Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 27 (всего у книги 42 страниц)

JIa-250– двухместный дальний барражирующий перехватчик конструкции С. А. Лавочкина-СССР, 1956 г.

Рис. 2.61. Истребитель-перехватчик JIa-250.

История создания. Предшественником самолета JIa-250 следует считать, по всей вероятности, сверхзвуковой истребитель-перехватчик JIa-190, снабженный турбореактивным двигателем AJ1-5 конструкции А. М. Люлька. Испытания самолета, закончившиеся в 1951 г., с одной стороны, показали перспективность применения некоторых новых технических решений (большого для того времени угла стреловидности крыла, равного 55°, новой схемы шасси и т.д.), однако, с другой стороны, вскрыли ряд недостатков (одним из которых являлась недоработка двигателя и связанная с ней недостаточная скорость полета 1190 км/ч), вследствие чего самолет Ла-190 не был запущен в серийное производство.

Дальнейшее развитие концепция сверхзвукового перехватчика получила в рамках проекта нового самолета-дальнего перехватчика Ла-250. В соответствии с тактико-техническими требованиями самолет должен был осуществлять барражирующие полеты на значительном удалении от места базирования или охраняемого объекта.

Работы по проектированию и созданию опытного образца были закончены в 1955 г. В этом же году состоялся первый вылет. Разработанная машина имела для своего времени внушительные размеры и полетную массу. Кроме того, с самого начала истребитель проектировался для использования только ракетного вооружения, что само по себе являлось новаторским решением (первые советские сверхзвуковые самолеты МиГ-19, МиГ-21, Су-7 имели смешанное пушечно-ракетное вооружение). Таким же решением можно считать применение полукруглых боковых сверхзвуковых воздухозаборников. Самолет был оборудован автоматизированной системой управления огнем, позволяющей производить пуск ракет по целям, находящимся на большом расстоянии вне зоны визуального наблюдения. Предполагалось также оборудовать самолет системой автоматического наведения на цель, включающейся в работу сразу же после взлета.

При проведении испытаний самолета в 1956 г. в одном из полетов возникла раскачка. Полет был прерван, и самолет совершил вынужденную посадку, повредив шасси, крыло и фюзеляж. Для устранения эффекта раскачки потребовалось доработать бортовую аппаратуру. Впоследствии были построены еще 3 опытных образца. Однако доводка самолета затянулась, и было принято решение о прекращении работ над ним.

Описание самолета. Ла-250 представляет собой среднеплан классической схемы с треугольным крылом и треугольным горизонтальным оперением. Крыло самолета с углом стреловидности по передней кромке 57° и относительной толщиной профиля около 6% выполнено по многолонжеронной схеме. С целью уменьшения поперечной устойчивости самолета крыло имеет отрицательный угол поперечного V, равный 5°. Передние и задние кромки крыла прямолинейные, причем задняя кромка имеет небольшую положительную стреловидность. Как и у большинства советских сверхзвуковых самолетов первого поколения, крыло Ла-250 не имеет конической или аэродинамической крутки.

Фюзеляж самолета круглого сечения в носовой и эллиптического в центральной и хвостовой частях выполнен в соответствии с правилом площадей. В носовой части, слегка отклоненной вниз для улучшения обзора при взлете и посадке, размещаются РЛС, отсек электрооборудования, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Благодаря применению боковых воздухозаборников за радиопрозрачным обтекателем в носовой части удалось разместить большого диаметра антенну радиолокационного прицела. Применение такой РЛС обеспечило большую дальность обнаружения цели и высокую разрешающую способность. Кабина экипажа с местами пилота и штурмана-оператора, расположенными друг за другом, оборудована катапультируемыми сиденьями и фонарем, значительно выступающим за обводы фюзеляжа. В средней части фюзеляжа находятся воздушные каналы, топливные баки, узлы крепления консолей крыла и ниши уборки главных стоек шасси. Хвостовая часть вместе с оперением-отъемная, что обеспечивает быстроту и удобство замены двигателей.

Рис. 2.62. Проекции истребителя-перехватчика Ла-250.

