Сверхзвуковые самолеты

Текст добавлен: 21 сентября 2016, 15:18

Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 24 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

«Вуду» F-101 фирмы «Mакдоннел»-многоцелевой одноместный истребитель – США, 1954 г.

История создания. В 1946 г. ВВС США огласили требования к тяжелому истребителю дальнего проникновения. Работы по созданию этого самолета фирма «Макдоннел» начала 20.06.1946 г., а первое летное испытание опытного образца, обозначенного «Вуду» XF-88, было проведено 20 октября 1948 г. За это время было изготовлено только два опытных экземпляра (XF-88 и XF-88A, двигатель второго с форсажной камерой), так как в августе 1950 г. контракт был аннулирован по причине изменения оперативных концепций и технических требований со стороны командования ВВС. Поскольку в 1950 г. военно-воздушные силы США начали принимать на вооружение первые бомбардировщики В-47 «Стратоджет» фирмы «Боинг» и заканчивалась разработка еще более мощного и более скоростного самолета В-52 «Летающая крепость», то ВВС сформулировали требования к истребителю для нужд SAC (Стратегического авиационного командования ВВС США).

В 1951 г. фирма «Макдоннел» возобновила свои работы над проектом «Вуду», согласившись при этом на проведение существенных модификаций конструкции и оборудования. Первый летный образец, обозначенный F-101A, стал одновременно первым серийным самолетом. Его летное испытание было проведено 29.09.1954 г. Уже после запуска самолета в серийное производство Стратегическое авиационное командование изменило свое мнение и аннулировало программу, считая, что стратегические бомбардировщики В-47 и В-52 смогут (благодаря имеющемуся у них вооружению) выполнять свои задачи без сопровождения истребителей. В этой обстановке фирма предприняла попытку спасти самолет, переделав его для выполнения истребительно-бомбардировочных задач, а также перехвата и разведки применительно к нуждам Тактического авиационного командования ВВС США.

Самолет «Вуду» F-101 выпускался в следующих модификациях:

– истребитель-бомбардировщик F-101A (77 самолетов) и F-101C (47 самолетов);

– двухместный дальний перехватчик F-101B (480 самолетов, первое летное испытание 27.03.1957 г.);

– самолет тактической разведки YRF-101A (2 опытных образца, 10.05.1956 г.), RF-101A (35 самолетов) и RF-101C (166 самолетов, 12.07.1957 г.);

– тренировочный самолет TF-101B (переименованный впоследствии на TF-101F).

В общей сложности в 1954-1961 гг. было выпущено 807 самолетов F-101. Самолет F-101B стоил 1831000 долл. 12 декабря 1957 г. на базе 15-25 км был установлен рекорд скорости 1940,0 км/ч. Кроме США, самолеты F-101 находились на вооружении ВВС Канады (66 двухместных самолетов с обозначением CF-101B и CF-101F) и Тайваня (25 самолетов типа RF-101C).

Рис. 2.36. Серийный истребитель-бомбардировщик «Вуду» F-101A.

Описание самолета. Самолет «Вуду» является среднепланом классической схемы со стреловидным крылом относительной толщины 6-4,5% и стреловидным хвостовым оперением. Наиболее характерной чертой самолета, кроме компоновки двигателей и формы задней части фюзеляжа, является принятая форма крыла. Первоначально предполагалось использовать обычное стреловидное крыло с углами стреловидности по передней кромке ~ 37° и по задней кромке ~ 20°, т. е. такое, как и у XF-88. Однако увеличение взлетной массы самолета потребовало увеличения несущей поверхности, в связи с чем была принята концепция переменной стреловидности крыла по задней кромке (отрицательной вблизи корневого сечения и далее положительной по всему размаху). На верхней поверхности консолей крыла (приблизительно на половине размаха элеронов) расположены небольшие аэродинамические гребни. Сокращение пробега осуществляется за счет использования закрылков, трех тормозных щитков (один-в передней нижней части фюзеляжа, перед воздухозаборником, и два-по бокам фюзеляжа) и тормозного парашюта, расположенного в хвостовой части фюзеляжа.

