Bisnovat iz.5

Typ:  výzkumný raketový letoun

Určení:  výzkum aerodynamiky a mechaniky letu letounu opatřeného šípovým křídlem s úhlem šípu náběžné hrany 45° v transsonických a supersonických rychlostech (cca M=1)

Historie:  Prvním reaktivním letounem sovětské konstrukce se šípovým křídlem se stal experimentální proudový stíhač typu Lavočkin „160“ [Type 6] z dílny S.A. Lavočkina. Jediný prototyp tohoto pokrokového stroje byl opatřen křídlem s úhlem šípu náběžné hrany 35° a do oblak se poprvé vydal dne 24. června 1947. Protože zkušební program letounu Lavočkin „160“ [Type 6] potvrdil správnost teoretického předpokladu, že je takto koncipovaná nosná plocha pro let vysokou rychlostí z hlediska aerodynamiky vhodnější než osvědčené křídlo s přímou náběžnou hranou, šípové křídlo s úhlem šípu náběžné hrany 35° se následně stalo standardem pro novou generaci sovětských frontových stíhačů, kterou zastupují zejména typy MiG-15 (Fagot) a La-15 (Fantail). Produkce těchto nástupců přímým křídlem opatřených proudových stíhačů první generace v podobě letounů typu Jak-15/-17 (Feather) a MiG-9 (Fargo) se přitom rozeběhla již v letech 1948 až 1949. Protože tyto letouny nebyly v důsledku aerodynamického odporu zmíněného křídla schopny letět rychleji než 1 000 až 1 100 km/h, a to ani v případě instalace nové pohonné jednotky vykazující znatelně vyšším tahem, institut CAGI (Centrální institut aero- a hydrodynamiky) mezitím zpracoval projekt nové šípové nosné plochy, která obdržela náběžnou hranu s úhlem šípu 45°. Jelikož aerodynamický tunel tohoto institutu neumožňoval zmíněné křídlo odzkoušet při rychlostech větších než M=0,9, dne 11. března 1947 konstrukční kancelář OKB-293 M.R. Bisnovata, která byla zřízena v roce 1946 při nevelkém závodu č.293 z Chimky u Moskvy, obdržela zadání na pilotovaný výzkumný letoun, za jehož pomocí mělo být možné prověřit aerodynamické vlastnosti 45° šípového křídla při rychlostech až do M=1,1 za reálných podmínek. Požadovaný letoun přitom vešel ve známost pod označením „iz.5“ a díky instalaci dvoukomorového 2 000 kp raketového motoru na kapalné pohonné látky (KPL) typu RD-2M3VF z dílny L.S. Duškina, tehdy nejvýkonnějšího dostupného motoru domácí konstrukce, měl být dle předběžných výpočtů schopen letu rychlostí až 1 200 km/h (M=1,13) ve výšce 12 000 až 13 000 m. Na výšku 15 000 m z výšky 10 000 m měl být přitom schopen vystoupat za 68 sec. Protože motor typu RD-2M3VF vykazoval značnou spotřebou, což byl hlavní nedostatek raketových pohonných jednotek na KPL, jeho chod na max. tah byl omezen pouhými 2 min. Z tohoto důvodu se měl start letounu „iz.5“ dít ve výšce 7 000 až 7 500 m po předchozím odpoutání od křídelního závěsníku nosného letounu. Tím se přitom stal speciálně upravený čtyřmotorový pístový bombardér typu Pe-8 (v.č. 42911) s instalací závěsníku pod pravou polovinou křídla, přímo mezi pohonnými jednotkami. Přistávat měl klouzavým letem na odpruženém výsuvném lyžovém podvozku, obdobně jako bezmotorový kluzák. Po koncepční stránce byl přitom tento stroj řešen jako celokovový středoplošník s protáhlým doutníkovitým směrem z boků výrazně zploštělým trupem se zcela zapuštěnou přetlakovou pilotní kabinou do hřbetu špičaté přídě alá americký Bell X-1 a šípovými ocasními plochami uspořádanými do tvaru kříže. Vznik prototypů výzkumného raketoplánu typu „iz.5“ předcházely rozsáhlé zkoušky zmenšených modelů tohoto stroje v aerodynamickém tunelu institutu CAGI typu T-104. Tomu pak následovaly zkoušky 400 kp kapalinovým raketovým motorem typu Isajev U-400-10 poháněných a autopilotem typu AP-14 řízených bezpilotních 1:2,75 demonstrátorů. Tyto přesné aerodynamické zmenšeniny letounu „iz.5“ přitom vešly ve známost jako „iz.6“ ke zkušebním letům byly vynášeny do výšky okolo 9 000 m v podvěsu speciálně upraveného dvoumotorového pístového frontového bombardéru typu Tu-2 (Bat), který bázoval na letišti Gumrak, nacházejícím se poblíž Stalingradu. Přistání demonstrátorů typu „iz.6“ se dělo volným pádem za využití poměrně komplikovaného padákového záchranného systému. Ten se uváděl do činnosti zcela autonomně, po spálení veškerého paliva, a sestával se ze dvou křídleních brzdících padáků, jednoho záďového brzdícího padáku s plochou 1 m2 a jednoho přistávacího padáku s plochou 100 m2. Jako první byly vypouštěny křídlení brzdící padáky. Teprve až poté docházelo k aktivaci záďového brzdícího padáku. K vypuštění hlavního, přistávacího, padáku docházela až úplně nakonec. Mezi zářím a listopadem 1947 přitom letoun typu Tu-2 (Bat) vypustil celkem čtyři tyto bezpilotní stroje. První z nich („61“) se ale krátce po startu nenávratně ztratil. Naproti tomu druhý exemplář („62“) jako jediný z řady „iz.6“ bezpečně přistál za pomoci padákového záchranného systému. Protože jeho pohonná jednotka díky závadě na palivovém systému zhasla po pouhých osmi sekundách chodu, v průběhu svého jediného letu, který sužovaly potíže s chvěním draku podél příčné i podélné osy, dosáhl rychlosti pouhých 830 až 