Для управления самолетом по тангажу используется управляемый стабилизатор треугольной формы, по крену-элероны, расположенные в концевых частях крыла, а по курсу – руль направления на киле большой площади, имеющем стреловидность по передней кромке 42°. Конструкция киля-двухлонжеронная, а плоскостей стабилизатора – однолонжеронная с подкосной балкой. В хвостовой части фюзеляжа под килем расположен контейнер тормозного парашюта. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло самолета имеет закрылки, отклоняемые при взлете на 18°, а при посадке до 43°. На самолете использована гидравлическая система управления с необратимыми бустерами. Для повышения надежности гидросистема задублирована, а каждый гидроусилитель имеет две камеры питания, каждая из которых подключена к своей гидросистеме. Шасси самолета-трехстоечное, нормальной схемы. Передняя стойка со спаренными колесами убирается в фюзеляж назад, а главные стойки с одинарными колесами – вперед. Передняя стойка шасси имеет увеличенную длину, что при разбеге самолета обеспечивает увеличение угла атаки и подъемной силы крыла.

Двигательная установка. На самолете установлены два турбореактивных двигателя АЛ-7Ф конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборники– боковые, сверхзвуковые, нерегулируемые с малогабаритными неподвижными полуконусами.

Вооружение. На самолете предполагалось подвешивать под крылом 2-4 ракеты класса воздух – воздух. Пушечного вооружения самолет не имеет.

Летно-технические данные (проектные)

Размах крыла, м 13

Длина, м 22

Высота, м 5,7

Максимальная взлетная масса, ?? 25000

Максимальная скорость, км/ч 2000

Потолок, м 16000

Одноместный истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого-СССР, 1956 г.

Рис. 2.63. Одноместный истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого (а) и его двухместная модификация (б).

История создания. Одновременно с созданием самолета Су-7 были развернуты работы над новым истребителем-перехватчиком, и разработка этих машин велась практически параллельно, так что летные испытания нового перехватчика начались всего на год позже (в 1956 г.). В этом же году самолет был публично показан на аэродроме в Тушино.

В отличие от Су-7 новый самолет имел не стреловидное, а треугольное крыло (что позволило несколько улучшить летные характеристики), а также более совершенное электронное и радиолокационное оборудование.

На базе самолета были разработаны усовершенствованные модификации, получившие обозначения Т-431 и Т-405. Эти самолеты оснащались более мощным двигателем и не имели, в отличие от прототипа, носового обтекателя. На рубеже 1950-1960-х годов на самолете Т-431 были установлены мировой рекорд высоты 28 852 м и абсолютный рекорд высоты горизонтального полета 21 700 м, а также мировой рекорд скорости полета 2337 км/ч на 500-км замкнутом маршруте. На самолете Т-405 был установлен мировой рекорд скорости полета 2092 км/ч на 100-км замкнутом маршруте.

В 1959 г. на основе самолета Т-431 было организовано серийное производство нового одноместного истребителя-перехватчика.

В развитие версии самолета в 1957 г. был разработан двухместный истребитель-перехватчик с одним турбореактивным двигателем и боковыми воздухозаборниками. Одной из конструктивных особенностей самолета было размещение в носовой части фюзеляжа батареи из 50 НУРС, стволы пусковых устройств которых закрывались в полете специальными щитками, убирающимися при стрельбе. Отсутствие надежного двигателя требуемой тяги вынудило прекратить дальнейшую разработку самолета, ограничившись его летными испытаниями.

Описание самолета. Одноместный истребитель– перехватчик представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом тонкого ламинарного профиля и стреловидным хвостовым оперением. Угол стреловидности крыла и оперения по передней кромке равен 57°. Механизация крыла, как и у самолета Су-7, состоит из щелевых закрылков, расположенных в околофюзеляжных частях, и элеронов (на внешних частях крыла). Передние и задние кромки крыла – прямолинейные, без геометрических или щелевых уступов. Крыло не имеет аэродинамической или конической крутки и установлено с нулевым углом поперечного V.

Фюзеляж самолета (полумонококовой конструкции) выполнен в соответствии с правилом площадей. Кабина пилота, расположенная в носовой части, оборудована катапультируемым сиденьем класса 04) и сдвигаемым назад фонарем, аналогичным примененному на Су-7.

Хвостовое оперение самолета состоит из классического вертикального (с рулем направления) и управляемого горизонтального оперения. На киле, под рулем направления, расположен контейнер тормозного парашюта, а перед хвостовым оперением на фюзеляже находятся четырехсекционные тормозные щитки.

На самолете применено обычное трехстоечное шасси с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, а передняя – вперед, в фюзеляж. Для привода управляющих поверхностей применяются необратимые гидроусилители.

Двигательная установка. Самолет оснащен турбореактивным двигателем конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборник-лобовой, сверхзвуковой, регулируемый с помощью подвижного центрального конуса, в котором расположена антенна РЛС. Внутренние баки топливной системы могут быть дополнены подвесными баками, закрепляемыми под фюзеляжем или консолями крыла. Возможна также установка стартовых пороховых ускорителей, аналогичных используемым на самолете Су-7.