Система управления состоит из элеронов обычного типа, руля направления и управляемого стабилизатора. В самолете использованы автомат продольной балансировки, а также звуковая и световая сигнализация опасных углов атаки, возникающих при некоторых величинах продольных моментов. Шасси – трехстоечное с одинарными колесами. Главные стойки шасси убираются в крыло. Уборка шасси происходит при скорости 462 км/ч. В конструкции планера самолета использованы преимущественно сплавы алюминия. Тем не менее многие элементы, в частности шпангоуты фюзеляжа, обшивка в области действия выхлопных газов, лонжероны, элементы жесткости и узлы крепления крыла, выполнены из титановых сплавов. Обшивка крыла изготовлена из фрезерованных монолитных панелей. Хвостовая часть стабилизатора и руль направления выполнены в виде конструкции с многослойной обшивкой.

Рис. 2.37. Компоновочная схема истребителя– бомбардировщика F-101A.

Двигательная установка. Для обеспечения безопасности при полетах на большие расстояния было принято решение использовать два двигателя. Двигатели расположены горизонтально в нижней части фюзеляжа таким образом, что их обтекатели несколько выступают за геометрический контур фюзеляжа. Применение укороченных форсажных камер и нерегулируемых воздухозаборников с устройствами отвода пограничного слоя, расположенных в околофюзеляжных частях крыла, уменьшило длину воздушного канала и потери давления. Короткие форсажные камеры позволили применить балочную конструкцию фюзеляжа, что уменьшило не только массу планера самолета, но и аэродинамическое сопротивление.

В самолетах модификаций А и С использованы турбореактивные двигатели J57-P-13 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 52,07 кН (5310 кГ) и 64,48 кН (6575 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием, а в самолетах F-101B-более совершенные двигатели J57-P-55 с удлиненной форсажной камерой тягой 53,2 кН (5440 кГ) без форсирования и 65,6 кН (6800 кГ) с форсированием. Топливные баки емкостью 9600 л расположены в фюзеляже и околофюзеляжных частях крыла. Самолет оснащен наружными узлами подвески двух дополнительных баков емкостью по 1705 л, а также оборудованием для дозаправки топливом в полете (как с помощью телескопической штанги, так и гибких шлангов). В хвостовой части фюзеляжа размещены две горловины для быстрого аварийного слива топлива из внутренних баков.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета в модификациях истребителей-бомбардировщиков и перехватчиков состоит из четырех– ствольной пушки М-39Е калибра 20 мм. На трех подфюзеляжных наружных узлах подвесок самолет может нести 1000 кг (модификация В) или 1800 кг (модификации А и С) боеприпасов, в том числе одну ядерную бомбу (только F-101C) или ракету «Джини» с ядерной боеголовкой (только F-101B), три ракеты «Фолкон» класса воздух-воздух (модификации А и С) или три контейнера неуправляемых снарядов.

Летно-технические данные F-101B

Размах крыла, м 12,09

Длина, м 20,55

Высота, м 5,49

Площадь несущей поверхности, м2 43,20

Масса пустого самолета, кг 12680

Взлетная масса (ном./макс.), кг 18 100//20900 1*

[Закрыть]

Грузоподъемность, кг 1000-1800

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 9600/3410

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 419/484

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,38/1,69

Максимальное число Маха 1,85

Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1964

Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч 1350 2*

[Закрыть]

Полетная скорость с наружными подвесками, км/ч 958

Посадочная скорость, км/ч 278

Вертикальная скорость, м/с 80

Практический потолок, м 15 860

Дальность полета (ном./макс.), км 2715/4500

1* 22 225 кг в модификации С.

2* Ц60 км/ч в модификации А.

Рис. 2.38. Проекции истребителя-бомбардировщика «Вуду» F-101.

F.D.2 фирмы «Фэри» – одноместный экспериментальный самолет– Великобритания, 1954 г.

