Авиация и космонавтика 2017 № 01

Коллектив авторов

Комиссии предписывалось немедленно приступить к работе и дать обоснованные выводы не позднее 10 июля, в случае необходимости использовав для этого любых специалистов и лаборатории ЦАГИ. В свою очередь директор завода №81 П.М. Самсонов и главный конструктор В.П. Яценко должны были предоставить в распоряжение комиссии все необходимые расчеты, материалы, образцы и части самолета и по ее требованию вне очереди проводить работы как расчетного и испытательного, так и производственного характера.

На основании анализа всех представленных материалов комиссии удалось установить все обстоятельства аварии. При достижении на пикировании скорости 595 км/ч (по прибору) на высоте около 3500 м, то

есть при истинной скорости не менее 725 км/ч произошел отрыв нижнего сегмента капота мотора по заклепкам с последующим его задиром и полным отрывом от машины. Зто вызвало сильный аэродинамический толчок, вследствие которого нагрузка на горизонтальное оперение увеличилась. В свою очередь оперение, работая и без того довольно напряженно, не выдержало, и правый узел крепления переднего лонжерона стабилизатора разрушился по гребенке, а вслед за ним разрушился и левый узел.

Следствием разрушения узлов крепления переднего лонжерона стало сваливание машины на нос, что на указанной выше скорости дало большую отрицательную перегрузку, не менее 5 Это обстоятельство и привело к обрыву привязных ремней и выбросу летчика из кабины.

Далее передний лонжерон стабилизатора уперся в горизонтальную жесткость фюзеляжа, руль высоты остался неуправляемым, и машина перешла на кабрирование. Из-за возникших нагрузок оперение, не имеющее переднего крепления, вырвало вверх. При этом были разрушены киль и верхняя часть фюзеляжа. Затем оставшееся, но сильно ослабленное вертикальное оперение сорвало набегающим потоком.

Лабораторный анализ разрушившихся частей показал, что механические свойства материала переднего узла крепления стабилизатора по сравнению с техусловиями оказались занижены на 10% по крепости на разрыв и на 20-25% по твердости. Склейка обшивки фюзеляжа со стрингерами и шпангоутами была произведена недоброкачественно.

По мнению комиссии, причиной аварии явилась недостаточная прочность капота мотора на большой скорости, когда влияние сжимаемости воздуха, еще недостаточно исследованное, сказывается на увеличении сопротивления и местных нагрузок Отрыв нижнего сегмента капота вызвал увеличение нагрузки на горизонтальное оперение по сравнению с нормальной нагрузкой для случая пикирования, что привело к поломке узлов стабилизатора, литой материал которых оказался неоднородным и имеющим в ушках гребенок резкие выпады по твердости до 25%

Расчеты оперения и хвостовой части фюзеляжа, а также статиспытания, проведенные как в процессе постройки самолета, так и по требованию комиссии показали, что нормированные нагрузки указанные части выдерживают, а их разрушение обьясняется имевшей место повышенной нагрузкой.

Комиссия в своем заключении отметила, что для безопасной эксплуатации самолета И-28 необходимо провести ряд конструктивных мероприятий. Прочность капота на радиальные нагрузки требовалось увеличить по сравнению с существующей в 2,25 раза, причем особое внимание надлежало уделить местной прочности крепления передней части капота за кольцом. Дюралевые узлы крепления переднего и заднего лонжеронов стабилизатора предписывалось делать не литыми, а штампованными Узел регулировки стабилизатора необходимо было изъять, а стабилизатор сделать переставным на земле и оснастить его управляемым триммером вместе с этим требовалось улучшить конструкцию и технологическое исполнение силовых шпангоутов, к которым крепились лонжероны стабилизатора, а также переработать жесткости продольных элементов хвостовой части и установить соответствующие расчету на резонанс трубы тяг управления.

Подъем

разрушенной силовой установки и передней части фюзеляжа самолета И-28 для транспортировки с места аварии

В свою очередь ЦАГИ поручили на базе своих и зарубежных материалов разработать временные нормы прочности капотов, а также провести специальный эксперимент с дренажем капота. Кроме этого требовалось срочным порядком проверить прочность капотов на опытных машинах И-180 и и-207, на основе чего разработать предварительные рекомендации по расчету капотов на прочность для всех конструкторских бюро.

Хотя наличие флаттера комиссия не установила, она сочла необходимым для обеспечения безопасности самолета провести ряд мероприятий. В частности ЦАГИ было предложено дать главному конструктору исчерпывающие предложения в части доведения расчетной скорости флаттера до скорости установившегося пикирования на основе проверенного расчета. Кроме этого ЦАГИ предписывалось расширить работы в области вибраций типа флаттер, а НКАП всячески способствовать этому.

Также комиссия сочла необходимым отметить образцовое выполнение летчихом-испытателем П.М. Стефанов - ским сложного задания, и за проявленное при аварии мужество и отвагу ходатайствовало о его представлении к правительственной награде, вскоре Петр Михайлович был награжден орденом Ленина.

В августе 1939 г. специалисты НИИ 8ВС КА, подводя итоги первого этапа испытаний, отметили, что самолет И-28 с мотором М-87А превосходит И-16 по скорости на 100-110 км/ч и «является в настоящее время первым в СССР скоростным истребителем». После установки мотора М-88 они ожидали увеличение максимальной скорости до 590-600 км/ч.

По мнению военных применение смешанной конструкции с преимущественным использованием дерева позволяло широко и с минимальными затратами внедрять самолет в производство, особенно в военное время. Однако полетная масса И-28 по сравнению с расчетной получилась больше на 350 кг и составила 2666 кг, что для данного типа истребителя считалось ненормальным.

Центровка пустого самолета (2257 кг) составила 20,89% САХ, при полетной массе 2375 кг - 26,95% САХ и при 2666 кг - 26,41 %САХ. Выпуск шасси изменял центровку в пределах 0,5% САХ. Таким образом, смещение центра тяжести при изменении массы самолета в полете (выработка горючего, расход боеприпасов и выпуск шасси) оказалось незначительным, в связи с чем центровка самолета была признана хорошей.

На разбеге и пробеге самолет вел себя устойчиво и не имел тенденций к разворотам. Камерно-воздушные тормоза обладали высокой эффективностью и во время испытаний показали себя с хорошей стороны. Щитки-закрылки хотя и требовали увеличения жесткости, но работали безотказно. Они обеспечивали большую крутизну траектории планирования и уменьшали посадочную скорость и длину пробега, а возможность открытия щитков-закрылков на любой угол в пределах 50' позволяла использовать их на взлете и виражах. Взлетно-посадочные свойства замерить не успели, но во время проведенных полетов длина разбега ориентировочно составила 200-250 м, а пробега с применение тормозов и закрылков - 300-350 м.

Управляемость, маневренность, пилотажные и штопорные свойства самолета из-за аварии также выявить не удалось. Продольная, поперечная и путевая устойчивость И-28 оценивались как недостаточные. В связи с этим для нормальной эксплуатации самолета необходимо было провести ряд конструктивных изменений в том числе:

• увеличить поперечное «V» по средней линии до 6-7';

• увеличить площадь вертикального оперения за счет площади киля;

• увеличить площадь горизонтального оперения за счет площади стабилизатора;