Читать «Авиация и Время 2006 02» онлайн - страница 18

В мае 1974 г отработку формы баков завершили и приступили к выполнению намеченной программы заводских испытаний. Полеты для определения характеристик устойчивости и управляемости показали, что при достаточной путевой устойчивости М-15 был нейтрален в поперечном отношении. Для исправления положения потребовалось установить новые законцовки верхнего крыла – увеличенного размаха и заметно отогнутые вверх. Это привело к некоторому росту поперечной устойчивости. В то же время, поперечная управляемость самолета, те, эффективность элеронов, оставалась ниже требований – самолет не достигал оговоренной с заказчиками угловой скорости кренения. Переделки для ликвидации этого недостатка были бы слишком сложными, а на безопасность полета или экономику его влияние сочли незначительным, поэтому все решили оставить как есть, К испытаниям на продольную устойчивость приступили в июле 1974 г после того, как на самолете № 01-05 верхнее крыло сдвинули назад на 300 мм. Необходимость этого шага была вызвана изменением формы баков, а также размещением загрузочных горловин в их передних верхних частях.

Хуже дело обстояло со взлетно-посадочными и летно-техническими характеристиками М -15. Вес пустого самолета оказался на 750 кг больше, чем закладывалось в расчеты – 3150 кг вместо 2400 кг Пришлось поднять максимальный взлетный вес до 5650 кг, вес при рулении до 5750 кг. Вес химикатов при первом вылете на поле был уменьшен до 1800 кг вместо 2200 кг, В последующих вылетах без дозаправки топливом можно было увеличивать вес химикатов на величину израсходованного в предыдущем вылете топлива, те если на первый полет к полю и возврат было израсходовано 200 кг топлива» то на второй вылет можно было загрузить уже 2000 кг химикатов

В увеличении веса пустого самолета была вина обеих сторон – и конструкторов самолета, и заказчика, т.е. Аэрофлота. Заказчик требовал установить на М-15 дополнительное пилотажно-навигационное оборудование (автоматический радиокомпас, радиовысотомер, коротковолновую радиостанцию и т.д.) в предвидении сезонной миграции самолетов из центральных районов в Среднюю Азию и обратно. По этому поводу вспоминается спор между конструкторами и представителями Аэрофлота. Главный конструктор пытался объяснить, что установка дополнительного оборудования повлечет ненужное увеличение веса. В то же время, при сезонной миграции М-15 могут летать группами, лидируемые Ан-2. Таким образом, коротковолновая радиостанция, радиовысотомер малых высот, автоматический радиокомпас и ответчик -свой-чужой- просто не нужны. Аэрофлот с этим не согласился. Пришлось заложить в конструкцию дополнительные жгуты и кронштейны под все это оборудование. Конструкторы же. не имея опыта в проектировании сельхозаппаратуры, просчитались. В результате самолет получился тяжелее. Согласно требованиям Аэрофлота, М-15 должен был сохранять все характеристики до так называемых «расчетных условий- – температуры 30°С и давления 730 мм рт ст. В этих условиях при максимальном взлетном весе 5650 кг взлетная дистанция составила 750 м вместо заданных 550 м. Потребный режим работы двигателя при АХР. а следовательно – расход топлива, также оказался гораздо выше расчетного: вместо ожидаемых 250 кг/ч получилось 430-445 кг/ч! Снижение характеристик двигателя при высоких температурах наружного воздуха еще более ухудшило ситуацию При температурах выше 25°С происходило падение тяги двигателя, а это требовало повышения режима работы для сохранения скорости на рабочем гоне. Летчик в ожидании набора высоты при окончании гона мог превысить режим работы двигателя, при котором разрешался отбор воздуха (0,9 номинала). В результате зачастую происходило автоматическое выключение сельхозаппаратуры до окончания рабочего гона.