Текст книги "Столетняя история «летающего крыла»"
Автор книги: Дмитрий Соболев
сообщить о нарушении
Текущая страница: 19 (всего у книги 22 страниц)
Первый полет SR-71 произошел 19 октября 1964 г., т.е. раньше намеченной даты. Самолет пилотировал Боб Гиллиланд. Машина находилась в воздухе более часа и достигла сверхзвуковой скорости, что является своего рода рекордом для первого испытательного вылета. После "доводочной" стадии, занявшей около двух лет, SR-71 поступил на вооружение.
Главная особенность аэродинамической компоновки SR-71 – это применение "сплющенного" из-за развитых боковых наплывов фюзеляжа, создающего в полете подъемную силу. Наплывы имелись также в зоне соединения крыла и гондол двигателей. Это было сделано для того, чтобы максимально "сгладить" перераспределение аэродинамических сил на сверхзвуке, сказывающееся в падении аэродинамического качества – стратегический разведчик должен иметь большую дальность полета. Внешние части крыла, снабженные элеронами, имели спереди заметную коническую крутку, помогающую уменьшить индуктивное сопротивление на дозвуковой скорости. Рули высоты расположены ближе к основанию крыла. Относительная толщина профиля 3,2%, т.е. меньше, чем у других "бесхвосток"; стреловидность внешних частей крыла 53°.
В связи с тем, что двигатели на SR-71 разнесены на довольно большое расстояние, отказ одного из них вызвал бы очень сильный разворачивающий момент. Чтобы удержать самолет на курсе, требовались мощные рули. Поэтому вместо привычного центрального киля с рулем направления Джонсон применил двухкилевое оперение, причем кили не имели рулей, а могли сами поворачиваться вокруг оси. Для улучшения продольной устойчивости они были "завалены" внутрь на угол 15°. Отклонение килей, так же, как и других поверхностей управления, осуществлялось, естественно, с помощью гидроусилителей.[41]
Много сложных проблем вызывал нагрев конструкции во время полета с максимальной скоростью. С ними столкнулись еще при создании В-58, но тот самолет был "двухмаховый", a SR-71 должен был летать с М = 3. Так как превращающаяся в тепло кинетическия энергия частиц воздуха пропорциональна квадрату скорости, то температура нагрева получалась вдвое больше, чем у В-58 – более 3000°С. Поэтому специалистам фирмы Локхид пришлось отказаться от дюралюминиевых сплавов и применить более жаростойкий, но и значительно более дорогой и сложный в производстве титановый сплав. Из этого сплава изготовлено 85% конструкции, остальные 15% приходятся на композиционные материалы. Прозрачные панели кабины были выполнены из кварца. Чтобы улучшить отдачу тепла в атмосферу, самолет покрыли специальной черной краской, поэтому он получил название "Блэкберд" ("Черный дрозд").
Немало неприятностей доставляло коробление обшивки из-за неравномерности нагрева различных ее частей в полете. В конце концов в самой термонапряженной части крыла – между двигателями – обшивку решили сделать гофрированной. Теперь при нагреве она уже не вспучивалась: расположенные "по-потоку" выступы и вогнутости играли роль продольных ребер жесткости, а температурное расширение в направлении поперечной оси поглощалось способностью гофрированного листа сжиматься и распрямляться, как гармошка. Так казалось бы давно ушедшая в историю гофрированная обшивка еще раз послужила авиации.
Самолет имел двигатели J-58, специально разработанные для него фирмой Пратт-Уитни. Каждый из них на форсаже мог развивать тягу 14740 кгс. В то время это были самые мощные турбореактивные двигатели. Регулируемые воздухозаборники были сконструированы таким образом, что при максимальной скорости полета брали на себя основную работу по сжатию воздуха и тот поступал по обводным каналам прямо в форсажную камеру. В результате из турбореактивного двигатель, по существу, становился прямоточным. Это позволяло экономить топливо, так как при очень большой скорости КПД прямоточного возушно-реактивного двигателя выше, чем у обычного ТРД.
