Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 15 (всего у книги 42 страниц)

Спасательная капсула

Частые аварии и катастрофы первых сверхзвуковых самолетов, невысокая эффективность открытых катапультируемых кресел в экстремальных условиях полета, а также сложность отделения и безопасного возвращения на землю передней части самолета с экипажем привели к появлению в 50-х годах более рациональных закрытых катапультируемых устройств, называемых спасательными капсулами. Во время аварии это устройство по сигналу катапультирования автоматически закрывает человека вместе с креслом специальными щитками и, кроме того, позволяет применять более разнообразное оборудование, повышающее безопасность с момента катапультирования до приземления.

Изучалась возможность использования негерметичных и герметичных капсул. В первом случае капсула защищает человека от воздействия динамического давления, аэродинамического нагрева и частично от перегрузок при торможении (благодаря увеличению массы и уменьшению сопротивления). В свою очередь герметичная капсула позволяет, кроме того, совершать полет без сложного скафандра, затрудняющего движения, и парашюта, а также прочих индивидуальных средств членов экипажа. С учетом этих достоинств практическое применение получили герметические капсулы, обладающие непотопляемостью, что обеспечивает безопасное приводнение.

Первую из известных капсул разработала фирма «Гудьир» для военно-морской авиации США в начале 50-х годов. Однако эта капсула не нашла применения. Затем были созданы капсулы для самолетов В-58 и ХВ-70А. Конструкция этих капсул и приспособлений, служащих для катапультирования, определялась требованием безопасного покидания неисправного самолета в широком диапазоне высот и скоростей полета. Для самолета ХВ-70А такой диапазон скоростей начинается со 150 км/ч (при нулевой высоте) и охватывает скорости вплоть до М = 3 (при этом покинуть самолет, летящий с максимальной скоростью, можно только на высоте, превышающей 2100 м). Подробных данных о самолете В-58 не опубликовано, однако известно, что во время наземных испытаний капсула поднималась на высоту 75 м, что при использовании быстро раскрывающегося парашюта обеспечивает высокий уровень безопасности приземления.

Автоматическое оборудование, примененное, например, в капсуле самолета В-58, осуществляет подготовку к катапультированию, само катапультирование и приземление. Подготовка к катапультированию в этой капсуле включает придание телу человека определенного положения, закрытие капсулы и ее герметизацию. Механизм катапультирования приводится в движение с помощью одного из двух рычагов, расположенных на подлокотниках кресла. После этого зажигается пороховой заряд, газы которого попадают в два привода; один из них подтягивает и фиксирует ноги, другой отодвигает туловище назад и стабилизирует положение головы. После этих операций пороховые газы проникают в механизм герметичного закрывания капсулы. Длительность этих операций составляет около одной секунды, после чего осуществляется герметизация кабины и создается давление, соответствующее высоте 5000 м, что занимает еще 2-3 с. Закрытие капсулы вызывает срабатывание нескольких концевых выключателей электрических цепей. Цепь аварийной сигнализации закрытия капсулы передает сигнал остальным членам экипажа о принятии решения на катапультирование. Другая цепь включает средства связи, передающие сигналы об аварии. После закрытия капсулы пилот сохраняет возможность управления самолетом, так как штурвал остается в своем нормальном положении внутри капсулы, а ее обтекатель имеет иллюминатор, через который можно наблюдать за показаниями приборов и частью оборудования кабины. Такая конструкция позволяет осуществить (если авария не имеет катастрофического характера) снижение, изменение направления полета и даже открытие капсулы с сохранением возможности ее повторной герметизации. Система катапультирования не зависит от подготовительных операций, поэтому сам процесс катапультирования капсулы может быть произведен и в случае их невыполнения, например при поломке или отказе устройств, обеспечивающих выполнение подготовительных операций.

Рис. 1.67. Спасательная капсула самолета В-58.

Процесс катапультирования основан на принципе, использованном в катапультируемых сиденьях, оборудованных ракетными двигателями, запускаемыми с помощью вспомогательной системы. Нажатие рычага катапультирования приводит к воспламенению порохового заряда. Выделяющиеся при этом газы сбрасывают обтекатель кабины, и по истечении 0,3 с происходит запуск ракетного двигателя. Во время движения капсулы вверх происходит воспламенение другого порохового заряда, выбрасывающего наружу стабилизирующий парашют, который после отделения капсулы от самолета инициирует раскрытие на ее поверхности щитков-стабилизаторов. Движение капсулы по направляющим катапульты сопровождается отделением от нее элементов управления и систем, связанных с самолетом, а также включением внутренней аппаратуры жизнеобеспечения.

