больших скоростях правую консоль дренировали в трех сечениях.
    Фюзеляж овального сечения типа монокок, длиной 9,92 м. Он имел разъем, позволявший расстыковывать машину для монтажа баков и для других целей. Переднюю часть фюзеляжа занимала гермокабина летчика с катапультируемым креслом. Фонарь кабины вписывался в обводы фюзеляжа. За крылом, по бортам фюзеляжа, расположили тормозные щитки.
    В хвостовой части фюзеляжа установили двухкамерный ЖРД РД-2М-3Ф (конструктора Л.С. Душкина), полная тяга которого на высотах свыше 8000 м составляла 2000 кгс, у земли - 1610 кгс. Запас рабочих компонентов двигателя (керосин и азотная кислота) и перекиси водорода (для питания турбонасосного агрегата) был рассчитан на двухминутную работу ЖРД при полной тяге.
    Так как изначально предполагалось, что самолет «5» будет транспортироваться на высоту самолетом-носителем, посадочные устройства сделали предельно простыми и легкими. Они состояли из подфюзеляжной посадочной лыжи, двух подкрыльных поддерживающих дуг и небольшого костыля в хвостовой части фюзеляжа.
    Оперение самолета стреловидное. Горизонтальное оперение установлено на вертикальном оперении по крестообразной схеме. Управление всеми рулями самолета жесткое. Стабилизатор управляемый, с размахом 2,4 м. Система управления имела ряд необычных для того времени нововведений: в случае потери эффективности руля высоты в полете на больших скоростях можно было управлять самолетом при помощи стабилизатора, подключавшегося летчиком к ручке управления; к системе управления в любой момент полета могли также подключаться необратимые гидроусилители.
    В январе 1949 г. был выпущен самолет «5-2». Конструктивно он почти не отличался от «5-1», но на нем выполнили ряд доработок. В частности, для улучшения путевой устойчивости увеличили удлинение и стреловидность вертикального оперения, что повлекло увеличение длины самолета до 11,2 м; подкрыльные дуги заменили специальными амортизирующими костылями, поглощавшими энергию удара в момент касания земли.
    В ходе ремонта самолета «5-2» шло его дальнейшее усовершенствование. Посадочную лыжу установили параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, это сделало пробег самолета более устойчивым и позволило отказаться от хвостового костыля, а позже на его месте расположить подфюзеляжный киль для увеличения путевой устойчивости.
    Для дальнейшего улучшения соотношения между поперечной и путевой устойчивостями на консолях установили так называемые «ласты», дающие эффект, аналогичный изменению поперечного V крыла (ввиду того, что крыло было неразъемным, изменить его поперечное V конструктивно было невозможно). "Ласты" представляли собой направленные вниз под углом 45° профилированные законцовки, увеличившие размах крыла самолета до 6,6 м. Нижние кромки "ласт" сделали усиленными, что превратило их в своеобразные подкрыльные опоры, на которые опускался самолет в конце пробега.

Источники информации:

• Экспериментальный самолет "5" ОКБ М.Р. Бисновата / «История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг» /
• Samolyot 5 / «Энциклопедия астронавтики» М.Уэйда /
• B-5, M.R.Bisnovat / RAM A.Savine /