С начала 90-х конструкторским бюро проводились концептуальные проработки легких самолетов АОН различных типов и схем. Целью проектных работ было определение оптимальных размеров и формирование концепций будущих проектов самолетов. Конверсионная программа, проводимая на ЭМЗ, носила комплексный характер и предусматривала поэтапный принцип создания самолетов АОН в соответствии с типоразмерным рядом в порядке возрастания взлетной массы и сложности самолета.

Такой подход был обоснован необходимостью получения определенного опыта разработки самолетов данного класса, имеющего свою специфику. Реализуемый типоразмерный ряд, в частности, предусматривал следующую шкалу типоразмеров:

• 1 типоразмер: взлетная масса до 3,0 т; число пассажиров до 9 (проект М-101Т "Гжель").

• 2 типоразмер: взлетная масса до 6,0 т, число пассажиров до 19 (проект М-102 "Дуэт").

• 3 типоразмер: взлетная масса до 10 т; число пассажиров до 30 (проекты М-111 ММ-1, проект М-72 "Ямал").

• 4 типоразмер: взлетная масса до 20 т (проект М-150) и др.

Реализация конверсионной программы проводимой на ЭМЗ им. В. М. Мясищева предусматривала широкую кооперацию, как с заводами-изготовителями, так и с поставщиками готовых изделий. У ЭМЗ им. В. М. Мясищева сложились деловые партнерские взаимоотношения с крупнейшими авиационными производственными объединениями - это Смоленский авиационный завод и НПО "Сокол" в Нижнем Новгороде.

В последнее время успешно разрабатывались деловые контакты с западными фирмами-производителями авиационного оборудования и силовых установок, это Пратт энд Уитни (Канада), Бендикс Кинг, Гамильтон Стандарт (США) и др.

История разработки проекта самолета М-102 из всех проектов гражданских самолетов авиации общего назначения, разрабатывавшихся на ЭМЗ им. В. М. Мясищева, пожалуй, одна из самых многообещающих и в то же время самых продолжительных и однозначно невезучих.

Работы над проектом "102" были начаты в конце 80-х годов. Как раз в этот период на ЭМЗ им. В. М. Мясищева были развернуты проектно-исследовательские работы над проектами гражданских самолетов авиации общего назначения (АОН) в рамках общей программы "Конверсия".

Конечно, не все проекты получили свое дальнейшее развитие, нелегкая судьба ждала и проект "102". По началу проект "102" формировался как легкий административный самолет и был рассчитан на перевозку четырех VIP-пассажиров.

Как таковой класс небольших деловых самолетов у нас в стране отсутствовал, поэтому это объясняет такой повышенный интерес отечественных разработчиков к самолетам подобного класса.

Компоновка пассажирского салона проекта "102" была выполнена по типу "купе" и обеспечивала достаточный комфорт четырем пассажирам в классе "люкс", однако заложенные габаритные размеры салона позволяли при перекомпоновке разместить до 9 пассажиров в экономическом классе.

Подробнее об этом проекте читайте в предыдущей главе.

Во время одного из первых авиасалонов у А. А. Брука состоялась также встреча со специалистами лаборатории NAL из г. Бангалор. Поводом для встречи и взаимного интереса послужил опять же проект самолета "Дельфин".

Как оказалось, специалисты NAL также начали разработку легкого самолета, выполненного по похожей схеме, с силовой установкой с толкающими воздушными винтами. Индийский проект назывался LTA-14 и был рассчитан на перевозку 9-14 пассажиров.

В работе над обоими проектами было отмечено много общего, во взглядах и подходах к решению технических вопросов также были сходные позиции. Благодаря этому возникло решение о совместной разработки единого российско-индийского проекта самолета АОН.

Анализ первых рабочих встреч специалистов ЭМЗ им. В. М. Мясищева и NAL показал, что в основу будущего совместного проекта должен лечь самолет размерности более 9 пассажиров, так как эта пассажировместимость (9 чел.) была явно недостаточной для индийской стороны.

Кстати сказать, проведенный ранее технико-экономический анализ специалистами ЭМЗ им. В. М. Мясищева совместно с НИИ экономики и ГосНИИГА по экономической целесообразности проекта двухдвигательного девятиместного самолета "Дельфин", также показал необходимость увеличения его пассажировместимости до 19 человек.

Именно эта "ниша" среди скоростных самолетов АОН была вакантна и экономически целесообразна. Учитывая интересы индийской стороны, размерность самолета по совместному проекту была определена в 14 мест. Индийская сторона объясняла это решение принятым вариантом силовой установки Р&W (РТ6А-66) и ее ограниченной мощностью.

После подписания меморандума (протокола о намерениях) между ЭМЗ им. В. М. Мясищева (со стороны России) и NAL (со стороны Индии) начались активные работы каждой из участвующих сторон в координации своих работ над совместным проектом.

Именно в этот момент на ЭМЗ им. В. М. Мясищева открылась официальная тема работ по данному проекту с шифром "102", главным конструктором которой назначается А. А. Брук, ведущим конструктором по теме Е. А. Крутиков, руководителем проектных работ, зам. Главного конструктора - В. И. Погодин.

Учитывая характер совместных работ с индийскими партнерами тема "102" приобретает статус международной программы научно-технического сотрудничества.

Проекту, разрабатываемому по теме "102", присваивается индекс М-102, а с учетом того, что работы над проектом проводились совместно двумя странами-участницами, то с российской стороны проект получил собственное название "Дуэт".

Несмотря на общую схожесть проектов, при совместной разработке имелись и некоторые отличия, касающиеся в основном применяемого оборудования и силовой установки.

Индийский вариант совместного проекта получил название LTA "SARAS" по имени болотной цапли, обитающей в Индии. Руководителем программы совместной разработки с индийской стороны был назначен г-н Радж Махиндра, а руководителем проекта г-н Нарайан. Разработку проекта самолета "SARAS" всячески поддерживал и по сути был ее идейным вдохновителем директор аэрокосмической лаборатории NAL доктор Нарасимха.

Со стороны NAL к работе над проектом LTA "SARAS" были привлечены опытные ведущие специалисты, некоторые из которых имели опыт практической работы по созданию индийского первого реактивного истребителя "Марут" и других самолетов.

Организация работ по совместной разработке единого проекта предусматривала разделение работ, в частности ЭМЗ им. В. М. Мясищева разрабатывал фюзеляж, шасси, самолетные системы и оборудование (российское), БРЭО (российское), устанавливал силовую установку (российскую). NAL отвечала за разработку крыла, оперения, БРЭО (импортное), силовую установку (P&W РТ6А-66).

Производство предусматривалось как на одном из авиационных российских заводов (Смоленском или Нижегородском "Сокол") так и на индийском в Бангалоре. Согласно достигнутых договоренностей вопрос финансирования работ по теме "102" каждой стороной решался самостоятельно, при 50% долевом участии в совместном проекте и понесении затрат.

Проведенные рабочие встречи и совместные обсуждения представителей ЭМЗ им. В. М. Мясищева и NAL позволили выявить взаимный интерес к разработке подобного самолета и перейти к разработке совместного проекта самолета для местных воздушных линий. Базой совместного проекта, получившего обозначение "Дуэт-Saras", послужили наработки, сделанные обеими сторонами.