Кроме того, происходит включение внутри капсулы таймерно-анероидных автоматов, которые после уменьшения высоты и скорости полета капсулы до безопасных значений вызывают открытие спасательного парашюта и выполнение всех надлежащих операций, в том числе наполнение амортизирующих резиновых подушек, смягчающих удар при приземлении или приводнении капсулы. В случае приводнения осуществляется наполнение дополнительных поплавковых камер, увеличивающих плавучесть и устойчивость капсулы на неспокойной поверхности воды. Во время плавания капсула может находиться как в открытом, так и закрытом состоянии. Если в случае волнения водной поверхности капсула должна быть закрыта, то осуществляется подключение шланга кислородной маски к клапану системы дыхания атмосферным воздухом. Несколько иную конструкцию имела капсула, примененная на самолете ХВ-70А. Она была оборудована обтекателем, состоящим из двух частей, а угол наклона кресла мог изменяться (рис. 1.68). Стабилизацию положения капсулы в полете обеспечивали два цилиндрических кронштейна телескопического типа, выдвигаемые через 0,1 с после катапультирования. Длина кронштейнов в расправленном положении составляла 3 м. Концы кронштейнов были снабжены стабилизирующими парашютами, которые раскрывались через 1,5 с после катапультирования. Силовая установка капсулы позволяла осуществить ее выброс на высоту до 85 м. Во время наземных испытаний собственная масса капсулы составляла 220 кг, а место испытателя было заполнено 90-килограммовым балластом. Безопасное снижение происходило с помощью спасательного парашюта, имеющего диаметр купола 11 м, а приземление или приводнение осуществлялось с помощью амортизатора в виде резиновой подушки, наполняющегося газом во время снижения.

Рис. 1.68. Спасательная капсула самолета ХВ-70А.

Применение капсул такого типа обеспечивает возможность работы экипажа из двух человек в общей кабине вентиляционного типа, такой же, какая обычно используется на транспортных самолетах. Внутри капсулы, под сиденьем, размещается набор предметов первой необходимости, в состав которого, кроме всего прочего, входят: передающая радиостанция, высылающая сигналы для определения местоположения капсулы, и оборудование, необходимое для обеспечения жизнедеятельности в тропических и арктических условиях (в том числе удочка, ружье, вода, продовольствие и т.п.).

Отделяемая кабина

Основной предпосылкой разработки отделяемой кабины являлось стремление к повышению степени безопасности полетов, поскольку считалось, что отделение кабины от самолета при любых условиях и режимах полета будет для экипажа более легким и удобным процессом, осуществляемым, возможно, быстрее, чем при использовании катапультируемых сидений или капсул. Такая кабина должна быть устойчивой в полете и обеспечивать меньшие перегрузки.

В зависимости от принятой конструктивной идеи кабины уменьшение перегрузки может быть достигнуто либо посредством увеличения отношения массы кабины к ее аэродинамическому сопротивлению, либо путем использования ракетных двигателей, противодействующих резкой потере скорости при отделении кабины.

Практическое использование аварийной системы покидания самолета с помощью отделяемой кабины является более сложным мероприятием по сравнению с рассмотренными выше, поскольку требует решения ряда дополнительных проблем. К ним относится, в частности, проблема разъединения в доли секунды большого количества проводов и механических связей бортовых систем, которые в обычных условиях должны удовлетворять требованиям нормального функционирования и высокой надежности. Процесс этот должен происходить не только быстро и надежно, но и без нарушения работы оборудования, расположенного в кабине и обеспечивающего жизнедеятельность экипажа. В теоретических исследованиях и опытно– конструкторских работах изучаются различные варианты принципов построения и конструктивного выполнения кабин в зависимости от их назначения и габаритов, а также технологические возможности, стоимость разработки, производства, эксплуатации и т.п. Иными словами, задача разработки отделяемой кабины обычно рассматривается с точки зрения комплексной пригодности определенного решения для конкретного типа самолета.

