Відмінності між версіями «PZL M-15 Belphegor»

336 байтів додано ,  4 місяці тому
Мітка: редагування коду 2017
 
Окрім збільшення ширини захоплення, необхідно було збільшити вантажопідйомність літака принаймні до 2000—2200 кг речовини, щоб при великих витратах хімікату не доводилося занадто часто повертатися на базу для завантаження, адже політ порожняком тільки знижує ефективність літака.
 
В лютому 1970 року був виданий наказ МАП № 61 про створення при {{нп|Прогрес (авіазавод, Арсеньєв)|АрсеньєвськімАрсеньєвському авіазаводі|ru|Прогресс (авиационный завод, Арсеньев)}} нового ДКБ поз спеціалізацією в сільгоспавіації. Його головним конструктором призначили Р. А. Ізмайлова. Практично всі фахівці антоновського філії, що знаходилися в Арсеньєві, приєдналися до нього, створивши кістяк майбутнього колективу. [[ЦАГІ]], {{нп|ЦІАМ|ЦІАМ|ru|Центральный институт авиационного моторостроения}}, {{нп|ВІАМ|ВІАМ|ru|Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов}} і НІАТ отримали вказівку надати підтримку новому ДКБ. Додатково в [[Арсеньєв (місто)|Арсеньєв]] направили групу добровольців, зібрану з різних конструкторських організацій, і молодих випускників авіаційних вузів.
 
Робота над новою машиною пішла відразу з багатьох напрямків. Міністерство цивільної авіації доручило ДержНДІ ГА розробити тактико-технічні вимоги (ТТВ), основними з яких були: збільшення продуктивності не менше, ніж в два рази в порівнянні з Ан-2, зниження собівартості авіахімробіт не менше, ніж на 30 %, збільшення вантажопідйомності літака до 2200—2400 кг, впровадження новітніх методів техобслуговування та діагностики. Після тривалих суперечок за деякими пунктами Міністр цивільної авіації [[Бугаєв Борис Павлович|Б. П. Бугаєв]] затвердив ці ТТВ 3 лютого 1972 року.
Розглянувши всі «за» і «проти» було прийнято рішення встановити на новий літак двигун АІ-25 (хоча це було дуже незвично). Згодом це стало основним джерелом критичних зауважень на адресу літака.
 
Аргументи на користь двигуна [[АІ-25]]:
* підходяща розмірність;
* виготовлявся серійно, мав хороший ресурс — близько 6000 год., не дуже важкий — близько 300 кг;
* дозволяє відбирати достатня кількість стисненого повітря від обох контурів для роботи пневмотранспорту, привода гідронасоса та вентиляції кабіни.
 
Аргументи проти застосування [[АІ-25]]:
* більший, ніж у турбогвинтового двигуна, питома витрата палива;
* гірші злітно-посадочні характеристики, ніж у літака з ТВД, оскільки відсутній обдування крила повітряним гвинтом;
Нове ДКБ приступило до роботи над ескізним проектом і почало будувати модель для випробувань в аеродинамічній трубі ЦАГІ. Аеродинамічний розрахунок показав: щоб возити 2000&nbsp;кг корисного навантаження з ґрунтового майданчика завдовжки 550 м (як Ан-2) при вибраному двигуні, потрібно мати мінімальний коефіцієнт лобового опору C<sub>х</sub>min не більше 0,028. При продувці моделі отримали набагато більшу величину. Тоді почали доведення аеродинаміки моделі. Спочатку покращили спряження крила і фюзеляжу. З цього приводу О.&nbsp;В.&nbsp;Флоринський, в той час начальник відділу аеродинаміки [[Авіаційний науково-технічний комплекс імені Олега Антонова|АНТК імені Олега Антонова]], згадував таке:
 
{{Цитата|Будучи у відрядженні в ЦАГІ, я побачив в лабораторії модель літака Ізмайлова І-711, в майбутньому M-15. Я був здивований деякими аеродинамічними огріхами і, будучи його другом, взяв у руки пластилін і почав ліпити залисини на стиках крила з фюзеляжем. В цей же час в ЦАГІ були й інші співробітники нашого ДКБ. Коли я повернувся з відрядження, [[Антонов Олег Костянтинович|Олег Костянтинович]] вже знав про мої «художества». Він подзвонив і з незадоволенням сказав мені, що я б краще так «вилизував» [[Ан-2]]. Я зайнявся [[Ан-2]], але там нічого значного зробити не вдалося. Олег Костянтинович нічого не забув, і через пару місяців запитав, що ми зробили. Я відповів, що він свого часу так «вилизав» [[Ан-2]], що нам після нього робити нічого. Інцидент було вичерпаний}}.
 