Основой для выполнения совместных работ по созданию легкого транспортного самолета послужили целый ряд организационных документов:

• Меморандум о развитии двухсторонних отношений в области науки и техники между Правительством РФ и Правительством республики Индия, от 28 января 1993 г.;

• Генеральное соглашение, заключенное между ЭМЗ им. В. М. Мясищева и Национальной аэрокосмической лабораторией;

• Постановление правительства РФ № 615 от 1 июня 1994 г. о создании легкого транспортного самолета и другие.

• Планом работ по проекту "Дуэт- Saras" предусматривалось следующее разделение работ:

• Проектные работы - совместно ЭМЗ и НАЛ;

• Аэродинамические испытания - на больших скоростях отвечал ЭМЗ; на малых скоростях отвечал НАЛ;

• Изготовление агрегатов: фюзеляж - ЭМЗ; крыло - НАЛ; оперение - НАЛ; шасси - ЭМЗ.

• Силовая установка: вариант ТВД-20М - ЭМЗ; вариант РТ 6А-66 - НАЛ;

• Комплектующие (оборудование, вся авионика): российское - ЭМЗ; зарубежное - НАЛ;

• Сборка (в двух местах): ЭМЗ, НАЛ;

• Летные испытания, сертификация: ЭМЗ, НАЛ;

В соответствии с маркетинговыми исследованиями, проведенными обеими сторонами, потребности национальных авиарынков в самолете данного класса составляют: для России - 250-300; для Индии - 200 экземпляров.

Проект самолета "Дуэт-Saras" также ориентирован на внутренние рынки стран СНГ и стран Юго-Восточной Азии.

Финансирование своей части работ каждой стороной ведется самостоятельно. За период 1994-1995 гг. бюджетное финансирование российской стороной составило 875 млн. руб. при собственных затратах по данному проекту ЭМЗ им. В. М. Мясищева 3 млрд. 950 млн. руб.

За данный период проведен весь цикл предпроектных исследований по определению облика и уточнению размерности самолета, разработан эскизный проект самолета в двух вариантах силовой установки, разработаны технические задания и эскизные проекты модифицированной силовой установки (двигатель ТВД-20М, многолопастный толкающий винт), шасси и всех самолетных систем.

Разработаны варианты комплексов авионики: вариант полностью на российской элементной базе, вариант зарубежной авионики, комбинированный вариант на базе российских и зарубежных комплектующих.

Изготовлен полномасштабный демонстрационный макет самолета, проведены трубные аэродинамические испытания, разработана конструкторская документация на основные конструктивные узлы самолета. Получены положительные заключения на проект головных институтов и ведомственных организаций.

Распределение работ

В соответствии с программой работ по самолету М-102, ЭМЗ им. В. М. Мясищева, кроме разработки проектно-конструкторской документации на самолет, отвечал за выполнение всех экспериментальных работ на стендах, а также наземных и летных испытаний самолета.

Подготовка производства, изготовление опытных образцов и запуск в серийное производство самолета М-102 планировалась организовать на Смоленском авиационном заводе.

Омское моторостроительное конструкторское бюро (г. Омск) выполняло разработку, изготовление и поставку силовой установки на опытные и серийные образцы самолета М-102. Разработку, изготовление и поставку воздушных винтов обеспечивало научно-производственное предприятие "Аэросила" (г. Ступино).

На начальном этапе проектно-поисковых работ при формировании облика самолета М-102 исследовались альтернативные варианты, схемы крыла, схемы шасси, конструктивного исполнения стыка "фюзеляж-крыло".

Рассматриваемые альтернативные варианты имели свои преимущества и свои недостатки, задачей проектантов было найти разумный компромисс достоинств и недостатков, учитывая баланс противоречивых требований.

Организация работ

Индийская сторона, приступая к работам над совместными российско-индийским проектом самолета "Дуэт-Sаras", своей целью ставила, во-первых, иметь у себя такой самолет для эксплуатации на внутренних авиалиниях, во-вторых, научиться разрабатывать и делать самостоятельно такие самолеты, участвуя в этом процессе и вкладывая ровно половину всех необходимых на это средств. Совместная разработка предполагала экономию немалых средств и это было обоюдовыгодно всем.

Российская сторона, участвуя в этом проекте, решала двойную задачу, во-первых, имея научно-технический и производственный потенциал могла выполнить заказ зарубежного заказчика, финансирующего разработку, т. е. изготовить и поставить самолет МВЛ для Индии, а во-вторых, получив достаточное бюджетное финансирование, развернуть производство этого самолета для российского рынка.

Ориентирование на внутренний российский рынок предусматривало естественно использование только отечественного оборудования и силовой установки российской разработки.

Что касается первой задачи, то как такового заказа на самолет М-102 от Индийского Заказчика не последовало, и взаимодействие пошло совершенно по другому сценарию.

А вторая задача была решена только частично, так как бюджетное финансирование проекта проводимое на первых этапах работ Правительством обеспечило только проектные исследования, разработку эскизного проекта самолета, его силовой установки, всех систем и изготовление полнонатурного демонстрационного макета самолета М-102 "Дуэт".

Многочисленные смежники и кооперация производителей уже были готовы к развертыванию работ по самолету М-102 "Дуэт".

С самого начала Руководством проекта от NAL было принято решение использовать на самолете "SARAS" системы и оборудование западного производства.

Выбор поставщиков оборудования определялся следующими критериями: уровень характеристик; вес и объем; стоимость, льготные условия поставки, послепродажное обслуживание.

Из трех первых опытных образцов, один планировалась изготовить в NAL (Индия). Как вариант, рассматривалась возможность изготовления всех трех образцов в России на Смоленском авиационном заводе, только в этом случае окончательная сборка третьего экземпляра, предназначенного для испытаний в Индии, предполагалась выполняться из поставленных готовых агрегатов также в Индии. На этом настаивала индийская сторона и это было обязательное условие - участие индийской стороны в изготовлении и сборке самолета.

График работ по проекту

Узловые точки программы разработки и создания самолета.

• Начало НИОКР март 1992 г.

• Аванпроект сентябрь 1992 г.

• Эскизный проект июнь 1993 г.

• Изготовление демонстрационного макета август 1993 г.

• Рабочий проект март 1994 г.

• Подготовка пр-ства сентябрь 1994 г.

• Изготовление опытных образцов:

• технологический макет июль 1994 г.

• статический образец июль 1994 г.

• первый летный экз. ноябрь 1994 г.

• второй летный экз. июнь 1995 г.

• Первый вылет декабрь 1994 г.

• Летные испытания март 1996 г.

• Получение сертификата типа июль 1996 г.

Программа выпуска самолета М-102 "Дуэт" на СмАЗ (г. Смоленск): 1996 г. (10), 1997 г. (10), 1998 г. (40), 1999 г. (100), 2000 г. (150), 2001 г. (150), 2002 г. (150), с 2003 г. - (750) шт.

Общее проектирование. Формирование облика

Выбор схемы и параметров самолетов общего назначения не всегда диктуется только соображениями получения наилучших летно-технических характеристик.