Из опубликованных данных следует, что наиболее рациональным решением является такое, в котором осуществляется отделение кабины вместе с носовой частью фюзеляжа (в легких типах самолетов) или вместе с частью фюзеляжа, образующей с кабиной герметизированный легко разъединяемый модуль. Конструктивные решения в обоих вариантах могут также значительно различаться в зависимости от принятого способа приземления. Так, может быть предусмотрена посадка кабины на сушу или на воду либо экипаж должен покидать кабину (например, путем автоматического вытягивания кресел экипажа с помощью парашютов) после ее снижения до определенной высоты.

На начальном этапе развития сверхзвуковой авиации практическое применение нашел вариант отделяемой кабины, покидаемой экипажем на определенной высоте. Так как основным недостатком такого решения являлась низкая надежность на малой высоте (ввиду недостатка времени, необходимого для выполнения всех операций по покиданию кабины и наполнения купола парашюта) и полная непригодность в предельных условиях (при нулевой скорости и высоте), позднее рассматривались и строились только цельноприземляемые кабины. Кабины этого типа характеризуются не только высокой безопасностью при покидании самолета на любых режимах полета и значительным сокращением количества индивидуальных средств спасения экипажа, но и возможностью автоматизации всех необходимых действий, оставляя пилоту только выбор момента катапультирования.

Рис. 1.69. Самолет «Тридан» I SNCASO.

Рис. 1.70. Принципиальная схема отделения кабины самолета Х-2.

Первые отделяемые кабины, о которых сообщалось в печати, были применены в самолетах D-558-II, испытанных в 1948 г., и также «Тридан» I и Х-2 (1953 ?.) 1*

[Закрыть]. В самолете «Тридан», имеющем фюзеляж в виде тела вращения с конусообразной носовой частью, была применена негерметизированная кабина (пилот осуществлял полет в специальном комбинезоне), выполненная заодно с носовой частью фюзеляжа. При разработке было принято, что после отделения от самолета кабина должна опускаться вертикально со стабилизирующим парашютом до определенной высоты, на которой раскрывается основной парашют. Удар о землю должен был амортизироваться передней заостренной частью фюзеляжа. Такого рода аварийная система покидания самолета не нашла последователей, тем более что в следующей модификации самолета («Тридан» II) была применена герметизированная кабина с катапультируемым сиденьем.

В самолете Х-2 также использована кабина, отделяемая вместе с носовой частью фюзеляжа, которая опускалась на парашюте до определенной высоты. Далее пилот покидал ее обычным способом с применением индивидуального парашюта. Принцип отделения кабины от самолета состоял в использовании давления газов, получаемых от взрыва заряда, находящегося в специальной камере за задней стенкой кабины. После взрыва заряда образующиеся газы подводятся с помощью специальных трубопроводов к четырем шкворням, соединяющим кабину со средней частью фюзеляжа (рис. 1.70), и под действием давления газов происходит отделение кабины от остальной части самолета.

В конце 50-х-начале 60-х годов были проведены первые более комплексные исследования отделяемых кабин, в результате чего появились проекты новых конструктивных решений. Во Франции в 1961 г. была запатентована отделяемая кабина, оборудованная надувными резиновыми поплавками, которые являются амортизирующими или удерживающими элементами при посадке на землю или воду. Предполагалось, что в случае аварии электромеханическое устройство отделит кабину от самолета, включит встроенные ракетные двигатели, которые оттолкнут ее от самолета, и раскроет сложенные стабилизаторы, обеспечивающие полет кабины по восходящей траектории. В наивысшей точке траектории, когда вертикальная скорость уменьшится до нуля, предусматривалось раскрытие стабилизирующего парашюта. При достижении снижающейся кабиной определенной высоты должен выпускаться главный парашют, предназначенный для осуществления плавного спуска и приземления.

1* В СССР отделяемой кабиной впервые был оборудован самолет Су-17 в 1949 г.-Прим. ред.

Рис. 1.71. Отделяемая кабина самолета F-111.

В США были разработаны два варианта отделяемых кабин. Фирма «Стэнли авиэйшн» разработала кабину для самолета F-102, а фирма «Локхид»-для самолета F-104. Обе кабины, однако, не нашли практического применения. Кабина самолета F-104 разработана с учетом предохранения экипажа от действия высоких температур и перепадов давления. Она имела конструкцию, выдерживающую большие перегрузки и аэродинамические воздействия, возникающие в процессе катапультирования.

