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: 31 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

F-5 фирмы «Нортроп»-многоцелевой одноместный истребитель – США, 1959 г.

Рис. 2.96. Истребитель-перехватчик F-5A.

История создания. В 1954 г. фирма «Нортроп» провела исследования затрат, связанных с созданием и эксплуатацией американских истребителей так называемой 100-й серии. Анализ результатов исследований показал, что затраты по эксплуатации, обслуживанию и ремонту самолетов являются самыми высокими, причем уровень этих затрат находится в прямой зависимости от сложности конструкции и оборудования. В результате проведенного анализа затрат и потенциальных возможностей сбыта было принято решение приступить к разработке многоцелевого истребителя, который при меньших габаритах и массе, а также простой конструкции сохранял бы характеристики, отвечающие требованиям, выдвигаемым к самолетам этого класса. Работы над проектом самолета с фирменным обозначением N-156 были начаты в 1955 г. Однако в результате объявленного ВВС США конкурса на создание сверхзвукового учебно-тренировочного самолета, победителем которого стала фирма «Нортроп», приоритет был отдан тренировочной модификации Т-38. Лишь в 1958 г. Министерство обороны США поручило фирме вновь заняться самолетом.

Опытный образец истребителя с обозначением N-156F был облетан 30 июля 1959 г., а к августу 1960 г. была завершена программа приемо-сдаточных испытаний. В 1960-1961 гг. была осуществлена обширная программа эксплуатационных испытаний самолета в различных географических и погодных условиях дня и ночи. При этом преследовалась цель определения пригодности самолета в качестве многоцелевого истребителя (для воздушных боев, атак наземных целей и разведки), эксплуатируемого с различных аэродромов (в том числе и с наскоро приготовленных взлетно-посадочных полос). Новый самолет оказался первым американским истребителем, способным использовать грунтовые аэродромы. В серийное производство он поступил в 1963 г. и выпускается до настоящего времени.

Разработаны такие модификации самолета:

– истребитель-перехватчик и истребитель– бомбардировщик F-5A (облет первого серийного самолета состоялся 19.05.1964 г., выпущен 621 самолет), F-5C (май 1965 г., первоначальное обозначение F-5A-15), CF-5A (89 самолетов для Канады), NF-5A (75 самолетов для Голландии), SF-5A (35 самолетов для Испании, где им было присвоено военное обозначение С-9), F-5G (78 самолетов для Норвегии) и F-5E (11.08.1972 г.; в 1978 г. имелись заказы на изготовление 1021 самолета для 16 государств);

– двухместный учебно-боевой самолет F-5B (24.02.1964 г., 134 самолета), CF-5D (26 самолетов), NF-5B (30 самолетов), SF-5B (34 самолета) и F-5F (двухместная модификация F-5E с удлиненным фюзеляжем, облет 25.09.1974 г.; заказано свыше 100 самолетов);

– разведывательный самолет RF-5A (89 самолетов) и RF-5G (16 для Норвегии);

– опытный YF-5B-21 (28.03.1969 г., прототип для F-5E).

– истребитель F-5G «Тайгершарк», испытания которого завершаются, а поставка ВВС намечена на 1983-84 гг.

Во время работ над опытным образцом N-156F фирма дала самолету название «Фридом Файтер». В 60-х годах это название было предано забвению. В 1972 г. модификации F-5E было присвоено название «Тайгер» II. Первые экспортные поставки самолета (в Иран) начались 1.02.1965 г. В настоящее время самолеты F-5 находятся на вооружении 25 государств. По лицензии они изготовлялись в Канаде, Испании и на Тайване. В 60-х годах цена самолета F-5A составляла 950 000 долл. Цена модификации F-5E возросла до 1,6 млн. долл.

Описание самолета. F-5 представляет собой низкоплан с прямым трапециевидным крылом, имеющим удлинение 3,75, относительную толщину профиля 4,8% и угол стреловидности (по линии фокусов) 24°. В околофюзеляжных частях крыла стреловидность скачкообразно возрастает до 32°55' вследствие использования малоразмерного наплыва. Схема низкоплана позволила применить моноблочные полукрылья и центроплан, что снизило нагрузки на фюзеляж и облегчило его конструкцию.

Фюзеляж, выполненный с учетом правила площадей, разделен на три основные части.

Рис. 2.97. Проекции истребителя-перехватчика F-5A и учебно-боевого самолета F-5B.

В первой, носовой, находятся система управления огнем, радиоэлектронная и навигационная аппаратура, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Кабина оснащена катапультируемыми сиденьями класса 0-0. Остекление кабины состоит из двух частей, каждая из которых выполнена из одного листа стекла. Фонарь открывается механически (вверх-назад). Заслуживает внимания применение подвижного козырька, отодвигаемого вперед-вверх. Это облегчает доступ к приборной доске во время ремонта и обслуживания. В центральной части фюзеляжа расположены центроплан, топливные баки, воздухозаборники с воздушными каналами, рама крепления двигателей и киль, оканчивающийся дефлектором, выполненным в виде пластины, на которой крепится радиоантенна. Киль самолета трапециевидной формы, с небольшим рулем направления, сопряжен с обтекаемой надфюзеляжной надстройкой. Конструкция руля направления, элеронов, закрылков и хвостовых частей стабилизатора-многослойная с сотовым заполнением. Управляемый стабилизатор малой площади расположен в нижней части фюзеляжа, в плоскости крыла. Небольшого размаха и с большой хордой элероны расположены в центральных частях крыла. К механизации крыла относятся расположенные почти по всему размаху носовые щитки и небольшой длины щелевые закрылки. Тормозные щитки, выполненные в виде двух прямоугольных пластин, расположены под центральной частью фюзеляжа и управляются с помощью бустеров. Положение щитков может быть произвольным вплоть до момента их максимального отклонения на 46°.