При формировании облика будущего самолета большую роль играет необходимость обеспечения определенного уровня комфорта, безопасности полета при управлении самолетом малоквалифицированными летчиками, условия базирования, эксплуатационная технологичность и даже внешний вид самолета.

При этом к числу основных требований, предъявляемых к самолетам общего назначения, относятся повышенная безопасность при простоте пилотирования, малая чувствительность к ошибкам пилота при заходе на посадку и во время самой посадки.

Снижение аварийности достигается, в первую очередь, уменьшением скорости захода на посадку, а также принятием специальных мер, обеспечивающих самолету хорошие противосрывные и противоштопорные характеристики.

Однако, желательная с этой точки зрения механизация передней кромки крыла (предкрылки) из-за весовых и конструктивных соображений на самолете М-102 не применялась.

По показателям безопасности самолеты авиации общего назначения (АОН) занимают непочетное первое место. И дело здесь не только в большой распространенности в мире малой авиации, но и в уровне летной подготовки пилотов и ошибках пилотирования.

Анализ аварийности показывает, что вероятность летного происшествия наибольшая на посадочных режимах и прямо пропорциональна кубу скорости захода на посадку. Поэтому обосновано желание разработчиков получить наименьшую возможную посадочную скорость самолета.

Как ни странно, но это факт - большая аварийность двухдвигательных самолетов, по сравнению с однодвигательными, показывает, какое важное значение может иметь асимметрия тяги даже для профессиональных пилотов.

Отказ одного из двух двигателей и, как следствие, возникновения ассиметричной тяги при неправильных действиях малоопытного пилота, может привести к потере скорости и сваливанию самолета в штопор, поэтому вопросу обеспечения самолета АОН хорошими противосрывными и противоштопорными характеристиками должно уделяться максимальное внимание еще на стадии проектирования.

При установке турбовинтовых двигателей на крыле также появляются проблемы, что приводит к неблагоприятной интерференции струи от винта с крылом, фюзеляжем и оперением. Это, как известно, проявляется в ухудшении продольных, поперечных и путевых характеристик самолета.

Проблемы эти конечно решаемые, неслучайно существует большое многообразие самолетов различных схем, но все-таки с этой точки зрения схема размещения силовой установки в хвостовой части фюзеляжа, принятая на самолете М-102, в сочетании с толкающими винтами является наиболее предпочтительной схемой.

Проведенные в ОКБ исследования показали, что при заднем расположении двигателей с толкающими винтами, за счет использования винтов с противоположным вращением, можно получить увеличение КПД винта на 2-3%. А использование выдува струи отработанных газов через коки винтов, по расчетным оценкам, должно было обеспечить уменьшение потерь тяги на 8%.

Аэродинамическая компоновка самолета М-102 обеспечивает максимальный коэффициент подъемной силы Cy max ~ 2,0 при значениях числа М=0,1-0,2. Механизация крыла позволяет получить значения коэффициентов подъемной силы при взлете Cy max ~ 2,3 и при посадке Cy max ~ 2,6.

По конструктивным соображениям, а также для получения требуемых объемов под топливо, относительная толщина профиля крыла должна быть не менее 15% , с учетом этого требования она была выбрана именно таковой.

На самолете М-102 был применен неподвижный стабилизатор, хотя этот выбор был далеко не однозначным и простым. Индийские коллеги настаивали на применении переставного стабилизатора и на первый взгляд преимущества его были очевидными - это меньшее аэродинамическое сопротивление в крейсерском полете и больший реализуемый диапазон эксплуатационных центровок.

Однако проведенные нашими специалистами исследования по оптимизации площади оперения показали, что этого можно добиться путем некоторого увеличения площади горизонтального оперения и выбором его рационального угла заклинения, "настроенного" на режим крейсерского полета.

Несмотря на некоторое увеличение площади неподвижного горизонтального оперения, конструкция его оказывалась гораздо проще и надежнее. Как ни странно, меньшим оказывался и вес всей конструкции оперения по совокупности всех факторов, включая механизм перестановки и прочее.

Таких различий при совместных работах было достаточно много, они были зачастую незначительными, но они были во всем и это, естественно, очень мешало совместной работе.

Казалось бы небольшое отличие в несколько сантиметров (даже миллиметров) в обводах математической модели, а на самом деле это - практически разные математические модели поверхности обводов самолета, это заново переделанная работа.

Так, например, особенно сильными были различия в обводах хвостовой части фюзеляжа. Использование различного оборудования, в соответствии с этим разная его компоновка - все это приводило и к различным обводам фюзеляжа.

Для согласования принимаемых технических решений, руководства работами и их координации по совместному проекту был организован единый координационный совет и это дало свои положительные результаты.

Горизонтальные пилоны, на которых крепились двигатели, имели специальную профилировку и учитывались в общей системе несущих поверхностей самолета, создающих вертикальную аэродинамическую силу.

Пилоны имели положительный угол установки по отношению к продольной оси самолета, это давало некоторое увеличение аэродинамического качества самолета на крейсерском режиме полета.

Для проверки аэродинамических характеристик разрабатываемого самолета М-102, полученных на основе расчетных исследований, была изготовлена продувочная модель самолета в масштабе 1:9 и в аэродинамической трубе АДТ-106 ЦАГИ были проведены экспериментальные исследования в широком диапазоне чисел М и Re. Изготовление продувочной модели М-102 выполнялось в модельно-макетном производстве на ЭМЗ им. В. М. Мясищева под руководством начальника ММП В. В. Тормышева.

В планах экспериментальных работ предусматривалось изготовление продувочной модели с имитаторами силовой установки для экспериментальной оценки поля скоростей в зоне расположения винта. Предполагалось также проведение испытаний натурного макета самолета М-102 в самой большой дозвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101.

Формирование концепции

Изначальные условия, на которые рассчитывался самолет по совместному проекту, были достаточно жесткими: это требования по условиям эксплуатации и базирования.

Высокогорные аэродромы с высотой ВПП над уровнем моря Н=2400 м с длиной полосы L=600 м в условиях жаркого климата МСА + 30oC. Исходя из этих требований в основу концепции самолета были положены следующие принципы:

• достаточно высокая энерговооруженность (N=0,40 и более);

• высокие взлетно-посадочные и крейсерские характеристики;

• высокие крейсерская скорость и высота полета (V=550-600 км/ч, Н=9 км);

• возможность эксплуатации с грунтовых ВПП с прочностью грунта (6,0 кгс/см2 );

• высокая технологичность, простота конструкции;

• невысокая цена;

• высокий уровень комфорта;

• соответствие нормам АП-23 (Россия), FAR-23, -33 (США).

По мнению проектантов, реализация на самолете всех принципов, заложенных в его концепцию, могла быть достигнута следующими техническими решениями:

• использованием для самолета данной размерности достаточно мощного турбовинтового двигателя ТВД-20М (N=1375 л. с.);

• аэродинамически чистым крылом, набранным из суперкритических профилей с высокоэффективной однощелевой механизацией (Су max=2,8; К max=15,0);

• применением рычажных стоек шасси с пневматиками низкого давления;

• гондольной схемой размещения двигателей, расположенных по бортам в хвостовой части фюзеляжа, что обеспечивает низкий уровень шума в пассажирском салоне и хороший подход ко всем агрегатам силовой установки при ее обслуживании (высота над землей менее двух метров);

• применением толкающих многолопастных воздушных винтов, обеспечивающих низкий уровень шума;

• применением недорогих широкоиспользуемых конструкционных материалов и отработанных технологических процессов;

• использованием фюзеляжа с диаметром 1,95 м, обеспечивающим высоту прохода 1,7 м при расположении двух кресел в ряд;

• наличием встроенной двери-трапа;

• методологией проектирования с учетом требований международных авиационных норм на начальном этапе проектных работ.

