В связи с температурными ограничениями по маслу и топливу, выход за пределы которых чреват аварийными ситуациями, в систему управления в регулирования двигателя был включен агрегат перепуска топлива - АПТ-17, который:
- обеспечивал перепуск топлива из топливомасляного радиатора ФК на вход в топливный фильтр двигателя, исключая застой и перегрев топлива. После включения ФК, перепуск прекращался;
- при предельной температуре топлива на входе в двигатель увеличивалась его прокачка в самолетной топливной системе перепуском из первой ступени двигательного подкачивающего насоса (ДЦН-66А);
- при предельной температуре масла на выходе из двигателя включался перепуск топлива из форсажной секции топливомасляного радиатора в самолетный бак.
Агрегат и система перепуска топлива обеспечивали поддержание допустимого уровня температуры топлива и масла.
Двигатель РД36-41 был выполнен по одноконтурной прямоточной схеме. Он состоял из следующих основных узлов и агрегатов:
- компрессор с автоматически регулируемыми лопатками направляющих аппаратов с 1-ой по 5-ю и с 7-ой по 10-ю ступени;
- камеры сгорания трубчато-кольцевого типа;
- осевой двухступенчатой турбины с охлаждаемыми воздухом лопатками 1-ой ступени и сопловыми лопатками 1-ой и 2-ой ступеней;
- форсажной камеры с всережимным соплом, с регулированием критического и выходного сечений, обеспечивающим высокое значение коэффициента тяги на всех основных режимах работы;
- коробки приводов агрегатов;
- системы автоматического регулирования управления;
- воздушно-порохового стартера для запуска двигателя.
Двигатель был оборудован системами питания топливом и кислородом, управления и регулирования, запуска, смазки, суфлирования, зажигания, дренажа, охлаждения, антиобледенения, со всеми необходимыми приборами контроля.
Таблица 1.
Технические характеристики двигателя
Параметры Характеристики
Тяга двигателя, стендовая (Н=0; М=0) на режимах, кгс:
- максимальном 10850
- форсажном 16000
Удельный расход топлива, стендовый (Н=0; М=0) на режимах, кг/кгч:
- максимальном 0.88
- форсажном 1,9
Температура газа перед турбиной, град. С 1300
Температурные режимы планера
При длительном сверхзвуковом полете на скорости при числе М=3 на высотах 21 - 24 км элементы конструкции планера нагревается до высокой температуры. Для обеспечения работоспособности планера при длительном воздействии высоких температур в его конструкции широко использовались новые термостойкие высокопрочные металлические сплавы и новые теплостойкие неметаллические материалы. В наиболее сложных температурных условиях работает конструкция мотоотсека. При длительной работе двигателя на форсажном режиме температура на защитном экране вокруг форсажной камеры достигает 525°С, а на нижней поверхности центроплана над двигательным отсеком 310°С. Внутренние поверхности воздухозаборника и воздушного канала ввиду отсутствия излучения нагреваются так же, как и стенки гондол двигателей. Максимальная температура носовой части фюзеляжа достигает 280°С, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается до температуры 220°С, а нижняя - 230°С. Максимальная температура нижней поверхности гондолы составляет 300 - 320°С. Поверхность крыла нагревается до 220 - 230°С, при этом носки крыла нагреваются до 280°С. Температура, до которой нагревается поверхность переднего горизонтального оперения, выше, чем у крыла, и составляет 300°С.
Схема двигателя РД36-41 (Николай Гордюков)
1 - Корпус двигателя 2 - Компрессор 3 - Вал ротора 4 - Форсунки основной камеры 5 - Основная камера сгорания 6 - Турбина 7 - Форсажный топливный коллектор 8 - Форсажная камера 9 - Регулируемое сверхзвуковое сопло 10 - Створка сопла 11 - Коробка приводных агрегатов
При длительном полете нагреваются и внутренние элементы конструкции. Так, например, при полете с М=3 на высотах 20 - 24 км температура стенок лонжеронов крыла может превышать 200°С. Температура наружной поверхности остекления самолета достигала 230°С, а внутренней поверхности - 80°С. Для обеспечения работоспособности остекление фонаря было выполнено в виде двухкамерных стеклоблоков, состоящих из термостойких силикатных и органических стекол.