История создания. Проблемой треугольного крыла фирма «Фэри» предварительно начала заниматься уже во время второй мировой войны. Основные работы развернулись в 1947 г. во время создания опытного образца истребителя вертикального взлета и посадки F.D.I. Испытанный 12.03.1951 г. самолет так и не вышел из стадии опытных работ, и его последующее назначение сводилось к исследованию свойств треугольного крыла при малых скоростях полета, поскольку установленный на нем двигатель «Дервент» 8 фирмы «Роллс-Ройс» имел тягу лишь 15,98 кН. В такой ситуации в 1949 г. было предпринято изучение концепции самолета для проведения исследований в области сверхзвуковых скоростей, а в 1950 г. было установлено, что вполне возможна разработка боевого сверхзвукового самолета. Однако практические работы в этом направлении начались только в 1952 г. (под руководством Р. Ликли), которые 6 октября 1954 г. увенчались летным испытанием первого опытного экземпляра.

10.03.1956 г. на самолете F.D.2 был установлен рекорд скорости на базе 15 км. Этот отрезок самолет пролетал на высоте 11 600 м в обоих направлениях со скоростями 1798 и 1846 км/ч (среднее число Маха 1,731). Рекордный полет длился 23 мин; при этом самолет пролетел расстояние 386 км. Несмотря на продолжительное время полета, было отмечено нагревание конструкции кабины до + 50° С (при температуре окружающего воздуха – 60°С). В 60-х годах самолет F.D.2 был реконструирован для исследования свойств оживального крыла. Новая модификация получила обозначение ВАС 221.

Рис. 2.39. Экспериментальный самолет F.D.2 в полете.

Описание самолета. Самолет F.D.2 представляет собой среднеплан, выполненный по схеме «бесхвостка», с треугольным (срезанным на концах) крылом. Изготовленное с применением профилей относительной толщины 4% крыло имеет прямолинейные передние кромки со стреловидностью 60° и расположенные перпендикулярно оси самолета задние кромки. В системе поперечного и продольного управления использованы элевоны, большая хорда которых обеспечивает хорошую управляемость при малых углах отклонения и малом приросте сопротивления. Самолет спроектирован в соответствии с правилом площадей, требование которого было выполнено не за счет характерного изменения формы фюзеляжа, а путем применения воздухозаборников специальной конструкции и стреловидного киля.

Управление всеми рулями осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей и устройств загрузки рычагов управления пружинного типа. В системе управления элеронами и рулем высоты использован редуктор с регулируемым передаточным отношением между углом выдвижения ручки управления и углом отклонения рулей в зависимости от скорости полета. Вначале обе системы работали совместно с ручным изменением передаточного отношения от 1:1 до 9:1. Позднее была применена автоматическая система. Фюзеляж состоит из трех частей. Передняя часть, выполненная в виде заостренного конуса с овальным поперечным сечением, подвижная. В целях увеличения видимости во время посадки она отклоняется вниз на 10°. В этой части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым сиденьем (возможно также отделение всей кабины), закрытая обтекателем, оборудованным лишь тремя небольшими иллюминаторами для наблюдений по сторонам и вверх. Лобовое неподвижное стекло состоит из двух частей. Основная часть фюзеляжа постоянного овального сечения заканчивается короткой сужающейся частью, образованной сложенными четырехсекционными тормозными щитками, закрывающими регулируемое выходное сопло двигателя. Под рулем направления находится контейнер для парашюта. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка шасси убирается назад. Главные стойки шасси со сложной кинематикой убираются в околофюзеляжные части крыла. Из-за недостатка места в тонком крыле использованы узкие цельнорезиновые шины колес.

Двигательная установка. На самолете установлен турбореактивный двигатель «Эвон» 14 фирмы «Роллс-Ройс» тягой 44,48 кН (4536 кГ) с форсированием. Боковые нерегулируемые воздухозаборники имеют выдвинутые вперед острые верхние кромки (во время сверхзвукового полета на них образуются косые скачки уплотнения) и округлые дозвуковые нижние кромки. Внизу средней части фюзеляжа находится дополнительный щелевой воздухозаборник, открываемый при полетах на больших углах атаки и при работе двигателя на земле. Топливо размещается в крыльевых баках и в фюзеляжном баке, расположенном между воздухозаборниками.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 8,20

Длина, м 15,90

Высота, м 3,40

Площадь несущей поверхности, м2 33,4

Нормальная взлетная масса, кг 6100

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 183

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,37

Максимальное число Маха 1*

[Закрыть] 2,0

Максимальная скорость полета, км/ч 2100

Максимальная продолжительность полета, мин 2*

[Закрыть] 25

1* Проектные данные.