Обоснование размерности и взлетно-посадочных характеристик

В качестве критерия оптимизации в процессе поиска рациональных параметров самолета был использован частный критерий: минимальное значение взлетной массы самолета, выполняющего крейсерский полет на дальность 600 км с максимальной коммерческой нагрузкой 14 пассажиров.

В частности оценивалось влияние геометрических параметров крыла (площади и удлинения) на характеристики самолета с двигателями ТВД-20М при полете с нагрузкой 1300 кг на дальность 600 км.

Жесткие технические требования заставляли искать разумный компромисс при поиске оптимальных параметров самолета, а поиск этот был не простым.

Так, например, пониженное атмосферное давление в условиях высокогорья и жаркого климата требовали повышенной энерговооруженности самолета по сравнению с обычными самолетами данного класса.

Запас по мощности давала более мощная силовая установка, однако переразмереyная по мощности СУ имела лишний собственный вес, явно проигрывала по экономичности и не обеспечивала требуемой дальности полета самолета с максимальной нагрузкой. В качестве одного из возможных способов увеличения взлетной мощности газотурбинной силовой установки рассматривался также и впрыск воды в двигатель.

Однако взвешивая все "за" и "против" каждого параметра предпочтение было отдано все-таки мощному двигателю ТВД-20М.

Несколько переразмеренная силовая установка на базе двигателей ТВД-20М, несмотря на вышеперечисленные недостатки, давала в руки проектантов главный козырь - возможность дальнейшего развития проекта по взлетному весу и полезной нагрузке. Использовался так называемый прием проектирования "с резервом по мощности".

Не меньшую проблему вызывало оптимальное проектирование крыла. Как известно, особенностью полетов в высокогорной местности является повышенная турбулентность воздуха, это восходящие и нисходящие потоки атмосферного воздуха, создающие неоднородность плотности и давления воздуха.

На практике полет в условиях сильной турбулентности вызывает сильный дискомфорт у пассажиров и создает повышенный износ конструкции самолета за счет знакопеременных нагрузок.

Важным параметром геометрии крыла, чувствительным к порывам, является удельная нагрузка на крыло и что особенно важно - его удлинение. Поэтому вопросу оптимизации площади крыла и его удлинения для самолета М-102 уделялось особое значение. В результате проведенного анализа были сделаны следующие выводы:

• оптимальные значения удлинения крыла лежали в пределах 8-10, однако учитывая то, что большие значения имеют более неблагоприятную реакцию на вертикальные порывы ветра (турбулентность), что увеличивает дискомфорт и утомляемость при полетах в болтанку, или потребует установки специальной системы демпфирования колебаний, что вряд ли оправдано по стоимости для малых самолетов, то принято было значение удлинения 6;

• оптимальные значения площади крыла для режимов крейсерского скоростного полета лежали в пределах 15-17 м2, однако с учетом взлетно-посадочных требований площадь крыла должна была быть не менее 25,5 м2;

• оценка влияния геометрических параметров крыла и энерговооруженности на взлетные характеристики самолета показала, что при принятом значении площади крыла 25,7 м2, при изменении величины энерговооруженности c 0,33 до 0,43 взлетная дистанция уменьшается на 300 м и равна в соответствии с требованиями 600 м;

• учет влияния высоты расположения аэродрома базирования над уровнем моря на длину взлетной дистанции показал, что при фиксированной мощности силовой установки длина взлетной дистанции увеличивается приблизительно на 100 м на высотном аэродроме (высота ВПП 2 км) по сравнению с равнинным аэродромом.

Обоснование размера фюзеляжа

При проектировании фюзеляжа главным критерием было обеспечение заданного уровня комфорта при размещении пассажиров. Как показывали исследования тех лет, наиболее важным фактором комфорта пассажирского салона являлся не только и не столько шаг кресел, сколько высота прохода салона и высота пространства над головой пассажира. И проектанты зачастую сознательно идут на некоторое увеличение миделя (поперечной площади сечения) самолета в угоду достижения приемлемого комфорта для пассажиров.

Так, например, размерность фюзеляжа самолета определялась требованием обеспечения заданного уровня комфорта, который обеспечивался:

• высоким значением удельного объема пассажирского салона, приходящегося на одного пассажира, равного 1,5-2,0 м3/чел.;

• высотой прохода, равной 1,7 м .

В проектной практике используется критерий, называемый фактором комфорта, который определяется как следующее выражение: Фк=В*Н2*L1/2, где Фк - фактор комфорта, по статистике для существующих самолетов АОН Фк=от 6 до 15); В - ширина салона, м; Н - высота салона, м; L - длина салона, м.

На самолете М-102 фактор комфорта равнялся 13,5, что по сравнению с самолетами подобного класса считался хорошим показателем.

Сравнительно большие размеры фюзеляжа придавали самолету М-102 несколько необычный вид, но это была плата за комфорт внутри салона.

Увеличение диаметра фюзеляжа при сохранении его длины уменьшало его удлинение, а компоновка сзади толкающих воздушных винтов вынуждала делать короткой хвостовую часть фюзеляжа, что уменьшало удлинение хвостовой части фюзеляжа и в свою очередь увеличивало его аэродинамическое сопротивление.

Кстати сказать, профилировке хвостовой части фюзеляжа уделялось особое значение, к работе по аэродинамическому проектированию привлекались ведущие специалисты ЦАГИ.

Как оказалось, при данной компоновке силовой установки, на аэродинамические характеристики самолета оказывает сильное влияние профилировка хвостовой части фюзеляжа. Влияние это оказывала косая обдувка хвостовой части толкающими винтами, скос потока за профилированными пилонами на которых крепились мотогондолы, а пилоны эти имели специальную профилировку.

Учитывалось также направление вращения воздушных винтов, предпочтение отдавалось варианту противоположного вращения винтов с набеганием верхней лопасти по направлению к фюзеляжу.

Однако, применение двигателей с противовращением являлось не меньшей проблемой и по сути являлось созданием и сертификацией не одного, а двух разных двигателей, а это значит дополнительные испытания и, соответственно, увеличение стоимости работ.

Эргономика кабины

При разработке проекта М-102 особое внимание проектантов уделялось вопросу проектирования кабины экипажа. Если посмотреть статистику летных происшествий, которые приводят к катастрофическим последствиям, то становится ясно, почему необходимо уделять особое внимание эргономике рабочего места экипажа - кабине, так как только менее 10% от числа всех происшествий, происходят из-за отказов авиационной техники, остальной процент лежит на совести экипажа. Причем ошибки экипажа могут иметь как субъективные, так и объективные причины.