Максимальная температура топлива в крыльевых баках при длительном сверхзвуковом полете на скоростях, соответствующих М=3, и высотах, равных 20 - 24 км, к концу выработки достигала 60°С, в фюзеляжных баках топливо нагревалось до 50 - 100°С. Максимальная температура топлива в расходном баке доходит до 230°С.
Работы по самолету "103"
В соответствии с требованием технического задания, на борту самолета Т-4 необходимо было расположить две крылатые ракеты Х-45, что при выбранной аэродинамической компоновке самолета усложняло традиционное их размещение под крылом из-за увеличения аэродинамических нагрузок вследствие влияния мотогондолы. Это приводило к значительному увеличению веса подвесок, усложнению процесса отделения ракет от самолета и сложностям по размещению системы охлаждения ракет в тонком крыле. Учитывая перечисленные трудности, первый самолет "101" был оснащен одной ракетой, размещаемой по центру под мотогондолой.
Компоновка 2-х ракет под мотогондолой, предложенная и выполненная конструктором В.П. Терликовым, в дальнейшем нашла подтверждение своей жизнеспособности в результатах аэродинамических испытаний, выполненных в ЦАГИ конструктором Ю.А. Репревым, по отделению и исключению взаимного касания ракет при сбросе с самолета. Эта компоновка была реализована на самолете "103", предназначенном для отработки боевых задач самолета Т-4.
Размещение ракет под мотогондолой позволило расположить в переднем отсеке мотогондолы достаточно габаритные системы охлаждения ракет, а под мотогондолой и контейнеры с разведывательным оборудованием..
Данные по ракетному вооружению самолетов Т-4 и Т-4МС Авиационная крылатая ракета Х-45
Авиационная крылатая ракета Х-45 разрабатывалась для поражения крупных морских целей, в том числе авианосцев, отдельных кораблей-ракетоносцев, радиолокационно-контрастных малоразмерных наземных целей и площадных объектов, а также работающих радиолокационных станций.
Ракета Х-45, располагая дальностью полета около 500 км, обеспечивала возможность пуска без захода самолета-носителя в зону ПВО. Ракета получила инерциальную систему навигации, РЛС переднего обзора и бортовую вычислительную машину, позволявшие Х-45 полностью автономно совершать полет до цели, идентифицировать ее и уничтожить.
Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и оперения, что обеспечивало ее высокоманевренные характеристики. Двигательная установка была выполнена на основе однорежимного жидкостного ракетного двигателя. Система наведения состояла из инерциальной системы навигации на базе гироинерциалъной платформы и активной радиолокационной головки самонаведения (ГСН).
Траектория полета Х-45 - баллистико-планирующая, переходящая в квазигоризонтальную траекторию с пикированием на цель на конечном участке. Такая траектория позволяет достигать дальности полета 600 км, что обеспечивает загоризонтные пуски, без захода самолета-носителя в зону поражения средств ПВО авианесущих ударных соединений.
По целеуказанию от самолета-носителя, вводимого перед пуском, ракета Х-45 первоначально летит без контакта с целью, а на конечном участке квазигоризонтального полета ГСН осуществляет поиск и выбор цели в заданном районе по заданной логике.
По достижении установленного угла визирования цели в вертикальной плоскости ракета переходит в крутое пикирование на цель.
Таблица 2.
Технические характеристики ракеты Х-45
Параметры Характеристики
Стартовый масса, кг 4200
Длина ракеты, мм 10500
Размах крыла, мм 2400
Диаметр, мм 820
Дальность полета максимальная, км 500
Скорость полета, М 6,5-7
Боевая часть Х-45 - обычная, фугасно-кумулятивного типа, массой 500 кг. Стартовый вес ракеты составлял 4500 кг. В связи с большой длиной (около 11 м) ракета Х-45 могла размещаться только на двух наружных узлах подвески.
В качестве основных конструкционных материалов для ракеты Х-45 использованы титановый сплав ВТ-20, а для баков - нержавеющая сталь ЭИ-654. Головная часть ракеты - радиопрозрачный обтекатель из стеклотекстолита СК-9ФАК на основе кварцевой ткани и кремний-органического связующего К-9ФА.
Авиационная баллистическая ракета Х-2000
[1 Использованы материалы из статьи Петра Бутовского "Rosijskie naddzwiekowe bombowce strategiczne cz. 2" из журнала T&W, С. 30. Прим, автора.]