С целью обеспечения стабилизации положения кабины был предусмотрен выпуск перед катапультированием соответствующих поверхностей с большим удлинением. Для отделения кабины от самолета и подъема ее на определенную высоту предполагалось применение твердотопливного ракетного двигателя с тягой около 200 кН и временем работы около 0,5 с. Предусматривалось, что вектор тяги двигателя должен проходить через центр тяжести кабины под углом 35° относительно оси симметрии самолета. Выброс спасательного парашюта должен происходить при достижении скорости 550 км/ч.

Современные отделяемые кабины нашли применение только в двух сверхзвуковых самолетах (F-111 и В-1); первое покидание самолета с такой кабиной было осуществлено в 1967 г. при аварии самолета F-111, во время которой экипаж самолета, состоящий из двух человек, произвел катапультирование на скорости полета 450 км/ч и высоте 9000 м (со скоростью относительно воздуха 730 км/ч) и осуществил благополучное приземление.

Разработка и производство фирмой «Макдоннел» полностью герметизированной двухместной кабины самолета позволили осуществлять полет без специального высотного оборудования и обеспечивали безопасное покидание самолета во всех диапазонах скоростей и высот полета, в том числе при нулевой скорости и под поверхностью воды. В процессе разработки кабины была выполнена обширная исследовательская программа. В частности, были проведены испытания на рельсовом стенде для определения траектории полета при достижимых на земле предельных скоростях, исследование свободного падения кабины с большой высоты с целью определения аэродинамических характеристик, исследования удара кабины с целью разработки системы амортизации, оценки плавучести, ориентации на воде и отсоединения кабины под водой, изучение возможности длительного пребывания экипажа в кабине после приземления в труднодоступной местности в различных климатических и географических условиях, а также исследования прочности, надежности, функционирования и т.п.

Рис. 1.72. Последовательные стадии и траектория снижения кабины самолета F-111 после катапультирования.

Отсоединение кабины происходит после нажатия рычага, расположенного между креслами экипажа. После подачи команды система работает автоматически, причем вначале осуществляется затягивание ремней, пристегивающих экипаж к креслам, включение аварийной дыхательной кислородной системы и осуществление дополнительного наддува кабины. Затем происходит отделение кабины от самолета, разъединение элементов управления и проводов, включение ракетного двигателя. Отделение кабины и разрыв соединений осуществляются посредством взрыва заряда, выполненного в виде шнура, уложенного по контуру соединения модуля кабины с остальной частью фюзеляжа. Силовая установка кабины состоит из твердотопливного ракетного двигателя тягой 177,9 кН (18140 кГ).

В зависимости от высоты и скорости полета относительно воздуха двигатель выбрасывает кабину на высоту 110-600 м над самолетом. В верхней точке траектории полета кабины выбрасываются стабилизирующий парашют и полоски станиоля, облегчающие радиолокационное обнаружение кабины спасательными службами. По истечении 0,6 с после выбрасывания стабилизирующего парашюта прекращается работа двигателя и осуществляется выпуск основного спасательного парашюта с куполом диаметром 21,4 м (парашют этого типа применен в спускаемом модуле космического корабля «Аполлон»). Выброс парашюта, обеспечивающего снижение кабины со скоростью 9-9,5 м/с, происходит с помощью порохового заряда, воспламеняемого по сигналу таймерно-анероидного автомата или акселерометра. На высотах, меньших 4500 м, парашют выбрасывается сразу же, а в полетах со скоростью более 550 км/ч он выбрасывается только после уменьшения осевых перегрузок до величины 2,2. Наполнение купола парашюта происходит в течение 2,5 с, считая от момента натяжения строп. Амортизация удара о землю или воду, а также необходимая плавучесть обеспечиваются расположенными под кабиной резиновыми подушками, наполняющимися в течение 3 с после выброса спасательного парашюта. В случае приводнения кабины дополнительно выпускаются два поплавка, предотвращающие ее переворот. В убранном положении поплавки располагаются в нишах верхней части кабины. Кабина может отсоединяться от фюзеляжа под водой. Это происходит автоматически по сигналу гидростатического датчика после погружения самолета на глубину 4,5 м.