Для выполнения работ по эргономическому обеспечению работ на проектном этапе, специалистами ЭМЗ им. В. М. Мясищева А. Ю. Папшевым и другими в отделе компоновки и увязки, руководимым начальником отдела А. Ф. Борисенко была разработана автоматизированная система эргономического проектирования кабины экипажа пассажирского самолета.

В системе использовались математическая модель компоновки кабины (цифровой макет) и звенно-параметрическая модель летчика.

По результатам эргономического проектирования определялась досягаемость рук до органов управления, оценивался внекабинный и внутрикабинный обзор, определялась досягаемость до педалей и потребное пространство для ног пилота.

Учитывая сложные обводы носовой части самолета, в которые вписываются приборные панели и их сложное пространственное положение, развертка приборных панелей традиционными чертежно-графическими методами являлось трудоемкой задачей.

Разработанная и внедренная система эргономического проектирования позволяла получить развертку приборных панелей автоматически.

Опыт автоматизированной компоновки с обеспечением эргономических требований успешно использовался при проектировании в дальнейшем самолетов: М-101Т "Гжель", М-102 "Дуэт", М-500 и других, разрабатываемых на ЭМЗ им. В. М. Мясищева.

Общий вид

Самолет М-102 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с низкорасположенным трапециевидным крылом умеренного удлинения, фюзеляжем круглого сечения, Т-образным хвостовым оперением, силовой установкой, состоящей из двух ТВД с толкающими воздушными винтами и трехопорным шасси с носовой управляемой стойкой.

Крыло самолета имеет положительную V-образность (4о) и геометрическую крутку (-2о). Крыло оснащено механизацией, состоящей из выдвижных однощелевых закрылков, органами поперечного управления, состоящими из элеронов и интерцепторов, противообледенительной системой, установленной на передней кромке крыла. В крыле размещены топливные баки-отсеки и ниши главных опор шасси, закрываемые створками.

Фюзеляж самолета конструктивно выполнен по схеме полумонокок, круглого сечения, с большим панорамным остеклением кабины экипажа.

Остекление кабины выполнено птицестойким стеклом с электроподогревом. Для удобства посадки пассажиров в самолет по левому борту фюзеляжа имеется встроенная дверь-трап. По бокам фюзеляжа находятся два аварийных выхода 3-го типа с выходом пассажиров на крыло.

Силовая установка самолета состоит из двух турбовинтовых двигателей ТВД-20М, установленных по бокам хвостовой части фюзеляжа. В качестве альтернативного варианта силовой установки предусматривалась также установка двигателей Пратт-Уитни РТ6А-66 с воздушными винтами фирмы "Хартцель".

Что касается заднего расположения силовой установки с воздушными винтами, то можно сказать, что эта схема была популярна и у американских авиастроителей.

Американская фирма "Уильямс Уана Ассошиейтс" в конце 80-х годов также разрабатывала аналогичный по компоновке проект административного самолета рассчитанного на 19-30 пассажиров. При разработке проекта использовались исследования NASA, проводившиеся по программе STAT (Small Transport Aircraft Technology), целью которых было формирование облика перспективных 30-40 местных самолетов с различными типами воздушных винтов.

Силовая установка американского проекта должна была состоять из двух ТВД Пратт-Уитни РТ6А мощностью по 1250 л. с., установленных на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа с толкающими воздушными винтами.

По прогнозам потенциальный рынок самолетов этого класса к 2000 году мог составить 1200 единиц. Стоимость программы разработки самолета для местных авиалиний оценивалась в 80-100 млн. долл.

Совместный российско-индийский проект "Дуэт-Saras"

Самолет "Дуэт-Saras" предназначен для перевозки пассажиров и грузов на внутренних и международных авиалиниях протяженностью до 2000 км.

Салон самолета может быть выполнен в вариантах:

• пассажирский вариант экономического класса на 14 пассажиров;

• административный вариант бизнес-класса на 9 пассажиров;

• салон-купе повышенного комфорта на 8 пассажиров;

Предусматриваются также модификации самолета по назначению, в частности:

• грузовой (для перевозки небольших партий грузов);

• патрульный (лесопатрульный, береговая охрана, экологический мониторинг);

• санитарный (для перевозки четырех носилочных больных с сопровождающими); и др.

Компоновка самолета

В носовом отсеке фюзеляжа размещены метеолокатор, блоки электронного оборудования средств связи, распределительные устройства, ниша для уборки передней опоры шасси. Для доступа к оборудованию в носовой части фюзеляжа используются эксплуатационные люки по левому и правому бортам и отклоняемый вверх носовой обтекатель метеолокатора.

В носовом отсеке фюзеляжа располагаются также двухместная кабина экипажа и приборный отсек. Летный экипаж самолета состоит из двух человек: командира и второго пилота. В административном варианте самолета второй пилот выполняет также функцию стюарда.

Четыре окна кабины обеспечивают требуемый обзор внекабинного пространства в полете и при рулежке. Вход в кабину осуществляется из салона через складывающуюся дверь.

Для экипажа в кабине установлены кресла пилотов, имеющие регулировку под рост пилотов, сдвигающиеся назад для удобства занятия и покидания своих рабочих мест.

Для размещения приборов и индикаторов средств отображения информации и органов управления рабочие места пилотов оборудованы приборной доской, боковыми (левым и правым) пультами, центральным пультом управления с блоком рычагов управления силовой установкой и потолочным пультом управления.

Управление аэродинамическими поверхностями самолета осуществляется с рабочих мест при помощи штурвалов ручного управления и педалей ножного управления, имеющих регулировку под рост пилотов.

В кабине размещена также часть кислородного и аварийно-спасательного оборудования. Освещение кабины представлено системой внутреннего освещения и освещения рабочих мест.

В центральном отсеке фюзеляжа располагаются передний багажник и пассажирский салон, рассчитанный на размещение до 14 пассажиров.

Максимальная распределенная нагрузка на пол в салоне в зоне прохода составляет около 400 кгс/м2.

По бортам салона располагаются иллюминаторы овальной формы закрываемые светофильтрами.

В зависимости от варианта компоновки салона шаг пассажирских кресел варьируется в следующих пределах: при 9 пассажирах - 930 мм, при 14-750 мм.

В варианте компоновки бизнес-класса на 9 пассажиров в салоне предусмотрена установка буфетной стойки-бара для приготовления горячих блюд и закусок.

Предусматривался также вариант компоновки салона повышенного комфорта по типу салон-купе, рассчитанного на размещение 8 пассажиров в двух одинаковых купе по 4 человека. В салоне предусматривалась установка аппаратуры связи, офисного оборудования, состав которого определялся заказчиком.

Пассажирский салон ограничен шпангоутами 13 и 30. Входная дверь для пассажиров и экипажа со встроенным трапом и поручнем расположена по левому борту, впереди салона.

В салоне размещаются кресла пассажиров с проходом высотой 1,7 м, шириной 0,45 м по подлокотникам. Против входной двери расположен передний багажный отсек, отделенный от салона перегородкой с проходом, закрываемым сдвижной шторкой.

Каждое кресло в салоне может быть передвинуто, при необходимости, вперед или назад на расстояние кратное 30 мм. Шаг кресел у аварийных входов по левому и правому борту несколько больше остальных и составляет 810 мм.