860 km/h. Třetí exemplář demonstrátoru „iz.6“ („63“) naproti tomu po 44 až 45 sekundách letu samovolně přešel do střemhlavého klesání. Protože se v jeho průběhu utrhl přistávací padák, nakonec se tento stroj střetl rychlostí 1 405 km/h (M=1,28) se zemí. Svůj jediný let tak skončil ve hloubce 3 až 5 m pod povrchem země. Poslední, čtvrtý, „iz.6“ („64“) v průběhu svého jediného letu, který začalo po 51 až 52 sekundách od startu provázet mírné chvění podél příčné osy, dosáhl rychlosti 1 230 km/h (M=1,11). Protože se v důsledku závady jeho padák vůbec neotevřel, let tohoto stroje zakončilo tvrdé přistání na břiše. Škody na draku čtvrtého „iz.6“ byly přitom tak rozsáhlé, že jej nebylo již možné uvést zpět do letuschopného stavu. Protože se tedy podařilo zachránit pouze jeden ze čtyř záznamníků letových dat, armádní činitelé označili výsledky zkoušek prototypů „iz.6“ za nedůvěryhodné a nařídili stavu dalších 20-ti těchto strojů ve zdokonaleném provedení. Z toho ale nakonec sešlo, stejně jako z veřejné prezentace na tradiční letecké přehlídce, která se konala dne 18. srpna 1947 v Tušinu. Bisnovat měl přitom pro tyto potřeby ke dni 15. července připravit hned dva bezpilotní letounky typu „iz.6“. Mezitím se totiž podařilo dokončit montáž prvního pilotovaného prototypu letounu „iz.5“, známého jako „iz.5-1“. Ke svému prvnímu bezmotorovému letu se tento stroj vydal dne 14. července 1948. V průběhu odpoutání ale prototyp „iz.5-1“ narazil svislou ocasní plochou do podpěry křídelního pylonu svého nosiče. Protože přitom došlo k poškození výškového řízení, první let tohoto stroje skončil nouzovým přistáním. Ten proto následně musel jít do opravy. Z tohoto důvodu byl současně zvětšen úhel, který zaujímá podélná osa letounu „iz.5“ umístěného v podvěsu vůči svému nosiči, z 0° na -4° a zároveň zavedeny některé změny do systému tohoto stroje řízení. Druhý klouzavý let proto prototyp „iz.5-1“ uskutečnil až dne 3. září téhož roku. Protože tento let sužovaly potíže s příčnou stabilitou (samovolné kymácení ze strany na stranu) a nízkou účinností křidélek, posláním dalšího letu, který byl realizován dne 5. září 1948, se stalo studium tohoto nežádoucího jevu. Tento let byl ale vůbec posledním letem prototypu „iz.5-1“. Krátce po dosednutí na přistávací dráhu totiž původně mírné příčné chvění přerostlo v silné kymácení ze strany na stranu. Následkem toho se pak prototyp „iz.5-1“ zabořil „čumákem“ do země a rozlomil na dvě poloviny v oblasti za křídlem. Tato fatální nehoda byla odborníky institutu CAGI přičtena kombinaci hned několika faktorů. Konkrétně přitom šlo o nedostatečnou příčnou stabilitu při nízkých rychlostech v konfiguraci se sklopenými vztlakovými klapkami, nadměrné tření táhel řízení křidélek, nevhodně provedené přiblížení na přistání a částečně též špatný výhled z pilotní kabiny. Z tohoto důvodu druhý prototyp raketoplánu „iz.5“, který vešel ve známost jako „iz.5-2“, obdržel novou svislou ocasní plochu s větším úhlem šípu náběžné hrany, větší výškou a menší hloubkou a nové křídelní vyrovnávací podvozkové podpěry. Ty byly nyní řešeny jako odpružené. Svůj první bezmotorový klouzavý let tento stroj vykonal dne 26. ledna 1949. Protože tehdejší letiště zkušebního institutu LII disponovalo poměrně krátkou vzletovou a přistávací drahou a navíc výpočet dráhy letu letounů řady „iz.5“ nebyl nikterak jednoduchou záležitostí, tento první let prototypu „iz.5-2“ skončil dojezdem vně přistávací dráhu. Z tohoto důvodu následně musel jít do opravy. V rámci zmíněné opravy byly přitom obě tandemově uspořádané podtrupové výsuvné přistávací lyže nahrazeny jednou lyží. Ta navíc obdržela rovnoběžný náběh s podélnou osou trupu. V této podobě nakonec prototyp „iz.5-2“ vykonal pouze jeden jediný klouzavý let. Protože stále vykazoval ne zrovna uspokojivou příčnou stabilitou, následně obdržel instalaci zaoblených směrem dolů po úhlem 45° skloněných wingletů. Protože byly konce těchto wingletů řešeny jako zpevněné, zároveň mohly zastávat poslání vyrovnávacích podvozkových vzpěr. Tomu pak mezi 26. lednem a 9. červnem 1949 následovalo celkem devět bezmotorových klouzavých letů. Další čtyři klouzavé lety byly realizovány mezi říjnem a listopadem toho samého roku. Přestože „iz.5-2“ v této podobě již konečně vykazoval uspokojivou stabilitou a ovladatelností, nakonec nevykonal jediný motorizovaný let. Mezitím, v září roku 1948, se totiž rozeběhly letové zkoušky experimentálního šípovým křídlem s úhlem šípu náběžné hrany 45° opatřeného proudového stíhače typu Lavočkin „176“, který byl schopen při mírném střemhlavém letu překročit rychlost M=1. Další pokračování v programu „iz.5“ proto zcela ztratilo své opodstatnění. Zatímco první prototyp tohoto stroje, známý jako „iz.5-1“, za celou svou kariéru vykonal pouhé tři bezmotorové klouzavé zkušební lety, prototyp druhý, který nesl označení „iz.5-2“, si jich na své konto připsal celkem patnáct. Nejvyšší dosažená rychlost při mírném střemhlavém letu přitom odpovídala hodnotě M=0,775.