Топливные баки занимали почти всю длину фюзеляжа. Их общая емкость составляла более 40 тысяч литров. Из-за динамического нагрева конструкции стенки баков могли накаляться до 280°С, поэтому для SR-71 пришлось создать специальное горючее, с необычно высокой температурой воспламенения. Были разработаны также особые термостойкие сорта масла и гидравлической жидкости.
«Дюрандаль»
«Мираж»! 11
«Мираж»! V
SR-71
CF-105
«Мираж»2000
J-35
SR-71 – самый скоростной серийный самолет.
Основные стойки шасси имели не два или четыре, как принято, а три колеса. Покрышки были сделаны из специального синтетического материала, сохраняющего прочность при высоких температурах. Они выдерживали разбег до скорости 555 км/ч.
SR-71 поступил на вооружение летом 1966 г., до конца 1967 г. был построен 31 самолет. Стоимость каждого из них превышала 50 млн. долларов. SR-71 использовался почти во всех "горячих точках" планеты, но сбить его ни разу не удалось. Вместе с тем, довольно много машин погибло в авариях: только за один 1967 г. было потеряно три самолета.
При полете на задание SR-71 обычно взлетал с неполными баками. Затем он получал топливо от самолета-заправщика и на сверхзвуковой скорости совершал облет и фотографирование цели. Радиус действия самолета составлял около 2500 км, максимальная скорость полета – 3420 км/ч (на высоте более 23 км), практический потолок – 25000 м.
По отзывам летчиков, на дозвуковой скорости самолет довольно неповоротлив, на сверхзвуке пилотировать его приятнее. Благодаря наличию электронной системы повышения устойчивости он хорошо "держит" заданную траекторию полета. Никакой посадочной механизации на крыле нет, но из-за образующейся при приземлении мощной "воздушной подушки" посадочная скорость SR-71 не больше, чем у других тяжелых сверхзвуковых самолетов – около 300 км/ч.[42]
Мощный кондиционер поддерживал в кабинах летчика и оператора бортового оборудования нормальную температуру. После посадки экипаж еще с полчаса должен был находиться в самолете, дожидаясь, пока остынет раскаленный фюзеляж и к кабине можно будет приставить стремянку для выхода.
SR-71 находились на вооружении более 20 лет. Общий налет всего парка самолетов составил 53490 часов, из них 11675 часов – со скоростью М>3. Предполетная подготовка этой сверхсложной машины требовала массу времени, а один вылет стоил многие десятки тысяч долларов, так что существование "чудо-разведчика" обходилось стране недешево. В конце 80-х годов, в связи с развитием технических возможностей спутников-"шпионов" с одной стороны, и с "потеплением" международной обстановки, связанным с демократическими переменами в СССР – с другой, было принято решение снять SR-71 с вооружения. Из оставшихся к этому времени 20 самолетов часть передали в музеи (в частности – в Музей ВВС в Райт-Филде и в Аэрокосмический музей в Вашингтоне), три SR-71 направили в НАСА для использования при исследованиях атмосферы, а несколько экземпляров законсервировали, чтобы при необходимости их можно было снова ввести в строй. В 1994 г. Конгресс США решил вернуть на вооружение три машины, предварительно переоснастив их самым современным оборудованием.
SR-71 является держателем многих абсолютных мировых рекордов. Среди них – рекорд скорости на дистанции 15 – 25 км (3530 км/ч) и рекорд высоты в горизонтальном полете, равный 25929 м. Они были установлены в 1976 г. и остались непревзойденными. Последний рекорд SR-71 поставил 6 марта 1990 г. во время перелета из Калифорнии в Вашингтон для передачи самолета в Аэрокосмический музей. Расстояние от Тихого до Атлантического океана SR-71 преодолел за 67 минут 54 секунды, показав на этом сверхдальнем маршруте среднюю скорость 3418 км/ч.