Индивидуальные кислородные маски пассажиров расположены в подлокотниках бортов салона. Салон освещается светильниками, расположенными в потолочных коробах, в зонах аварийных выходов и у пола вдоль центрального прохода.

Под полом салона в зоне зализа крыла с фюзеляжем установлено оборудование системы электроснабжения, блоки чувствительных элементов, штепсельный разъем аэродромного питания и панель централизованной заправки топливом.

Бытовой отсек расположен сразу за салоном между шпангоутами 30 и 34 и отделен от него перегородкой с проходом, закрывающимся складывающейся дверью. В отсеке установлен туалет с необходимым составом санитарно-гигиенического оборудования. По левому борту отсека расположен задний багажный отсек.

В хвостовой части фюзеляжа, в негерметичной зоне, между шпангоутами 34 и 40 расположен технический отсек. В отсеке установлены агрегаты СКВ, гидросистемы, система противопожарной защиты силовой установки, электронные блоки управления силовой установкой и систем управления РВ и РН.

Доступ и обслуживание оборудования осуществляется через нижний эксплуатационный люк.

По переднему лонжерону крыла проходят трассы систем управления элеронами, внешнего светотехнического оборудования и ПОС.

В кессоне крыла размещены ниши для уборки основных стоек шасси, топливные баки с топливопитающей магистралью, клапанами, кранами кольцевания, заправочными горловинами и магистралью наддува топливных баков. По заднему лонжерону проходят трассы системы управления закрылками и интерцепторами. На хвостовом оперении самолета устанавливаются проблесковый маяк, антенны глиссадного канала, разрядники статического электричества.

На носках горизонтального оперения (ГО) и вертикального (ВО) оперения размещены пневмопротекторы противообледенительной системы.

По первому лонжерону ВО проходят трассы электрожгутов и тяги управления рулем высоты. В форкиле вертикального оперения размещена магнитно-пазовая антенна ДКМВ диапазона.

Макет

Особенно наглядной демонстрацией облика будущего самолета было, конечно, изготовление полномасштабного макета самолета М-102.

Впервые макет российского варианта самолета М-102 "Дуэт" был представлен на третьем международном аэрокосмическом салоне МАКС в г. Жуковском в августе 1995 г.

Полнонатурные макеты были сделаны обеими сторонами-участницами совместных работ. Макет М-102 "Дуэт" был сделан несколько раньше индийского LTA Внутренняя компоновка обоих макетов значительно отличалась, салон макета самолета М-102 "Дуэт" был выполнен в варианте "люкс" с удобными мягкими креслами, столиками, встроенной барной стойкой. Салон макета индийского варианта самолета "SARAS" был выполнен в экономическом классе, рассчитанном на 14 пассажиров.

Отличались макеты также размещением туалетов и багажных помещений. При компоновке салона были разногласия в расположении аварийных выходов на крыло. Для решения вопроса расположения аварийного выхода и способов подхода к нему изнутри салона при экстренной эвакуации, было проведено макетирование фрагмента фюзеляжа с аварийным выходом.

На макете М-102 в варианте расположения аварийного выхода, предложенным ЭМЗ, была показана практическая возможность экстренной эвакуации с выходом на крыло.

Альтернативные варианты крыла

На начальном этапе проектно-поисковых работ, при формировании облика самолета М-102, исследовались альтернативные варианты схемы крыла, схемы шасси, конструктивного исполнения стыка фюзеляж-крыло.

Как упоминалось, рассматриваемые альтернативные варианты имели свои преимущества и свои недостатки, задачей проектантов было найти разумный компромисс достоинств и недостатков, учитывая баланс противоречивых требований.

В ходе работ по проекту была проведена научно-исследовательская работа "Альтернативные проекты М-102".

Основным "базовым" вариантом была схема прямого трапециевидного крыла. Главной причиной, по которой проводились поиски альтернативных вариантов крыла, было желание найти рациональное решение конструкции стыка крыла с фюзеляжем с взаимной увязкой крепления шасси.

Взаимное расположение продольных силовых элементов крыла и силовых шпангоутов фюзеляжа влияло на разбивку конструктивно-силовой схемы системы крепления крыло-фюзеляж.

В качестве альтернативных вариантов рассматривались также и варианты стреловидного крыла, причем стреловидного крыла как с нормальной, так и с обратной стреловидностью.

Стреловидные варианты крыла имели небольшие углы стреловидности 13О-15О, что незначительно сказывалось на аэродинамических характеристиках, однако существенно изменяли конструктивно-силовую схему стыка крыла с фюзеляжем.

Крыло со стреловидной передней кромкой 15О, позволяло высвободить центральную часть кессона крыла под размещение дополнительного топлива (варианты № 1, 3, 4), что составляло от 200 до 220 кг дополнительного топлива.

К недостаткам можно было отнести сложность крепления стойки шасси к кессону (крепление консольного типа) и, как следствие, увеличение массы конструкции узла крепления. Малым было также пространство между задним лонжероном и механизацией крыла для размещения проводки управления механизацией крыла и элеронами.

В качестве одного из возможных рассматривался вариант № 2. Крыло в целом оставалось аналогичным базовому, но схема центрального стыка и крепление шасси существенно отличались. Шасси убиралось в изолированную каплевидную гондолу, установленную на передней кромке крыла.

Глядя на этот вариант, сразу вспоминался самолет времен Великой Отечественной войны Ил-2, у которого основные стойки шасси также убирались в гондолы, расположенные на передней кромке крыла. Такая схема уборки шасси позволяла выполнить аварийную посадку даже в случае не выпуска шасси, то есть прямо на гондолы шасси.

И все-таки, несмотря на простоту решения, от этого варианта пришлось отказаться из-за ухудшения аэродинамических характеристик крыла, гондола шасси давала собственное дополнительное аэродинамическое сопротивление, уменьшала коэффициент подъемной силы крыла и, дополнительно ко всему прочему, давала дополнительный вес.

Интересными по конструктивному решению были варианты крыла со стреловидной передней кромкой.

Вариант № 3 - крыло с обратной стреловидностью (КОС) имел цельный кессон со стыком по оси симметрии самолета. Уборка шасси осуществлялась в передний наплыв крыла, имеющий треугольную форму в плане, ниша шасси при этом образовывалась самим кессоном и косой силовой балкой.

Вариант № 4 по сути был аналогичен варианту № 3, только в зеркальном исполнении. К недостаткам обоих вариантов следует отнести увеличенный вес конструкции стреловидного крыла за счет установки косой балки-подкоса, более сложную конструкцию узла крепления основных стоек шасси к крылу и увеличенный вырез в гермозоне фюзеляжа в зоне крепления крыла.

В результате проведенного комплексного анализа рассмотренных альтернативных вариантов крыла были подтверждены преимущества варианта "базового" крыла; вариант № 3 с КОС имел расчетную дальность меньшую на 100-130 км, а вариант № 4 со стреловидным крылом имел меньшую дальность на 50-70 км по сравнению с "базовым" крылом.

На самолете применена сравнительно простая однощелевая механизация в виде закрылков Фаулера. Такой выбор был обоснован тем, что у самолетов МВЛ, выполняемых по схеме "низкоплан" при эксплуатации с грунтовых аэродромов велика вероятность попадания посторонних предметов и заклинивания механизации. Многощелевая механизация с ее сложными приводными кинематическими механизмами и небольшими щелями в этих условиях становится более уязвимой.