Рис. 2.64. Проекции одноместного истребителя– перехватчика конструкции П. О. Сухого.

S.E.212 «Дюрандаль» объединения «Сюд-Эст»-одноместный истребитель-перехватчик – Франция, 1956 г.

Рис. 2.65. Опытный образец истребителя-перехватчика «Дюрандаль».

История создания. В начале 50-х годов исследованиями поведения треугольного крыла при сверхзвуковых скоростях полета занимались во Франции, кроме предприятий «Нор» (см. самолеты «Жерфо» и «Гриффон»), также фирмы «Сюд-Эст» и «Дассо». Объединение «Сюд-Эст» (Национальное авиационное опытно-конструкторское объединение «Сюд-Эст», в сокращении SNCASE или, чаще, «Сюд-Эст») начало свою деятельность сразу с разработки сверхзвукового самолета. Модель самолета была продемонстрирована на Парижском салоне в 1955 г., а первое испытание опытного образца состоялось 20 июня 1956 г. Несмотря на многолетние испытания двух опытных образцов S.E.212, они так и не пошли в серийное производство (предпочтение получил самолет «Мираж» III). Тем не менее приобретенный опыт разработки и испытания сверхзвуковых самолетов без горизонтального оперения позволил фирме предпринять разработку проекта самолета «Сюпер-Каравелла», предназначаемого для гражданских авиалиний. Этот проект явился отправной точкой для создания сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».

Описание самолета. «Дюрандаль» относится к классу «модных» в 50-х годах легких сверхзвуковых истребителей-перехватчиков ближнего действия, предназначенных исключительно для охраны промышленных, административных и военных объектов. Из этих соображений особое внимание уделялось обеспечению малой взлетной массы и большой тяги на этапах взлета, подъема и перехвата, что должно было обеспечить самолету высокую скороподъемность и маневренность как у земли, так и на оперативных высотах. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка». Крыло – треугольное, с относительной толщиной профиля 5%, углом стреловидности передней кромки 60° и удлинении 1,92. Механизация крыла отсутствует. Система управления состоит из классического вертикального оперения с рулем направления и элевонов. После первых полетов был установлен нетиповой, подфюзеляжный киль, расположенный в передней части фюзеляжа. Он выполняет роль вертикального дестабилизатора и обтекателя антенны. Шасси – трехстоечное, с шириной колеи 2,34 м, полностью убираемое в фюзеляж. Тормозной парашют находится в контейнере, расположенном над выходным соплом двигателя. Фонарь (откидываемый вверх– назад) выполнен исключительно из плоских стеклянных плит. В качестве вооружения используется одна самонаводящаяся ракета.

Дви гательная установка. Силовая установка комбинированного типа состоит из ТРД и ЖРД. В первом варианте самолет имел турбореактивный двигатель «Атар» 101F-2 фирмы SNECMA тягой 33,34 кН (3400 кГ) и ракетный двигатель SEPR 65 тягой 8,09 кН (825 кГ). Позднее двигатель F-2 был заменен на «Атар» 101G-3 тягой 37,26 кН (3800 кГ) без форсирования и 44,13 кН (4500 кГ) с форсированием. Благодаря высокой тяговооруженности «Дюрандаль» стал вторым (после самолета «Три– дан» II) французским самолетом, у которого величина тяги была больше взлетного веса. Турбореактивный двигатель, устанавливаемый в хвостовой части фюзеляжа, имеет центральный воздухозаборник с острой входной кромкой и поперечным сечением эллиптической формы. Ракетный двигатель установлен под соплом ТРД и несколько выступает за очертания фюзеляжа, в связи с чем он защищен специальным обтекателем. Ракетный двигатель конструктивно объединен с турбореактивным двигателем, который, в частности, обеспечивает работу насосов горючего и окислителя. Запаса топлива хватает на 5 мин непрерывной работы ракетного двигателя, используемого во время взлета и подъема (скороподъемность 200 м/с у земли и 140 м/с на высоте ~ 11000 м) или перехвата в полете со сверхзвуковой скоростью. Топливные баки (емкостью 1500 кг) расположены только в фюзеляже.

Разработанная модификация «Дюрандаль» IV с двигателем «Атар» 9 с форсажной тягой 59,43 кН (6060 кГ) так и осталась нереализованной.