2* На форсированном режиме работы двигателя.

Рис. 2.40. Проекции экспериментального самолета F.D.2.

Ил-54– трехместный бомбардировщик конструкции С. В. Ильюшина-СССР, 1954 г.

История создания. После сдачи в серийное производство тактического околозвукового самолета-бомбардировщика Ил-28 конструкторское бюро С. В. Ильюшина в 1951 г. приступило к разработке его модификации со стреловидным крылом. Этот самолет по замыслу разработчиков должен был летать со скоростью 1000 км/ч. Первоначально он был обозначен Ил-28-2, а затем Ил-30. Однако в 1953 г. было признано, что модификация сравнительно низкоскоростного самолета Ил-28, развивающего максимальную скорость 900 км/ч, не стоит затрат времени. Поэтому было начато проектирование нового самолета с лучшими характеристиками, измененными габаритами и новой силовой установкой.

Новому самолету было дано обозначение Ил-54. Первый испытательный полет был проведен в 1954 г., а 25.06.1956 г. на подмосковном аэродроме опытный экземпляр (обозначенный Ил-149) вместе с другими новыми самолетами СССР был продемонстрирован представителям западных государств. Во время воздушного парада, посвященного Дню авиации (1957 г.), был показан групповой полет самолетов Ил-54. В воздухе одновременно находилось 36 самолетов этой модификации. После проведения летных испытаний, во время которых была достигнута максимальная скорость полета 1150 км/ч (М = 0,93), и замены двигательной установки была выпущена небольшая серия этих машин.

Рис. 2.41. Бомбардировщик Ил-54.

Описание самолета. Самолет выполнен по схеме высокоплана со стреловидным крылом (угол стреловидности передней кромки 55°), имеющим отрицательное поперечное V. Фюзеляж выполнен с большим удлинением. Крыло оснащено элеронами, закрылками и четырьмя аэродинамическими гребнями, два из которых представляют собой продолжение пилонов крепления гондол двигателей. В концевых частях крыла имеются ниши для вспомогательных стоек шасси. В фюзеляже овального сечения находятся кабина пилота и штурмана, ниша переднего шасси, бомбовый отсек и ниша заднего шасси, а в задней части-кабина стрелка.

Отличительной чертой самолета является применение шасси велосипедного типа со сдвоенными колесами (главных стоек) и одинарными маленькими колесами вспомогательных стоек. Система управления состоит из элеронов и классического хвостового оперения с рулями высоты и направления.

Двигательная установка. На опытном образце устанавливались двигатели МР-40 тягой 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 68,65 кН (7000 кГ) с форсированием, а на серийных самолетах-два турбореактивных двигателя АЛ-7 конструкции А. М. Люлька, располагавшиеся в подкрыльных гондолах, с нерегулируемыми круглыми лобовыми воздухозаборниками.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из спаренной пушки НР-23 (калибр 23 мм), расположенной в хвостовой части фюзеляжа под кабиной стрелка. Длинный бомбоотсек предназначен для транспортировки бомб и торпед общей массой 2500 кг.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 17,80

Длина, м 21,80

Высота, м 6,40

Площадь несущей поверхности, м2 64,80

Масса пустого самолета, кг 15 400

Нормальная взлетная масса, кг 29 500

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 455

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 1470

Полетная скорость, км/ч 1140

Потолок, м 13 000

Дальность (ном./макс.), км 2400/3400

Рис. 2.42. Проекции бомбардировщика Ил-54.

«Сюпер-Мистэр» фирмы «Дассо» – одноместный истребитель– Франция, 1955 г.