Силовая установка

Среди технических вопросов, от решения которых во многом зависел успех реализации программы создания самолета, главным был, конечно же, наличие силовой установки.

Этот вопрос интересовал также индийских коллег - участников совместного проекта. Предлагая вариант силовой установки на базе канадского двигателя Пратт & Уитни РТ6А-66, они не возражали бы и против использования любого альтернативного варианта с аналогичными характеристиками, при этом определяющими критериями для выбора были критерии "стоимость-эффективность".

При выборе двигателя отечественной разработки в качестве определяющих факторов учитывалась располагаемая мощность и ее резервирование, предназначенное на развитие проекта; состояние разработки и сроки готовности; конструктивные особенности и приспособленность к схеме крепления в данной компоновке самолета.

Применяя тот или иной двигатель разработчики решали определенные задачи, в том числе: двигатель отечественной разработки, при меньшей стоимости по сравнению с канадским прототипом, гарантированно обеспечивал проектируемый самолет силовой установкой вне зависимости от политической конъюктуры в международных отношениях.

Проигрывая несколько в экономичности, отечественный двигатель и его разработчик были, как говорится, всегда "рядом", т. е. в России, и поэтому все вопросы, связанные с установкой двигателя на самолет и отработки его систем потенциально могли решаться гораздо оперативнее и дешевле, чем с иностранным партнером.

Индийская сторона, изначально делая ставку на канадский двигатель, после рабочего контакта с российскими специалистами, заняла сугубо прагматичную позицию, суть которой определялась только стоимостью. Если российский двигатель дешевле канадского и при этом не уступает ему по основным показателям, то индийский вариант самолета также может быть оснащен российским двигателем.

Желая подробнее познакомить индийских коллег с российским двигателем, во время одной из встреч с индийской делегацией, проходившей в сентябре 1994 года, заместитель Главного конструктора Омского моторостроительного завода В. И. Устюгов от лица головного разработчика сделал подробный доклад по силовой установке ТВД-20М и ее характеристикам.

В выступлении было отмечено, что по сравнению с существующими зарубежными аналогами, двигатель ТВД-20М имел некоторые преимущества, в том числе меньшие эксплуатационные расходы, меньшую общую стоимость двигателя, наличие встроенного пылезащитного устройства (ПЗУ).

Оборудование двигателя встроенной системой защиты от пыли, несмотря на то, что это приводило к потере мощности двигателя приблизительно на ~2%, позволяло существенно увеличить ресурс двигателя, что было особенно важно учитывать при его эксплуатации в условиях грунтовых аэродромов.

Помимо прочего, пылезащитное устройство уменьшало возможность разрушения двигателя от прямого попадания птиц, так как основной удар приходился бы не на лопатки компрессора, а на центральное тело ПЗУ, установленное в канале воздухозаборника.

Стоимость эксплуатации двигателя ТВД-20М оценивалась величиной порядка 60 долл./ч, что было меньше почти в два раза показателей американских или канадских двигателей. В докладе отмечалось, что при условии реального финансирования создание модификации двигателя ТВД-20М для самолета М-102 "Дуэт" было возможным уже в 1996 году, а с учетом сертификационных испытаний в конце 1997 года двигатель мог быть готов к широкомасштабному серийному производству.

Проблем взаимодействия рабочих групп при работе над совместным проектом было огромное количество и их надо было решать. При обсуждении устройства силовой установки любой вопрос для индийских специалистов, еще незнакомых с двигателем ТВД-20М, требовал большого времени на разъяснения и обсуждения.

Согласовывались отборы воздуха на различных режимах работы двигателя, характеристики воздушных винтов, система капотирования и крепления мотогондолы, многочисленные системы силовой установки.

Большие трудности на первых порах возникали конечно же при работе с ГОСТ-ами, годами сложившаяся привычка и опыт работы по своим стандартам, которые, кстати, не всегда и не во всем полностью соответствовали друг другу, приводило зачастую к тому, что технические совещания постоянно сопровождались вопросами "... у нас вот такие требования, а у Вас?" и наоборот. Это конечно не ускоряло совместную работу, но иначе не получалось, была надежда, что со временем все встанет на свои места.

Несмотря на эти трудности, двигателисты ЭМЗ находясь в постоянном контакте с Омскими разработчиками двигателя, справились со своими задачами успешно.

Проект силовой установки на базе ТВД-20М и ее самолетные системы были проработаны достаточно глубоко, чтобы можно было передавать документацию в производство.

Общее руководство работ по силовой установке на самолете М-102 "Дуэт" со стороны ЭМЗ проводил заместитель главного конструктора по силовым установкам С. М. Григорьев, ответственными за разработку систем силовой установки были: М. И. Сухов, В. И. Краюшкин, В. И. Веселов, М. М. Каримов и др.

В процессе совместных обсуждений с индийскими коллегами рассматривалась возможность не только использования российского двигателя ТВД-20М на индийском варианте самолета "SARAS", но и даже возможность запуска в производство этого двигателя на одном из предприятий в Индии.

Проектирование и компоновка силовой установки в работах над проектом представляло, пожалуй, наибольшую сложность. Прекрасно понимая, что наряду с явными преимуществами, заднее расположение двигателей, да еще с толкающими винтами, имеет и целый ряд проблем, проектанты с большим энтузиазмом и интересом проводили эту работу.

Заднее расположение воздушных винтов по толкающей схеме хорошо компоновалось, так как плоскость винтов приходилась как раз на сужающуюся хвостовую часть фюзеляжа с минимальным поперечным сечением.

Однако несколько пониженный кпд воздушных винтов, расположенных в вихревом следе за мотогондолами, а также проблема защиты воздушных винтов от попадания посторонних предметов с грунтовых ВПП и кусков льда, с расположенных впереди винта кромок крыла и горизонтальных пилонов, - все это и многое другое заставляло проектантов, взвешивая все "за" и "против", искать наиболее рациональный вариант компоновки силовой установки.

Предлагались, в частности, варианты установки воздушных винтов также сзади, но по тянущей схеме, однако в этом случае, при фиксированном диаметре винтов, приходилось значительно раздвигать мотогондолы от оси симметрии самолета. Это влекло за собой целую вереницу уже других проблем.

Так, например, увеличение плеча действия тяги винта относительно ЦТ самолета, лежащего на его оси симметрии, в случае отказа одного двигателя, требовало для парирования разворачивающего момента самолета при ассиметричной тяге значительно большей площади вертикального оперения. Для компенсации разворачивающего момента можно было также повысить эффективность руля направления за счет применения так называемого "двухзвенного руля", т. е. руля, имеющего два звена с разрезом не поперек, а вдоль его размаха.

Такая конструкция руля позволяла отклонять его на гораздо больший угол, не получая при этом срыва потока и не теряя при этом его эффективность.

Другой проблемой, с которой столкнулись разработчики винтомоторной группы, явились выхлопные газы. Нагретые выхлопные газы от турбовинтовых двигателей попадали на воздушные винты, расположенные сзади, и как оказалось, существенно влияли не только на КПД винтов, но и на механический ресурс самих лопастей.