Popis (model iz.5-1):  Jednomístný experimentální raketový letoun typu „iz.5-1“ byl řešen jako celokovový jednomotorový středoplošník s šípovým křídlem a šípovými ocasními plochami uspořádanými do tvaru kříže. Poloskořepinový trup tohoto stroje se vyznačoval průřezem na výšku postavené elipsy a stával se ze dvou částí, přední a zadní. Zadní část trupu letounu „iz.5-1“ byla řešena jako oddělitelná, což pozemnímu personálu usnadňovalo přístup k palivovým nádržím a pohonné jednotce. Útroby celé přední části trupu v oblasti před náběžnou hranou křídla zaujímala přetlaková jednomístná pilotní kabina. Kuli maximální redukci čelního aerodynamického odporu byla pilotní kabina letounu „iz.5-1“ opatřena vystřelovací sedačkou, na které pilot zaujímal pozici v ležmo na zádech. Podlouhlý zcela do obrysu hřbetu trupu zapuštěný průzračný překryt pilotní kabiny se táhl přímo od špice, na které se nacházela PVD, až k náběžné hraně křídla a sestával se ze dvou částí, a to výklopné (směrem doprava) přední části a pevné zadní části. Pokud se letoun „iz.5-1“ nacházel v podvěsu svého nosiče, jeho kokpit bylo možné vytápět ohřátým vzduchem. Součástí vybavení pilotní kabiny tohoto stroje se staly též patrony se silikagelem, které zamezovaly mlžení průzračného překrytu. Protože kokpit letounu „iz.5-1“ poskytoval poměrně omezený výhled přes špici trupu, což značně komplikovalo přistávací manévr, jedno z okének nachazející se na levoboku pevné zadní části jeho překrytu bylo možné v průběhu letu, resp. v průběhu přibližování na přistání, otevírat. Střední část trupu tohoto stroje ukrývala integrální nádrže s raketovým palivem v podobě leteckého petroleje a okysličovadlem v podobě kyseliny dusičné. Zmíněné nádrže byly zhotoveny z nerezavějící oceli a jejich vnitřní stěny byly opatřeny antikorozní ochranou. V zakončení zadní části trupu se měla nacházet instalace pohonné jednotky v podobě jednoho dvoukomorového raketového motoru na kapalné pohonné látky (KPL) typu RD-2M3VF s max. tahem 2 000 kp ve výšce 8 000 m, resp. 1 610 kp v přízemní výšce. Chod této pohonné jednotky na plný výkon byl omezen zásobou paliva na pouhé 2 min chodu. Prototyp „iz.5-1“ ale létal výhradně bez instalace motoru. Trysky obou jeho nad sebou umístěných spalovacích komor, které se nacházely na zádi trupu, přímo pod směrovým kormidlem, byly proto v průběhu zkušebních letů schovány pod vřetenovitým aerodynamickým krytem. Na bocích zadní části trupu, přímo za odtokovou hranou, se pak nacházel jeden pár obdélníkových aerodynamických brzd. Středoplošně uspořádané šípové křídlo letounu „iz.5-1“ dostalo do vínku záporné vzepětí -5° a kladný úhel náběhu +2° a bylo opatřeno šípovou náběžnou hranou s kladným úhlem šípu 45°, šípovou odtokovou hranou s kladným úhlem šípu 47°30‘ a zaoblenými koncovými oblouky. Na horní ploše křídla tohoto stroje se nacházely dva páry aerodynamických hřebenů. Ty zamezovaly předčasnému odtržení proudnic vzduchu směrem od kořenů v průběhu vzletu a přistání. Jeho odtokovou hranu zase, z více než 50-ti % celkového rozpětí, zaujímaly mohutné jednosektorové vztlakové klapky. Vně vztlakových klapek byla pak umístěna jednosektorová křidélka. Ocasní plochy letounu „iz.5-1“ se sestávaly z jedné lichoběžníkové svislé plochy (SOP) a jedné šípové vodorovné plochy (VOP) a navzájem zaujímaly pozici do tvaru kříže. Zatímco na odtokové hraně SOP se nacházelo jednodílné směrové kormidlo, odtokovou hranu VOP zaujímala po celém rozpětí výšková kormidla. VOP tohoto stroje měla rozpětí 2,40 m a její náběh bylo možné za letu měnit. Toho bylo využíváno při vysokých rychlostech, kdy již vlastní výšková kormidla ztrácela na své efektivitě. Protože letoun typu „iz.5-1“ startoval ve vzduchu po předchozím odpoutání od nosného letounu v podobě speciálně upraveného čtyřmotorového bombardéru typu Pe-8, což vyžadoval krátký chod jeho pohonné jednotky, byl opatřen pouze jednoduchým přistávacím zařízením. To se přitom sestávalo ze dvou tandemově uspořádaných výsuvných lyží a dvou výsuvných vyrovnávacích trubkových podpěr s rozchodem 6,00 m. Zatímco obě lyže se nacházely v ose břicha střední a zadní části trupu, vyrovnávací podpěry byly umístěny pod křídlem. Životnost výše popsaného podvozku letounu „iz.5-1“ přitom činila pět až sedm přistání.