В программе разработки самолета В-1 первоначально предусматривалось применение трехместной отделяемой кабины, аналогичной кабине самолета F-111. Однако значительная стоимость такой кабины, необходимость проведения обширных исследований, сложность конструкции и обслуживания привели к тому, что было принято решение об использовании отделяемых кабин только в первых трех образцах самолета. В последующих же экземплярах стали использовать катапультируемые сиденья, специально разработанные для этого самолета.

11. Конструктивные усовершенствования в сверхзвуковых самолетах

При изложении материала в данной главе будем исходить из принципа, что первый облетанный образец является основой для сравнения всех последующих модификаций самолета. Отметим попутно, что технические решения, примененные в процессе развития сверхзвуковой авиации, в своем большинстве не могут считаться новыми в полном смысле слова. Это связано с тем, что определенная часть таких усовершенствований была впервые применена ранее при создании самолетов с дозвуковыми скоростями полета, в том числе использовавших винтомоторные силовые установки.

Другой использованный принцип состоит в том, что изложение основывается на опубликованных фактах испытаний образцов или модификаций самолетов, в которых применено новое техническое решение, а не на дате разработки летательного аппарата, которая зачастую оказывается неизвестной. В связи с этим может возникнуть ситуация, в которой приоритет изобретения приписывается не его непосредственному создателю, а тому, кто первый (согласно доступной автору книги информации) применил это техническое решение в практике сверхзвуковой авиации. Поэтому вполне возможны некоторые искажения действительного процесса развития сверхзвуковой авиации, которые возникли из-за недостатка сведений об истории создания того или иного самолета или отсутствия официальных дат испытаний, а также технических характеристик некоторых типов самолетов, являвшихся засекреченными или оставшихся на стадии разработки опытного образца. Несмотря на указанные оговорки, приведенный материал с методологической точки зрения можно считать достаточно точным, так как он охватывает наиболее существенные конструктивные усовершенствования в сверхзвуковых самолетах.

Таким образом, цель настоящего изложения заключается не в выявлении любой ценой того, кто, где и когда сделал соответствующее изобретение, а в хронологическом изложении результатов разработки различных конструктивных и аэродинамических решений, применение которых является основой сегодняшнего состояния сверхзвуковой авиации.

1946-9.12. Х-1 фирмы «Белл». Опытный самолет, выполненный по классической схеме. Среднеплан с прямым крылом, снабженным обычными закрылками и элеронами. Фюзеляж круглого сечения. Хвостовое оперение-прямое, нормальной схемы. Для управления закрылками на самолете применена гидравлическая система. Управление элеронами и рулями осуществляется с помощью гидромеханического привода. Самолет имеет четыре степени свободы-по скорости, курсу, крену и тангажу. В качестве силовой установки использован жидкостный ракетный двигатель. Самолет оборудован трехопорным шасси с одиночными колесами, убираемыми в фюзеляж. Старт самолета происходит со специального самолета-носителя.

1948-4.02. D-558-II фирмы «Дуглас». Самолет имеет стреловидное крыло и оперение нормальной схемы. Крыло оборудовано предкрылками и аэродинамическими гребнями. Силовая установка комбинированного типа состоит из турбореактивного и жидкостного ракетного двигателей. Воздухозаборники боковые, нерегулируемые. Самолет снабжен отделяемой кабиной. Старт может быть произведен с земли или с самолета-носителя.

– 27.05. МиГ-19 конструкции А. И. Микояна. Многоцелевой серийный истребитель. Крыло оборудовано выдвижными закрылками. Фюзеляж овально– кругового сечения. Поперечное управление осуществляется с помощью элеронов и интерцепторов, расположенных на нижней поверхности крыла вблизи задней кромки.

Самолет снабжен подфюзеляжным килем, тормозными щитками и тормозным парашютом. В качестве силовой установки использованы два турбореактивных двигателя. Нерегулируемый воздухозаборник лобового типа со скругленной кромкой расположен в носовой части самолета. Главные стойки шасси убираются в консоли крыла.

Рис. 1.73. Конструкция и кинематическая схема системы управления интерцептором на самолете МиГ-19.

