Авиация и космонавтика 2017 № 01 - Коллектив авторов - Страница 19

На 4 июля назначили полет с целью определения вибраций типа бэфтинг и флаттер. По заданию летчих должен был вводить машину в пикирование с высоты 5500 м и поэтапно, через каждые 20 км/ч, наращивать скорость с 520 до 600 км/ч (по прибору). Выход из пикирования ограничили высотой 3500 м. В случае возникновения вибрации пилоту предписывалось убрать газ и, выйдя из пикирования, прекратить полет.

8 Ю ч 58 мин Петр Михайлович поднял машину в воздух. Перед этим для предосторожности открывающуюся створку фонаря демонтировали. Поначалу все шло хорошо. Выполнив в соответствии с заданием три захода с 5500 м, последовательно доводя скорость до 520, 560 и 580 км/ч (по прибору), он поднял И-28 на высоту 6100 м, набрал максимальную скорость и в четвертый раз ввел истребитель в пике (под углом 60-70°). Когда скорость достигла отметки 595 км/ч у машины разрушился хвост, а летчика выбросило из кабины.

Из донесения летчика-испытателя П.М. Стефановского:

"...Высота терялась быстро, началось пикирование от Щелково в южном направлении правее аэродрома.

На Н=3500 метров скорость дошла до 595 км/час по прибору. В этот момент самолет вздрогнул и как будто бы увеличились капоты мотора с правой стороны, но я не видел, чтобы какая-нибудь деталь пролетела мимо.

В следующий момент я почувствовал, что самолет заваливается влево и не слушается рулей. Все это произошло почти мгновенно в течение десятой доли секунды.

По-видимому, в следующий момент от колоссальной нагрузки я потерял сознание и был выброшен из самолета.

Общий вид места падения самолета И-28 в поселке Балашиха

Общий вид разрушенной хвостовой части фюзеляжа на месте падения. Стрелками показаны руль направления и тяга управления

Пришел в себя в воздухе в положении на спине вниз головой и увидел над собой летящие мелкие детали. Первая моя мысль была, не открылся ли парашют при ударе о самолет, но сейчас же убедился, что лямки на мне, нашел рукоятку троса и выдернул ее. Парашют раскрылся хорошо и быстро, справа внизу метров 500 увидел штопорящий самолет...".

В 11 ч 30 мин неуправляемый истребитель упал а поселке Балашиха у здания школы и был полностью разрушен. Летчик, отделавшись ушибом правой ноги, благополучно приземлился на парашюте в двух километрах севернее места падения самолета. Тахим печальным образом испытания «завершились» на 17-м полете. Общий налет И-28 составил 9 ч 4 мин, а наработка мотора М-87А - 17 ч 9 мин.

Для выяснения причин аварии и установления мер, необходимых для их устранения совместным приказом НКО и НКАП №096/168 от 5 июля 1939 г. была создана комиссия под председательством заместителя начальника ЦАГИ профессора С.Н. Шишкина В ее состав вошли: от НИИ ВВС КА - начальник института бригинженер А.И. Филин, его помощник бригинженер И.Ф. Петров, ведущий инженер военинженер 1-го ранга И.Г. Лазарев, начальник истребительного отделения военинженер 1-го ранга А.С. Воеводин и начальник 5-го отдела (моторного) военинженер 1-го ранга П.А. Саморуков; от НКАП - начальник 3-го отдела 1-го ГУ НКАП Н.Н. Леонтьев, его заместитель И. Машкевич, главный конструктор В.П, Яценко и специалисты ЦАГИ: профессоры М.В. Келдыш и А.Ю. Ромашевский, а также старший инженер Н. Столбовой.

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.