История создания. Первым реактивным самолетом фирмы «Дассо» был одноместный истребитель-иерехватчик с прямым крылом «Ураган», имевший скорость полета 940 км/ч. К разработке проекта этого самолета фирма приступила в декабре 1947 г., а его облет был проведен уже в феврале 1949 г. Вскоре самолет был поставлен на серийное производство. Исследования средств увеличения скорости полета привели разработчиков к использованию стреловидного крыла. Таким образом появилось целое семейство самолетов «Мистэр»: I, II, II-C, IV-A, IV-B, IV-N и «Сюпер-Мистэр». Испытания первого летного образца самолета «Мистэр» было проведено в феврале 1951 г. В октябре 1952 г. во время совместных испытаний с американским самолетом «Сейбр» F-86 фирмы «Норт Америкен» самолет «Мистэр» II впервые летал со скоростью звука. У самолетов «Мистэр» II использовалось крыло с углом стреловидности передней кромки 33°, а у самолетов «Мистэр» IV-с углом 41°, причем в обоих применены ламинарные профили с относительной толщиной 9%. Серийные самолеты, оснащенные турбореактивными двигателями «Вердон» фирмы «Испано-Сюиза» тягой 34,32 кН (3500 кГ), развивали у поверхности земли максимальную скорость 1120 км/ч.

Дальнейшее увеличение скорости самолета было достигнуто путем использования более тонкого крыла с большим углом стреловидности и нового двигателя с форсажной камерой. Самолет «Сюпер-Мистэр» В.1, оснащенный английским двигателем «Эвон» фирмы «Роллс– Ройс», впервые был испытан 2 марта 1955 г.

В серийное производство (180 самолетов в 1957-1959 гг., из них 12-для Израиля) была запущена модификация В.2. Последняя модификация самолетов этого семейства, названная «Сюпер-Мистэр» В.4, ввиду принятия в серийное производство самолета «Мираж» III, не вышла за рамки создания двух опытных образцов. Самолеты В.4 отличались от В.2 более мощным двигателем и рассматривались как опытные самолеты, предназначенные для установления рекордных результатов. В феврале 1958 г. на них была достигнута максимальная скорость полета, соответствующая ? = 1,4.

Рис. 2.43. Первый опытный образец истребителя «Сюпер-Мистэр» В.4.

Описание самолета. Самолет «Сюпер-Мистэр» представляет собой построенный по классической схеме одноместный, однодвигательный низкоплан со стреловидным крылом. Крыло с углом стреловидности 45° (в модификации В.2) и 48° (в модификации В.4) с удлинением соответственно 3,86 и 3,15 и относительной толщиной 6% оснащено элеронами и закрылками. Фюзеляж овального поперечного сечения (с несколько сплюснутой нижней частью) выполнен без учета правила площадей. Хвостовое оперение-классическое, стреловидное. Плоскости управляемого стабилизатора крепятся к килю. Шасси-трехстоечное; передняя стойка убирается назад в фюзеляж, а главные-в околофюзеляжную часть крыла. Каплевидный фонарь кабины пилота значительно выступает за геометрический контур фюзеляжа, чем обеспечивается отличная видимость вперед и по сторонам.

Двигательная установка. На всех самолетах «Сюпер-Мистэр» устанавливались турбореактивные двигатели с форсажными камерами. Первый опытный образец (В.1) был оснащен двигателем «Эвон» RA.7R фирмы «Роллс-Ройс» тягой 42,17 кН (4300 кГ) при форсировании, а серийные самолеты В.2-двигателем «Атар» 101G фирмы «SNECMA» тягой 33,34 кН (3400 кГ) без форсирования и 44,13 кН (4500 кГ) с форсированием. На самолете В.4 устанавливался двигатель «Атар» 9В тягой соответственно 41,68 кН (4250 кГ) и 58,84 кН (6000 кГ). Емкость внутренней топливной системы составляет 2000 кг. Воздухозаборник-центральный, нерегулируемый, дозвуковой, овального поперечного сечения.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из двух пушек DEFA (калибр 30 мм) и 35 снарядов, находящихся в специальном отсеке фюзеляжа. Под крылом самолет может нести два контейнера с 38 неуправляемыми снарядами каждый, две 500-килограммовые бомбы, управляемые ракеты типа «Матра» или дополнительные топливные баки.