1 -интерцептор; 2-скоба навески интерцептора; 3-задний лонжерон крыла; 4-тяга системы управления элерон-интерцептор; 5-ролик тяги; 6-рычаг; 7-узел сочленения; ?-толкатель; 9-ось рычага; 10 -нижняя обшивка крыла; 11 -верхняя обшивка крыла; 12-направляющая.

1952-20.10. Х-3 фирмы «Дуглас». Крылья трапециевидные, малого удлинения с щелевыми закрылками и носовыми щитками. Фюзеляж укороченный с балочным креплением элементов оперения. Управляемый стабилизатор лонжеронной конструкции. Самолет снабжен креслом, катапультируемым вниз. Два турбореактивных двигателя имеют индивидуальные нерегулируемые боковые воздухозаборники.

1953-2.03. «Тридан» I фирмы SNCASO. Истребитель-перехватчик с прямым крылом. Поперечное управление самолетом осуществляется с помощью элеронов. Управляемый дифференциальный стабилизатор установлен с большим отрицательным поперечным V. Плоскости киля и стабилизаторов имеют одинаковую конструкцию и взаимозаменяемы. На самолете применена комбинированная силовая установка, состоящая из одного ракетного и двух турбореактивных двигателей, расположенных в гондолах на концах крыла. Аварийное покидание самолета осуществляется путем отделения кабины вместе с заостренной частью фюзеляжа, выполняющей роль амортизатора при ударе о землю.

– (?). Х-2 фирмы «Белл». Низкоплан со стреловидным крылом. Самолет выполнялся либо с одной главной стойкой шасси, оборудованной лыжей, убираемой в фюзеляж, либо с двумя главными стойками, также снабженными лыжами, убираемыми в крыло. Аварийное покидание самолета осуществляется путем отделения от него кабины вместе с передней частью фюзеляжа. На определенной высоте пилот должен покинуть кабину и осуществить приземление на парашюте обычным способом.

Рис. 1.74. «Супер-Тайгер» XF11F-1F фирмы «Грумман».

– 25.05. F-100 фирмы «Норт Америкен». Поперечное управление осуществляется с помощью двухсекционных независимых элеронов, расположенных вблизи корневого сечения крыла. На самолете использована система с необратимыми гидроусилителями. Вертикальное оперение выполнено с килевым, гребнем. Передняя стойка шасси двухколесная. Главные стойки шасси убираются в крыло и фюзеляж. На самолете применен нерегулируемый воздухозаборник с острыми передними кромками. Были осуществлены пробные старты самолета с катапульты.

– 24.10. F-102 фирмы «Конвэр». Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом. Поперечное и продольное управление осуществляется с помощью элевонов. На киле самолета установлен дефлектор.

1954-15.01. «Жерфо» фирмы «Нор авиасьон». Самолет выполнен по классической схеме с треугольным крылом и треугольным оперением. Применены дополнительные рули высоты вблизи корневых сечений консолей крыла.

– 9.02. F-104 фирмы «Локхид». Крыло трапециевидное с острыми передней и задней кромками. Механизация крыла состоит из закрылков со сдувом пограничного слоя и носовых щитков с электрическим приводом. Самолет оборудован автоматической электронной системой стабилизации относительно трех главных осей. Воздухозаборники боковые сверхзвуковые с регулируемыми полуконусами.

– 30.07. F-11 фирмы «Грумман» (рис. 1.74). Самолет с грузовым отсеком, предназначенный для эксплуатации с авианосцев. Применено крыло переменной стреловидности по передней кромке. С целью уменьшения занимаемой площади

на стоянке концы консолей крыла выполнены складывающимися. Самолет спроектирован в соответствии с правилом площадей. Поперечное управление осуществляется с помощью элеронов и расположенных на верхней поверхности крыла интерцепторов. Последние используются также при аэродинамическом торможении самолета. Хвостовое оперение выполнено по оригинальной схеме. При малых скоростях полета плоскости стабилизатора неподвижны, и управление осуществляется отклонением рулей высоты. При больших скоростях рули высоты блокируются и их роль выполняет управляемый стабилизатор. Возможна подвеска дополнительных топливных баков, спроектированных с учетом правила площадей.