Незважаючи на всі старання, коефіцієнт лобового опору моделі залишався як і раніше неприпустимо великим, і представники молодого КБ стали зменшувати [[міделевий переріз]] всіх елементів конструкції, в першу чергу&nbsp;— хімбаків. Процес цей зайшов настільки далеко, що баки фактично втратили здатність виконувати свою основну функцію&nbsp;— вміщати задану кількість хімікатів. Тим не менш, отриману таким чином {{нп|Поляра (аеродинаміка)|поляру||Polar curve (aerodynamics)}} [[Центральний аерогідродинамічний інститут імені М. Є. Жуковського|ЦАГІ]] затвердив.
 
На початку квітня 1971&nbsp;р. технічна рада МАП затвердила ескізний проект Р.&nbsp;А.&nbsp;Ізмайлова і рекомендули його до негайного запуску у виробництво в [[Польська Народна Республіка|Польській Народній Республіці]], в місті [[Мелець]], під маркою M-15. 26 квітня 1971&nbsp;р. між ПНР і СРСР був підписаний відповідний протокол. Робоче проектування мало розпочатися вже в Мелецьку. Перший політ першого дослідного літака планувався на 1972&nbsp;р.
{{Цитата|Літак нагадував порожню яєчну шкаралупу в бурхливому [[Балтійське море|Балтійському морі]].}}
 
Як виявилося пізніше, тряску провокували зриви потоку з хімбаковхімбаків. При закрилках у злітному положенні вихори з баків йшли вниз&nbsp;— під оперення, і тряска не відчувалася. Для вироблення шляхів вирішення проблеми зібрали нараду, на якій було виявлено 16 відмінностей зовнішньої аеродинаміки літака M-15 від лабораторії LLM-15. Головною відмінністю були фактично інші хімбакі зі значно більшим міделевим перерізом, форма яких була обрана за результатами досліджень на агростенді. Стало очевидно, що ні про які нормальні випробуваннях літака мови йти не може до тих пір, поки не буде усунений зрив потоку з нових баків.
 
Поки за рекомендацією [[Центральний аерогідродинамічний інститут імені М. Є. Жуковського|ЦАГІ]] на першому літаку доводили форму баків, обклеюючи їх пінопластом, 5 квітня злетів другий льотний екземпляр М-15 (заводський номер 1S001-03). Під час його польоту повторилося все те ж, що сталося з 1S001-02. Перший літак з доробленими баками виконав свій другий політ 10 квітня. Його баки, крило і фюзеляж були обклеєні ниточками. Літак піднімався в повітря, і з паралельно летить Ан-2 фотографувалося поведінку цих ниточок на різних швидкостях польоту і при різних положеннях закрилків. Якщо вони акуратно лягали по потоку&nbsp;— усе відмінно, а якщо вони опирались і плуталися&nbsp;— тут зрив потоку, це місце потрібно доводити. Були також виявлені гофри на обшивці, спотворення профілю нижнього крила, численні виступи і порушення аеродинаміки. Кожен політ використовувався для визначення C<sub>х</sub>, який спочатку виявився рівним 0,055, тобто був на 22&nbsp;% більше, ніж на LLM-15, і на 96&nbsp;% більше, ніж було потрібно! В результаті вжитих заходів коефіцієнт опору вдалося знизити до 0,048. У цих роботах пройшли весь квітень і половина травня.
 
На початку травня 1974 року Мелець відвідала велика делегація з СРСР. Її очолював [[Дементьєв Петро Васильович]]. Дементьєв наказав намалювати графік проведення заводських випробувань M-15 з терміном закінчення до 7 листопада 1974 року. Програма включала в себе понад 180 польотів, і за решту 5 місяців виконати її було просто неможливо. Проте міністр ніяких заперечень не прийняв і такий графік затвердив. Заводські випробування, що проводилися на восьми літаках першої та другої серій, зайняли близько двох років. Вони зайняли більшубільше 2000 польотів з сумарним нальотом близько 1300 год.
 
У травні 1974 р відпрацювання форми баків завершили і приступили до виконання наміченої програми заводських випробувань. Польоти для визначення характеристик стійкості і керованості показали, що при достатній флюгерній стійкості M-15 був нейтральний в поперечному відношенні. Для виправлення становища знадобилося встановити нові закінцівки верхнього крила&nbsp;— збільшеного розмаху і помітно відігнуті вгору. Це призвело до деякого зростання поперечної стійкості. У той же час, поперечна керованість літака, тобто ефективність елеронів, залишалася нижчою вимог&nbsp;— літак не досягав обумовленої з замовниками кутової швидкості [[крен]]у. Доопрацювання для ліквідації цього недоліку були б занадто складними, а на безпеку польоту чи його економічність вплив визнали незначним, тому вирішили залишити як є. До випробувань на поздовжню стійкість приступили в липні 1974&nbsp;р. після того, як на літаку 1S001-05 верхнє крило зсунули назад на 300&nbsp;мм. Необхідність цього кроку була викликана зміною форми баків, а також розміщенням завантажувальних горловин в їх передніх верхніх частинах.