В конце 60-х – начале 70-х годов в СССР также велись работы по созданию "трехмахового" боевого самолета-"бесхвостки". Речь идет о проекте стратегического многоцелевого ударно-разведывательного самолета ОКБ П.О.Сухого Т-4МС ("200") со взлетным весом 170 т и расчетной дальностью полета 16000 км. Он должен был действовать на высокой скорости как с больших (11 – 18 км), так и с предельно малых высот. Замысел не был реализован, но с технической точки зрения он настолько интересен, что о нем нельзя не рассказать. Вспоминает один из авторов проекта, Олег Сергеевич Самойлович:
Так, согласно проекту, выглядел бы в полете ракетоносец Т-4МС.
"Аванпроект самолета Т-4МС разрабатывался по конкурсу, проводимому между конструкторскими бюро П.О.Сухого, А.Н.Туполева и В.М.Мясищева во исполнении Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 28.11.1967 г. В качестве первоначального варианта самолета в КБ Сухого рассматривалась возможность воспроизводства в увеличенном масштабе двухрежимного дальнего самолета-ракетоносца Т-4М схемы «утка» с крылом изменяемой стреловидности (модификация сверхзвукового самолета-ракетоносца с крылом типа «двойная дельта» Т-4). Однако проведенные проработки показали, что прямое масштабное изменение самолета Т-4М приводит к резкому росту габаритов и веса самолета и невозможности размещения всей заданной номенклатуры вооружения. Стало ясно, что нужно искать новые варианты аэродинамической компоновки самолета.
Окончательным вариантом компоновки, принятым в аванпроекте, явилась схема типа "летающее крыло" малого удлинения, оснащенное поворотными консолями малой (по отношению к несущему корпусу) площади.
Компоновочная схема была разработана ведущим конструктором Л.И.Бондаренко под руководством начальника отдела проектов О.С.Самойловича и главного конструктора Н.С.Чернякова.
Профиль несущего корпуса с относительной толщиной 6% имел деформацию срединной поверхности и геометрическую крутку, обеспечивающую самобалансировку самолета на скорости полета М = 3. Деформация и крутка распространялись и на поворотные консоли, имевшие переменную по размаху толщину – от 11% до 7%.
Фюзеляж, как таковой, на самолете отсутствовал, строительные высоты обеспечивали нормальное размещение кабины экипажа и отсеков вооружения внутри несущего корпуса.
Поворотные консоли имели предкрылки и поворотные закрылки, расположенные по всему размаху консолей.
Балансировка и управление самолетом в продольном канале осуществлялись рулями высоты, расположенными на задней кромке несущего корпуса между мотогондолами. Для создания дополнительного кабрирующего момента при отклоненных закрылках на режимах взлета и посадки самолета применялись щитки, расположенные на верхней поверхности несущего корпуса над мотогондолами.
Обеспечение устойчивости и управляемости в путевом канале осуществлялось двумя цельноповоротными килями. Органами поперечного управления служили кренеры (разновидность интерцепторов, предложенная Л.И.Бондаренко), расположенные на верхней поверхности поворотных консолей.
Система управления самолетом – электродистанционная, с четырехкратным резервированием, обеспечивающая искусственную устойчивость при собственной статической неустойчивости 2 – 3%.
По результатам испытаний моделей самолета в аэродинамических трубах ЦАГИ были получены очень высокие значения максимального аэродинамического качества: 17,5 на М = 0,8 (крыло развернуто) и 7,3 на М = 3,0 (крыло сложено).
Самолет проектировался под двигатели К-101 с изменяемой, в зависимости от режима полета, степенью двухконтурности (главный конструктор П.А.Колесов). На Т-4МС должны были стоять 4 двигателя с максимальной тягой по 20 т каждый, расположенные в двух мотогондолах, подвешенных под несущим корпусом.