Кстати сказать, опыт компоновки силовой установки на базе ТВД с толкающими винтами в мировой практике уже был, по данной схеме был создан и проходил на тот момент летные испытания бразильский пассажирский самолет Эмбраер СВА-123 "Вектор". Однако, по общему мнению, все это придавало сложность конструкции и приводило к увеличению ее веса. Как решали данную проблему бразильские конструкторы неизвестно, а вот нашими специалистами был предложен оригинальный вариант организации выхлопа из ТВД через осесимметричное отверстие в коке толкающего винта.

Этот вариант обеспечивал более обтекаемую форму мотогондолы и соответственно ее меньшее аэродинамическое сопротивление.

В этом случае выхлопные газы не попадали на лопасти винтов, а обтекали защищенные кожухами вращающиеся втулки винтов. Несмотря на то, что у этого варианта были, как говорится, тоже свои проблемы, но нельзя не согласиться, что конструктивное решение выглядело изящно.

Отдельным вопросом при разработке винтомоторной группы было создание противообледенительной системы. Заднее расположение винтов исключало возможность применения противообледенительных систем циклического типа - это электроимпульсные системы или пневматические с резиновым протектором.

Преимущество этих систем состояло в том, что они были более экономичны с точки зрения энергетики, однако особенностью их применения было то, что за период между циклами в условиях обледенения на поверхности самолета или его элементах успевал нарастать лед и в момент включения очередного цикла работы ПОС лед слетал в виде кусков. Попадание кусков льда на вращающиеся винты, расположенные на М-102 сзади, абсолютно не исключалось.

Поэтому на самолете М-102 в местах, расположенных перед винтомоторной группой, где была вероятность отрыва кусков льда и попадания их на вращающиеся винты, применялась ПОС постоянного действия - воздушно-тепловая и электротепловая.

На самолете М-102 по требованию Заказчика предусматривалась установка ВСУ в хвостовой части фюзеляжа. ВСУ обеспечивает запуск основных двигателей, снабжает сжатым воздухом систему кондиционирования самолета на земле и в полете.

Кондиционирование пассажирского салона в условиях жаркого влажного климата становится абсолютно необходимым условием обеспечения комфорта для пассажиров.

Уже отмечалось, по показателям безопасности самолеты АОН занимают непочетное первое место. И дело здесь не только в большой распространенности в мире малой авиации, но и в уровне летной подготовки частных пилотов-любителей и ошибках пилотирования.

Экспертная оценка характеристик проектируемого самолета М-102, проведенная в ГосНИИГА показала, что данный проект занимает некоторое промежуточное положение между легким многоцелевым самолетом вместимостью до 20 человек и специальным скоростным служебным самолетом с ТВД, эксплуатируемым с искусственных ВПП, длиной около 1000 м.

В связи с этим, технико-экономические показатели самолета М-102 с двигателями РТ6А-66 оказывались по некоторым показателям ниже самолетов АОН, проектируемых в других российских ОКБ. Поэтому рекомендуемый вывод был однозначным: установка на самолете более мощного российского двигателя ТВД-20М, для получения лучших показателей транспортной эффективности, неизбежно приведет к увеличению пассажировместимости и соответственно взлетного веса.

Группой специалистов ЭМЗ, НАЛ, ЦАГИ, Госавиарегистра (Россия) И Генерального Управления гражданской авиации Индии прорабатывались процедуры сертификации типа самолета в России и Индии, а также возможность заключения двухстороннего соглашения между странами для разрешения эксплуатации самолетов М-102, построенных в России и Индии. Долевое участие в сертификации составляло по 40 млн. долларов с каждой стороны.

Заключение

Работа над совместным проектом самолета "Сарас-Дуэт" продолжалась более 10 лет.

В эту работу были вовлечены лучшие специалисты завода, в задачу которых входило не только с наибольшей полнотой разработать эскизный проект самолета, провести необходимый объем экспериментальных расчетных и проектных исследований, но и научить индийских специалистов, практически впервые столкнувшихся с задачей разработки с нуля проекта пассажирского самолета, проектному делу, понятиям авиационного проектирования.

Практически с помощью специалистов ЭМЗ им. В. М. Мясищева в НАЛе было создано опытное конструкторское бюро по самолетостроению. Наши специалисты приезжали и работали в Бангалоре, индийские специалисты приезжали в Жуковский и проходили на ЭМЗ им. В. М. Мясищева практику. Душой проекта с индийской стороны был Радж Махиндра, внезапно скончавшийся во время очень важной встречи в Дели.

Индийская сторона вместе с российской параллельно занималась поиском средств на создание опытных образцов самолета. А. Брук вместе с Р. Шивокумарасвами посещали в Дели, Бомбее и других городах индийских миллионеров, поскольку те, в качестве условия финансирования, ставили непременное участие в этом проекте российской стороны.

К сожалению, частая смена директоров НАЛ в связи с ограничениями по возрасту (60 лет) привела к тому, что в качестве директора НАЛ появился доктор Пролад, который, заручившись финансовой поддержкой государственных структур, взял курс на самостоятельное изготовление опытного самолета.

Это усугубилось тем, что российская сторона, несмотря на Постановление Правительства, Распоряжения Президентов Б. Н. Ельцина и В. В. Путина, попытки найти деньги из индийских долгов, указаний о финансировании программы из Внешторгбанка, который отказался это делать только по причине политической нестабильности, так и не смогла решить проблему финансирования как исходного 14 местного варианта, так и перспективного 19 местного, к необходимости разработки которого совместно с ЭМЗ им. В. М. Мясищева пришла и индийская сторона.

Проект был угроблен, как и многие другие начинания, касающиеся разработки новой авиационной техники в России, поскольку никого в Правительстве не волновали проблемы освоения рынка в Юго-Восточной Азии и в Индии, а наши западные партнеры никак не желали способствовать возрождению авиационной промышленности в России.

Очень характерно в этом плане высказывание А. Чубайса в пору, когда он был вице-премьером и посещал Индию, возглавляя правительственную делегацию.

На приеме в Российском посольстве в Индии, когда зашел разговор о финансировании программы "Сарас-Дуэт", он сказал Генеральному конструктору В. К. Новикову, что тот ставит перед ним весьма и весьма трудную задачу "найти" 30-40 миллионов долларов на реализацию этой программы.

Это и называлось "Государственным" подходом в России в те времена, мало что изменилось и сегодня.

PS. Программа создания М-102 вошла в число приоритетных разработок федеральной целевой программы развития гражданской авиационной техники России на период 2001-2015 гг. в части, предусматривающей финансирование программы на коммерческой основе. Поэтому, финансироваться программа М-102 будет на бюджетные средства, но на возвратной основе.Финансирование создания самолета должно осуществляться Россией и Индией в соотношении 50:50.

Стоимость программы создания самолета М-102 оценивается примерно в $40 млн. Выполнение НИОКР рассчитано на 2,5-3 года. Базовая цена самолета М-102 на 19 пассажирских мест составит примерно $4 млн.

4-го февраля 2003 года в Бангалоре (Индия) совершил первый полет пассажирский самолет "Дуэт-Saras" российско-индийского производства.

№  К. Удалов, В.Погодин

     Полный текст и иллюстрации читатель найдет в альманахе "Наши Крылья".