Рис. 2.66. Проекции самолета «Дюрандаль» S.E.212.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 6,5

Длина, м 11,0

Высота, м 4,0

Площадь несущей поверхности, м2 22,0

Масса пустого самолета, кг 2720

Взлетная масса (ном./макс.), кг 4050/6000

Емкость топливных баков, кг 1500

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 184/273

Отношение массы самолета (ном./ /макс.) к тяге при форсировании и работе ракетного двигателя, кг/даН 0,77/1,15

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 1700

Вертикальная скорость, м/с 200

Практический потолок, м 17000

Взлетная дистанция (при номинальной массе), м 700

«Скайлансер» F5D-1 фирмы «Дуглас»-одноместный палубный истребитель-бомбардировщик-США, 1956 г.

Рис. 2.67. Опытный образец палубного истребителя-бомбардировщика «Скайлансер» F5D-1.

История создания. В 1947 г. конструкторское бюро фирмы «Дуглас эркрафт» под руководством Э. Хайнемана начало разработку истребителя-перехватчика близкого проникновения для военно-морской авиации США. За основу проекта была принята концепция самолета «Мессершмитт» Me-163, построенного по схеме «бесхвостка» со стреловидным крылом и ракетной силовой установкой. В построенном самолете, обозначенном F4D-1 «Скайрэй», была сохранена лишь аэродинамическая схема. При этом значительным изменениям подверглась форма крыла и вертикального оперения. Первый опытный образец XF4D-1, оснащенный турбореактивным двигателем без форсажной камеры J35-A-17 фирмы «Эллисон» тягой 22,26 кН (2270 кГ), был испытан 23.01.1951 г., второй имел двигатель с форсажной камерой XJ40-WE-8 фирмы «Вестингауз» тягой 31,18 кН (3180 кГ) без форсирования и 51,58 кН (5260 кГ) с форсированием. 3.10.1953 г. на втором опытном самолете был установлен мировой рекорд скорости при полете на базе, равняющийся 1211,74 км/ч.

Первоначально считалось, что на серийных самолетах будут устанавливаться усовершенствованные двигатели J40, однако прекращение в 1953 г. работ над этим двигателем вынудило фирму использовать двигатели фирмы «Пратт– Уитни»-сначала J57-P-2 тягой 43,14 кН (4400 кГ) и 60,04 кН (6123 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием, а затем J57-P-8B с соответствующими величинами тяги 46,71 кН (4763 кГ) и 64,50 кН (6577 кГ). Первые самолеты с этими двигателями были построены в 1954 г., однако в воинские подразделения они начали поступать лишь с 16.04.1956 г. В общей сложности в 1954-1962 гг. было построено 420 самолетов, которые в сентябре 1962 г. получили новое обозначение F-6A (в рамках упорядочения системы обозначений самолетов США).

После окончания летных испытаний первых серийных самолетов было предпринято их усовершенствование с целью увеличения максимальной скорости. Для этого был применен более совершенный двигатель J57-P-12 и реконструированы передняя и хвостовая части фюзеляжа, а также околофюзеляжные части крыла. Первоначально новая модификация получила обозначение F4D-2, а затем F5D-1, изменилось при этом и название самолета на «Скайлансер». Опытный образец был испытан 21 апреля 1956 г.; всего было изготовлено четыре экземпляра самолета.

Описание самолета. «Скайлансер» представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка». В целях уменьшения занимаемой площади при нахождении в ангаре авианосца концы крыла складываются вверх. Небольшого удлинения (1,97) и среднего сужения (около 2,32) крыло имеет округленные торцевые части и прямолинейные передние кромки с углом стреловидности 51° и нулевым углом поперечной установки. Задняя кромка консоли крыла выполнена в виде ломаной линии с отрицательным углом стреловидности в корневой части, что обеспечивает увеличение строительной высоты. Крыло оснащено небольшого размаха предкрылками, расположенными в центральных частях консолей, и двухсекционными элевонами с осевой компенсацией. Вертикальное оперение-классическое, с рулем направления и стреловидным килем (угол стреловидности 49° по передней кромке). Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в околофюзеляжные части крыла вперед против потока. В хвостовой части фюзеляжа использована дополнительная опора с одинарным колесом. Ее назначение сводится к предотвращению повреждения самолета во время посадки или взлета при больших углах атаки. Четырехсекционные тормозные щитки расположены на верхних и нижних поверхностях корневых частей крыла.

Двигательная установка. На самолете использован турбореактивный двигатель фирмы «Пратт– Уитни» с боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками и форсажной камерой, развивающий тягу 57,86 кН (5900 кГ) без форсирования. Вооружение. Самолет несет четыре пушки калибра 20 мм, бомбы, контейнеры неуправляемых снарядов и ракеты на шести подкрыльных замках с общей грузоподъемностью 1814 кг. Два центральных замка предназначены для подвешивания дополнительных топливных баков емкостью 567 или 1136 л каждый.