В конструкции самолета широко использовались композиционные материалы и высокопрочные титановые сплавы, что позволяло при нормальном весе боевой нагрузки 9 т, размещаемой в двух отсеках вооружения, получить весовую отдачу по топливу, равную 62%.
Экипаж состоял из летчика, штурмана-оператора и бортинженера, которые находились в кабине, не имевшей традиционного фонаря. Обзор вперед был возможен только при отклоненной вниз (режимы взлета, посадки и полета на малой высоте) носовой части несущего корпуса. Это конструкторское решение было заимствовано с самолета Т-4, проходившего испытания в 1972-1973 гг.
Итоги конкурса подводились в 1971 г. По заключениям специалистов МАП и ВВС лучшим был признан проект ОКБ П.О.Сухого. Однако в силу большой загрузки ОКБ (в это время на различных стадиях разработки находились самолеты Су-24, Су-25, Су-27) проектирование стратегического многоцелевого самолета было поручено ОКБ А.Н.Туполева. Этим самолетом стал Ту-160."
Создание системы искусственной устойчивости, о которой упоминалось в описании проекта Т-4МС, послужило импульсом к появлению новых самолетов-"бесхвосток".
Идея применения на летательном аппарате принципа искусственной устойчивости не нова. О такой возможности писал еще К.Э.Циолковский.[43] В 1947 г. Джек Нортроп на заседании Королевского аэронавтического общества в Лондоне высказал мысль о создании бесхвостых самолетов с искусственной устойчивостью. Суть идеи, как отмечал конструктор, «...заключается в расположении центра тяжести за аэродинамическим центром давления, при этом теряется продольная устойчивость, считавшаяся ранее необходимой для всякого удовлетворительного самолета; ее заменяют надежными (а, возможно, дублированными) автопилотами, которые перенимают функцию устойчивости у планера и смогут, по всей вероятности, лучше поддерживать самолет в надлежащим положении, чем при обычном методе. ...Если центр тяжести находится позади аэродинамического центра, то самолет будет продольно сбалансирован при большом угле атаки и отклоненных вниз, а не вверх от нейтрального положения закрылках или рулях высоты, что увеличит кривизну профиля и повысит подъемную силу крыла».[44]
Первый экземпляр самолета «Мираж» 2000.
Понятно, что отказ автоматического регулятора устойчивости означал бы гибель самолета. А так как в те годы время наработки на отказ даже у лучших автопилотов не превышало 200 часов, идею Норторопа сочли неприемлемой и вскоре о ней забыли. Но к 70-м годам быстрый прогресс в области электроники позволил создавать практически безотказно работающие автоматические устройства, что сделало идею актуальной. В 1972 г. начались испытания опытного боевого самолета ОКБ Сухого Т-4 с электродистанционной автоматической системой управления, обеспечивающей пилотирование статически неустойчивой машины. Первым серийным самолетом с системой искусственной устойчивости стал американский истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16 (первый полет – в 1974 г.).
Т-4 был выполнен по схеме "утка", F-16 имел "классическую" схему. Наиболее же заметное улучшение характеристик в случае использования искусственной устойчивости было бы на "бесхвостке", так как при расположении центра тяжести позади фокуса крыла исчезали почти все недостатки, присущие этой схеме. Неудивительно поэтому, что уже через год после появления F-16 фирма Дассо-Бреге приступила к созданию истребителя-"бесхвостки" "Мираж"2000 с системой искусственной устойчивости.
Самолет представлял собой развитие "Миража"III. По схеме, расположению органов управления и размерам он практически не отличался от первой серийной "бесхвостки" фирмы Дассо. Из-за больших запаса топлива и боевой нагрузки вес самолет возрос, но благодаря увеличенной площади крыла нагрузка на квадратный метр не изменилась.