– 4.08. Р.1А фирмы «Инглиш электрик». Крыло самолета снабжено концевыми элеронами и имеет щелевой уступ передней кромки. Силовая установка состоит из двух двигателей, расположенных в продольной плоскости симметрии самолета один над другим.

– 29.09. F-101 фирмы «Макдоннел». Самолет имеет крыло с переменной стреловидностью по задней кромке. Вблизи корневого сечения стреловидность отрицательная, далее по размаху крыла-положительная. На самолете использована автоматическая система продольной балансировки со звуковой и световой сигнализацией опасных углов тангажа при изменении продольных моментов.

– 6.10. F.D.2 фирмы «Фэри». Передняя часть фюзеляжа вместе с кабиной может отклоняться вниз для улучшения обзора при взлете и посадке. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом, оснащенным элеронами и рулями высоты. Хвостовая часть фюзеляжа оборудована четырехсекционными тормозными щитками, которые в закрытом состоянии выполняют функции защитного кожуха сопла двигателя (рис. 1.75).

Рис. 1.75. F.D.2 фирмы «Фэри».

Рис. 1.76. «Крусейдер» F-8 фирмы «LTV Аэроспейс».

Рис. 1.77. «Дракен» фирмы «SAAB-Скания».

– 20.12. YF-102A. фирмы «Конвэр». Модификация самолета F-102, выполненная в соответствии с правилом площадей. Крыло треугольное с отклоненным вниз носком.

– Ил– 54 конструкции С. В. Ильюшина. Трехместный бомбардировщик. На самолете применены двухопорное велосипедное шасси с одинарными колесами и двухдвигательная силовая установка. Двигатели расположены в гондолах под консолями крыла.

1955-25.03. F-8 фирмы «Чанс-Воут». Высокоплан с изменяемым углом установки крыла и уступом передней кромки. Кресло пилота оборудовано телескопическим механизмом катапультирования.

– 17.07. «Тридан» II фирмы SNCASO. Отличительной особенностью самолета является применение щелевых закрылков, расположенных по всему размаху крыла. Элероны на крыле не установлены.

– 20.09. «Гриффон» I фирмы «Нор авиасьон». Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» с дополнительными дестабилизаторами, установленными перед крылом. В хвостовой части фюзеляжа имеются два подфюзеляжных киля с большим углом развала. На самолете применен нерегулируемый подфюзеляжный воздухозаборник.

– 22.10. F-105 фирмы «Рипаблик». Истребитель-бомбардировщик, приспособленный для несения ядерного оружия. На самолете применены крыльевые регулируемые воздухозаборники со скошенными острыми передними кромками.

– 25.10. «Дракен» фирмы «SAAB– Скания» (рис. 1.77). Крыло треугольное с переменной стреловидностью по передней кромке. Вблизи корневого сечения угол стреловидности максимальный. На нижней поверхности крыла установлены тройные аэродинамические направляющие. Шасси самолета выполнено по нормальной трехопорной схеме с дополнительной двухколесной убираемой задней стойкой. Используется система управления подачей топлива, обеспечивающая требуемое положение центра тяжести самолета.

Рис. 1.78. Истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого.

– (?). Истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого. Самолет выполнен по классической схеме с треугольным крылом и стреловидным нормальным оперением. Воздухозаборник регулируемый, лобового типа с острой передней кромкой.

1956-20.04. S.E.212 фирмы «Сюд-Эст». В передней части самолета имеется подфюзеляжный аэродинамический киль. Применен встроенный несъемный стартовый ракетный ускоритель на жидком топливе.

– (?).07. Ла-250 конструкции С. А. Лавочкина. Двухместный истребитель-перехватчик. Силовая установка состоит из двух двигателей. Воздухозаборники боковые, нерегулируемые.

– 10.09. YF-107A фирмы «Норт Америкен». На самолете использована система поперечного управления с помощью интерцепторов. Воздухозаборник надфюзеляжный, регулируемый с подвижным клином.

– 26.10. «Ледюк» 022 фирмы «Ледюк». Самолет отличается применением турбопрямоточного реактивного двигателя, состоящего из соосно расположенных турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей. Полеты с работающим прямоточным двигателем были начаты в 1957 г. (подобной силовой установкой был оборудован самолет «Гриффон» II, испытанный 23.01.1957 г.). Кабина самолета конусообразная. Пилот в кабине занимает положение лежа.