Рис. 2.68. Проекции экспериментального самолета «Скайрэй» F-6A.

Рис. 2.69. Проекции палубного истребителя– бомбардировщика «Скайлансер» F5D-1.

Летно-технические данные F-6A F5D-1

Размах крыла, м 10,21 10,4

Длина, м 13,92 15,3

Высота, м 3,96 3,96

Площадь несущей поверхности, м2 51,74 55,0

Масса пустого самолета, кг 7268 9700

Взлетная масса (ном/макс.), кг 9072/ 11300/…/11340

Грузоподъемность, кг 1814

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 2840/2272 3200/2272

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 175/219 205/…

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,51/1,89 1,961)

[Закрыть] /…

Максимальное число Маха 1,42) 1,42)

[Закрыть]

Максимальная скорость, км/ч 1211 14872)

[Закрыть]

Максимальная скорость у земли, км/ч 1159

Вертикальная скорость, м/с 81

Практический потолок, м 14630 16 800

Максимальная дальность, км 1530 2170

Радиус действия, км 320

1) Без форсирования.

2) Ориентировочные значения.

YF-107A фирмы «Норт Америкен» – одноместный истребитель– бомбардировщик – США, 1956 г.

Рис. 2.70. Истребитель-бомбардировщик YF-107A с надфюзеляжным воздухозаборником.

История создания. Когда оказалось, что принятый на вооружение в 1953-1954 гг. самолет F-100 не удовлетворяет новым требованиям ВВС США по скорости и грузоподъемности, фирма предприняла попытку его модификации. В результате была разработана модификация F-100B, которая существенно отличалась от своего прототипа как внешним видом, так и используемой силовой установкой. Позднее эта модификация получила обозначение YF-107A. Первоначальный заказ на создание девяти опытных образцов позднее был ограничен тремя самолетами, первый из которых был испытан 10 сентября, а последний-10 декабря 1956 г. В ноябре 1956 г. на первом опытном образце была достигнута скорость ? = 2. Тем не менее в следующем году было принято решение запустить в серийное производство самолет YF-105 фирмы «Рипаблик», что означало отказ от программы F-107. Два опытных образца были переданы исследовательскому центру NACA, а третий-музею в Дейтоне.

Описание самолета. Истребитель-бомбардировщик YF-107A представляет собой моноплан классической схемы со среднерасположенным крылом, угол стреловидности которого по передней кромке составляет 48°, а относительная толщина профиля равна 5,5%. Крыло оснащено расположенными вдоль всего размаха предкрылками и закрылками. Последние находятся в околофюзеляжных частях крыла (как и у самолетов F-100D/F). Управление осуществляется с помощью трехсекционных интерцепторов и полностью управляемого хвостового оперения. Размещение воздухозаборника над фюзеляжем позволило выдвинуть кабину пилота вперед, а также несколько отклонить вниз заостренную носовую часть фюзеляжа, что обеспечило отличную видимость спереди и по сторонам, особенно при полетах с большими углами атаки. Трехстоечное шасси (главные стойки с одинарными колесами, передняя со спаренными) убирается в фюзеляж.

Вооружение. Вооружение опытных самолетов состояло из четырех пушек калибра 20 мм, установленных парами по бокам передней части фюзеляжа, и подкрыльных замков общей грузоподъемностью 4500 кг. Самолет оснащен электронным оборудованием, позволяющим автоматически наводить его на воздушную цель по сигналам наземных служб ПВО.

Двигательная установка. На самолете вместо двигателя J57 прототипа использован турбореактивный двигатель J75-P-9 фирмы «Пратт– Уитни» тягой ~ 7500 кГ без форсирования и 11 113 кГ-с форсированием. Надфюзеляжный плоский регулируемый воздухозаборник имеет клиновидное центральное тело и два параллельных канала, которые в центральной части фюзеляжа сходятся в один канал круглого сечения. Топливные баки расположены в фюзеляже. Дополнительный бак (закрепляемый на подфюзеляжных замках) весьма характерной плосковыпуклой формы частично вписывается в геометрический контур фюзеляжа.

Рис. 2.71. Проекции истребителя-бомбардировщика YF-107A.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 11,15

Длина, м 18,54

Высота, м 6,0

Площадь несущей поверхности, м2 39,7

Максимальное число Маха 2,2 1)

[Закрыть]

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336

1) Проектные данные.