Тем не менее новшеств у "Миража"2000 было немало. Прежде всего, это, конечно, система искусственной устойчивости. Она состояла из автопилота, электродистанционной системы управления, подающей сигналы к рулям по проводам, и гидравлической системы, служащей для отклонения рулей. Для безопасности электропроводная система имела четыре параллельные линии передачи командных импульсов (в менее ответственном канале путевого управления применено трехкратное резервирование), а гидросистема состояла из двух независимых подсистем. И все же французские конструкторы не рискнули полностью отказаться от принципа статической устойчивости – самолет сцентрирован таким образом, что искусственная устойчивость необходима ему на многих, но не на всех режимах полета.
Вместо обычной конической крутки передней кромки на "Мираже"2000 используются отклоняемые в зависимости от скорости и угла атаки носки крыла. При повороте они несколько выдвигаются вперед, обеспечивая плавное изменение контура крыла. В отличие от постоянной конической крутки такой способ позволяет варьировать кривизну профиля, увеличивая ее при маневрировании в воздушном бою или при посадке и уменьшая в прямолинейном полете со сверхзвуковой скоростью.
«Миражи»2000 на боевом дежурстве.
Для более плавного обтекания в зоне соединения крыла с фюзеляжем сделаны обтекатели («зализы»), а перед крылом на воздухозаборниках установлены небольшие поверхности. Последние, так же, как наплывы на крыле «Дракена», генерируют воздушные вихри, улучшающие продольную и поперечную устойчивость на больших углах атаки.
В конструкции самолета наряду с алюминиевыми сплавами применены композиционные материалы. Из них изготовлены створки отсеков шасси, аэродинамические тормоза, закабинный обтекатель, большая часть киля.
Как и другие современные самолеты, "Мираж"2000 снабжен двухконтурным турбореактивным двигателем SNECMA М-53. Дополнительный воздух, поступающий в камеру сгорания через внешний контур, улучшает экономичность силовой установки.
Возросшая тяговооруженность, система искусственной устойчивости и аэродинамические усовершенствования обеспечивают новому "Миражу" лучшие высотно-скоростные и маневренные характеристики, чем у "Миража"III. Его максимальная скорость на высоте равна 2340 км/ч (М = 2,2), практический потолок – 18000 м, а коэффициент максимальной перегрузки, характеризующий маневренность самолета – больше почти вдвое. Вместе с тем, посадочная скорость "Миража"2000 на 58 км/ч меньше, чем у его предшественника.
Проектирование "Миража"2000 началось в конце 1975 г., первый полет состоялся 10 марта 1978 г. В 1983 г. самолет приняли на вооружение. Это многоцелевая машина: она может применяться как истребитель-перехватчик, самолет для завоевания господства в воздухе и истребитель-бомбардировщик. Бортовое вооружение состоит из двух 30-мм пушек, а под самолетом, в зависимости от его назначения, подвешиваются ракеты или бомбы. Есть среди выпускаемых вариантов и образцы, способные нести атомное оружие – "Мираж"2000N. Они входят в состав сил стратегических вооруженных сил (поставленно 65 машин) и предназначены для замены "Миража"IV. Всего же на вооружении ВВС Франции находится 225 "Миражей" 2000. Эти самолеты имеются также в авиации Египта, Ереции, Индии, Перу, Тайваня и Объединенных Арабских Эмиратов.
Экспериментальный F-16XL был создан как попытка расширить боевые возможности истребителя F-16.