Verze:

iz.5-1 – první výše popsaný prototyp letounu iz.5 se svislou ocasní plochou s lichoběžníkovým tvarem

iz.5-2 – druhý prototyp letounu iz.5 s novou svislou ocasní plochou, která se vyznačovala větším úhlem šípu náběžné hrany, větší výškou a menší hloubkou, a odpruženými podvozkovými vyrovnávacími podpěrami pod křídlem na místo neodpružených. Po realizaci jediného zkušebního letu tento stroj navíc obdržel instalaci jediné odpružené přistávací lyže (na místo dvou tandemově uspořádaných), která navíc měla rovnoběžný náběh s podélnou osou trupu. Pozici bývalé zadní lyže přitom zaujala nevelká ochranná ostruha s polokapkovitým tvarem. Ještě později, po realizaci dalšího zkušebního letu, byly ke koncům křídla tohoto stroje uchyceny zaoblené směrem dolů pod úhlem 45° skloněné winglety (tímto celkové rozpětí křídla vzrostlo z 6,40 m na 6,60 m). Zpevněné konce těchto wingletů přitom přebíraly poslání křídleních vyrovnávacích podvozkových podpěr.

Vyrobeno:  dva prototypy (iz.5-1 a iz.5-2)

Nosič:  Pe-8

Uživatelé:  žádní (pouze výzkumný stroj)

 

iz.5-1

 

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       žádný

 

 

TTD:  
Rozpětí křídla: 6,40 m
Délka: 9,92 m
Výška: ?
Prázdná hmotnost: 883 kg
Max. vzletová hmotnost: ?
Max. rychlost: ?

 

                                                     

iz.5-2

 

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       žádný

 

 

TTD:     
Rozpětí křídla: 6,60 m 
Délka bez PVD:   11,20 m
Výška:
Prázdná hmotnost: ?
Max. vzletová hmotnost: 1 710 kg
Max. dosažená rychlost: M=0,775

  

 

Poslední úpravy provedeny dne: 26.5.2013