Летом 1994 г. два «Миража»2000 из состава знаменитого полка «Нормандия-Неман» были показаны в нашей стране во время дружественного визита делегации французских ВВС в Россию. Некоторым из наших пилотов удалось полетать на них. Отзывы о самолете были положительные. Вот, например, мнение командира расположенного в Липецке исследовательско-инструкторского авиаполка полковника К.П.Куйжуклу:
"Кабина меньше, чем у наших самолетов, но удобная. Маленькие, по сравнению с нашими, шкалы приборов, хотя на приборной доске еще много пустого места. Обзор из кабины очень хороший. Самолет прекрасно управляется по всем осям, видно, что четко работает система автоматического управления. Маневренность очень хорошая, самолет легко выходит на перегрузку 8 единиц. Разгонные характеристики хуже по сравнению с МиЕ-29 и Су-37. Очень хорошо самолет ведет себя на малых скоростях; так, на скорости 150 узлов (270 км/ч) энергично создается крен 60° и с перегрузкой 3 единицы выполняется разворот. Очень прост самолет на посадке..."[45]
Американская фирма Дженерал Дайнемикс также построила многоцелевой истребитель-"бесхвостку". Он имеет обозначение F-16XL и создан на основе серийного F-16. Модификация заключалась в замене обычного крыла и горизонального оперения треугольным крылом малого удлинения. При этом конструкторы рассчитывали "убить сразу двух зайцев": обеспечить возможность крейсерского полета на сверхзвуковой скорости благодаря меньшему аэродинамическому сопротивлению "бесхвостки" при М>1 и увеличить дальность полета – внутренний объем дельта-крыла позволял сделать крыльевые топливные баки более емкими. Для того, чтобы самолет обладал удовлетворительной подъемной силой на дозвуковых скоростях, внешние части крыла сделали с уменьшенным углом стреловидности, как на шведском "Дракене", а в месте излома установили аэродинамические перегородки. Длина фюзеляжа по сравнению с прототипом увеличилась на 1,4 м, площадь крыла возросла более, чем в два раза: с 27,9 м² до 61,6 м². Для управления самолетом служили элевоны, выполняющие также функции закрылков, элероны и обычный руль направления на киле. Так же, как F-16, F-16XL оборудован системой искусственной устойчивости.
Аэродинамические исследования моделей самолета начались в 1977 г. Они показали, что выбранная схема при М = 2 позволяет увеличить аэродинамическое качество по сравнению с обычным F-16 с 4,5 до 5,8, т.е. более, чем на 20%. Правда на дозвуке наблюдалась обратная картина: сказывалось вдвое меньшее удлинение крыла F-16XL.
Для исследований в полете "Дженерал Дайнемикс" в 1982 г. изготовила два экземпляра "бесхвостки": один – одноместный, со "штатным" ТРДДФ F100 с тягой 6655 кгс (на форсаже – 10810 кгс), другой – двухместный, с более мощным двигателем F110 (7700/13150 кгс). Самолеты должны были участвовать в конкурсе на многоцелевой истребитель, предназначенный для замены устаревшего F-4 "Фантом". Поэтому они летали с вооружением, в том числе с подвесным. Благодаря полуконформной ("поджатой" к крылу) подвеске ракет и бомб, дополнительное сопротивление было меньше, чем в случае установки вооружения на обычных пилонах. Максимальный взлетный вес самолета равнялся 21770 кг (у F-16A – 16060 кг), но из-за большой площади крыла нагрузка на квадратный метр была ниже, чем на серийных F-16.
Испытания F-16XL начались в летном центре фирмы Дженерал Дайнемикс в Форт-Уэрте (штат Техас), затем самолеты перегнали на базу ВВС Эдвардс в Калифорнии. К сентябрю 1983 г. обе машины совершили 418 полетов. С шестью ракетами под крылом они развивали скорость М= 1,95 без включения форсажа. По сообщениям в печати, при маневрировании F-16XL мог выходить на очень большие углы атаки (до 106°), после чего возвращался к нормальному полету без вмешательства летчика в управление.[46]
Тем не менее, в серию F-16XL не пошел. Военные отдали предпочтение двух двигательной машине, и в качестве нового многоцелевого истребителя был принят самолет Макдонелл-Дуглас F-15E с двумя ТРДДФ F100. Невостребованные F-16XL в 1989 г. передали в НАСА для исследований системы ламинаризации обтекания крыла.
В настоящее время сверхзвуковые "бесхвостки" вновь "вышли из моды". Им на смену пришли боевые самолеты других схем, в частности – с поворотным горизонтальным оперением перед крылом. Такая схема в сочетании с электронной системой управления и обеспечения устойчивости открывает новые возможности для улучшения маневренности. Так, например, при совместном действии переднего руля и закрылков самолет может набирать высоту, не меняя при этом угол атаки.
Не следует, однако, считать, что дельтавидная "бесхвостка" окончательно и бесповоротно выброшена из творческого багажа конструкторов. Сейчас в Индии готовится к испытаниям недорогой многоцелевой истребитель LCA. Он имеет бесхвостую схему и треугольное крыло. Самолет предназначен для замены советских МиГ-21, строившихся в Индии по лицензии.
В разработке LCA индийским инженерам оказала помощь фирма Дассо– Бреге. В отличие от "Миражей" он имеет верхнее расположение крыла и другую форму воздухозаборников. На серийных истребителях планируется устанавливать двигатели индийского производства. Расчетный взлетный вес самолета – 8500 кг, максимальная скорость – 1700 км/ч.
Так что дело, начатое Москалевым и Липпишем, если не побеждает, то живет...
Источники и комментарии
1. Архив Научно-мемориального музея Н.Е.Жуковского. Фонд Р.Л.Бартини. Оп. 5267. Д. 198, 199.
2. Архив РАН. Разряд IV. Оп.17. Д.101.
3. Архив Научно-мемориального музея Н.Е.Жуковского. Фонд Б.И.Черановского. Оп. 5320. Д. 9, 10.
4. РГАЭ. Ф. 8044. Он. 1. Д. 1321. Л. 248-249.
5. A.Lippisch. The delta wings. Ames, 1981. P. 80. Как следует из сказанного, концепция сверхзвукового самолета Липпиша была, в целом, аналогична проекту истребителя Бартини 1942 г.
6. R.Horten, P.Selinger. Nurfliigel. Die Geschichte der Horten-Flugzeuge 1933—1960. Graz, 1983. S. 150-153, 158-161.
7. H.A.Wilson, J.C.Lovell. Full-scale investigation of the maximum lift and flow characteristics of an airplane having approximately triangular plan form // NACA RM № L6K20. Washington, 1947.
8. R.Smelt. A critical review of German research on high-speed airflow // RAS Journal. 1946. № 432. P. 899—934. Модель Липпиша, подвергнутая исследованиям в Германии, имела более тонкий профиль крыла, поэтому ее аэродинамические характеристики были намного лучше, чем у DM-1.
9. J.Miller. Convair В-58. Arlington, 1985. Р. 13.
10. А.Бурштейн в письме историку авиации Р.Халлиону (1972 г.) по этому поводу пишет: "Мы слышали о работах Липпиша и это давало нам определенную моральную поддержку, но не более... Мы отказались следовать многим его идеям, таким, например, как применение очень толстого профиля". (R.Hallion. Lippisch, Gluhareff and Jones: the emergence of the delta planform and the origins of the sweptwing in the United States // Aerospace Historian. 1979. № 1. P .7).
11. XF-92A – the flying triangle // Flying. 1949. № 3. P. 24, 63—64.
12. Ф.К.Эверест. Человек, который летал быстрее всех. М., 1960. С. 134.
13. Miller. Р. 16.
14. Эвер ест. С. 135-136.
15. L.Loftin. Quest for performance. The evolution of modern aircraft. Washington, 1985. P. 262.
16. Там же. С. 491.
17. В.Long. Seadart // AAHS Journal. 1979. № 1. P. 6.
18. При переходе на сверхзвук равнодействующая аэродинамических сил крыла смещается назад, расстояние от фокуса крыла до центра тяжести самолета увеличивается и, чтобы парировать возросший продольный момент от действия подъемной силы, горизонтальные рули (элевоны) приходится отклонять вверх на больший угол. У "бесхвостки" перемещение фокуса меньше, чем у самолета нормальной схемы.
19. Loftin. Р. 381.
20. N.Williams. The X-Rays: Douglas' XF4D-1 Skyrays // American Aviation Histirical Society Journal. 1977. № 4. P. 247. В других зарубежных источниках (например, Jane's Encyclopedia of Aviation. New York, 1989) первый полет датируется 23 января.
21. Williams. Р. 249.
22. И.Кудишин. Перехватчик по прозвищу "Форд" // Крылья Родины. 1995. № 2. С.19.
23. S.Davies. The history of the Avro Vulcan // Aeronautical Journal. 1970. Vol. 74. P. 350.
24. J.Northrop. The development of all-wing aircraft // RAS Journal. 1947. June.
25. Davies. P. 354.
26. В 1952 г. фирма Боултон-Пол выпустила на испытания экспериментальный самолет Р.120. По форме он повторял Р.111, но на киле было установлено цельноповоротное горизонтальное оперение. Через несколько недель после начала полетов Р.120 разбился из-за бафтинга хвостового оперения.
27. Lickley R., Twiss L. The Fairy Delta 2 // RAS Journal. 1957. Vol. 61. № 559. P. 439—440.
28. Там же. С. 447.
29. Там же. С. 448.
30. М.А.Левин, В.Е.Ильин. Современные истребители. М., 1994. С. 227, 229—230.
31. E.Wooldridge. Winged wonders. The story of flying wing. Washington, 1988. P. 85—86.
32. Архив Научно-мемориального музея H.E.Жуковского. №5320/13. Л. 19—20.
33. Там же. Л. 18.
34. РГАЭ. Ф. 8044. On. 1. Д. 1579. Л. 112; Д. 1697. Л. 125.
35. РГАЭ. Ф. 8044. On. 1. Д. 1927. Л. 64.
36. РГАЭ. Ф. 8044. Он. 1. Д. 1558. Л. 46.
37. А.Ю.Совенко, В.М.Заярин. Истребители "Ан" // Аэрохобби. 1994. № 4. С. 15—17.
38. Д.А.Соболев. Немецкий след в истории советской авиации. Об участии немецких специалистов в развитии авиастроения в СССР. М" 1996. С. 102-106.
39. J.Miller. Lockheed Martin's Skunk Works. Leicester, 1995. P. 115.
40. Там же. С. 145.
41. Ha YF-12A, в носу которого расположен радиолокатор, имелись также небольшие кили под гондолами двигателей и подфюзеляжный киль, выпускаемый сразу после взлета и убираемый перед посадкой. У SR-71, отличающегося улучшенными обводами носовой части фюзеляжа, требуемая путевая устойчивость и управляемость достигались без этих дополнительных килей.
42. Д.С.Комиссаров, К.Г.Удалов. Самолет SR-71. М., 1993.
43. К.Э.Циолковский. Аэроплан или птицеподобная (авиационная) летательная машина. Избр.труды. М., 1962. С. 33—70.
44. Д.Нортроп. Развитие самолетов типа "летающее крыло". М., 1948. С. 6—7.
45. С.Аверченко. "Мираж"-2000 на земле и в воздухе // Авиация и космонавтика. 1994. Вып. 4. С. И.
45. Техническая информация ЦАГИ. 1985. № 19. С. 8.
47. В данную главу не попали самолеты так называемых конвертируемых схем, у которых расположенное перед крылом горизонтальное оперение (ПГО) подвижно на взлетно-посадочных режимах, а в крейсерском полете фиксируется параллельно продольной оси самолета (ХВ-70 "Валькирия", Т-4 ("100") ОКБ П.О.Сухого). Я не могу согласиться с теми, кто считает эти машины "бесхвостками". По определению, "бесхвостка" – это схема самолета, отличающаяся отсутствием у него горизонтального оперения, а ПГО, подвижно оно или нет – все равно оперение. Не рассматривается также история создания воздушно-космических самолетов (это, все же, космическая техника) и не включены сведения о дельтапланах и самолетах-"самоделках" последних десятилетий, ибо не они определяют тенденции развития современной авиационной техники.