Контейнер тормозного парашюта находится в хвостовой, верхней части фюзеляжа. Парашют закреплен таким образом, что направление действия тормозной силы во время пробега проходит через центр тяжести самолета, не вызывая при этом нежелательных дополнительных моментов.

Шасси-трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло и фюзеляж (колеса), передняя-вперед в фюзеляж. Положение шасси влияет на углы отклонения руля направления и элеронов. Полный угол отклонения элеронов (вверх и вниз) при выпущенном шасси составляет 60°, а при убранном 32,5°. Для руля направления эти значения соответственно составляют 30 и 12°. Увеличение возможных углов отклонения руля направления и элеронов при выпущенном шасси диктуется необходимостью обеспечения достаточной управляемости самолета при малых скоростях полета, индицируемых выпуском шасси.

Двигательная установка. Первые самолеты оснащались двумя турбореактивными двигателями J85-GE-13 фирмы «Дженерал электрик» тягой 12,10 кН (1234 кГ) без форсирования и 18,14 кН (1850 кГ) с форсированием. Позже стали применять усовершенствованные двигатели J85-GE-15 тягой 13,03-19,12 кН (1327-1950 кГ). На самолетах F-5E устанавливались двигатели J85-GE-21 тягой 14,32 кН (1460 кГ) и 22,23 кН (2267 кГ) каждый соответственно без форсирования и с форсированием. Боковые воздухозаборники с острыми входными кромками и устройством отвода пограничного слоя не регулируются. В 1965 г. на самолете применили впускные створки значительной площади, которые размещались по бокам фюзеляжа, на высоте входа в компрессор. Управляемые электрически, они обеспечивают подвод в двигатель дополнительного количества воздуха при скоростях полета менее 530 км/ч (преимущественно во время взлета и при выполнении виражей на больших высотах). Топливная система состоит из двух баков (емкостью 2207 л), расположенных в центральной части фюзеляжа. Каждый бак по автономной системе трубопроводов питает свой двигатель. Самолет может нести на 5 замках дополнительные баки общей емкостью 2082 л (под фюзеляжем 568 л, под крылом 2 ? 568 л и на концах крыла 2 ? ? 189 л; последние баки спроектированы в соответствии с правилом площадей).

Вооружение. Самолеты F-5 отличаются мощным и разнообразным для своих габаритов вооружением. Основным стрелковым вооружением являются две пушки М-39 калибра 20 мм, смонтированные в передней части фюзеляжа (боезапас – 280 снарядов на пушку). Кроме того, самолет может быть дополнительно вооружен спаренными пулеметами 7,62-мм калибра в контейнерах, закрепляемых на подкрыльных узлах (2-4 пулемета) с боезапасом по 1500 пуль на пулемет. Ракетное вооружение зависит от характера выполняемого задания и может состоять из управляемых ракет или НУРС. К основному ракетному вооружению относятся ракеты класса воздух – воз дух «Сайдуиндер» и класса воздух– земля «Булпап». На пяти замках (4 подкрыльных и 1 подфюзеляжный) можно подвешивать бомбы различных габаритов, массы и назначения, контейнеры со снарядами «Зуни», ракеты «Шрайк» или дополнительные топливные баки. Самолет не приспособлен для переноса ядерного оружия.

Летно-технические данные F-5A F-5E

Размах крыла, м 7,70 8,13

Длина, м 14,68 14,68

Высота, м 4,06 4,06

Площадь несущей поверхности, м2 15,79 17,30

Масса пустого самолета, кг 3667 4392

Взлетная масса (ном./макс.), кг 6080/9379 7030/ /10 922

Максимальная посадочная масса, кг 9006

Грузоподъемность, кг 2812 3175

Емкость топливных баков (внешн./внутр.), л 2207/2082 2563/2648

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 385/594 406/630

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,59/2,45 1,58/2,47

Максимальное число Маха 1,4 1,64

Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1487 1742

Максимальная скорость у земли, км/ч 1223

Посадочная скорость, км/ч 237 230

Вертикальная скорость, м/с 145 165

Практический потолок, м 15390 16 460

Максимальная дальность, км 2594 2860

Радиус действия (ном./макс.), км 314/898 222/1083

Продолжительность полета, ч 3,15

Длина разбега, м 808 640

Взлетная дистанция (при нормальной массе), м1113 914

Длина пробега, м 701 732

Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 1189 747-1417

Х -15 А фирмы «Норт Америкен» – одноместный экспериментальный самолет с ракетным двигателем – США, 1959 г.

Рис. 2.98. Экспериментальный самолет Х-15 на аэродроме.

История создания. В июне 1954 г. были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолетам для космических исследований. Эти требования касались проблем аэродинамики в диапазоне скоростей до M = = 7,0, устойчивости и управляемости, конструкции планера и его оборудования, двигателей, а также психофизиологических аспектов космических полетов. В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в результате которого в 1955 г. создание самолета было поручено фирме «Норт Америкен» в кооперации с двигателестроительной фирмой «Риэкшн моторз». Строительству и облету опытного образца предшествовали не только обычные аэродинамические и прочностные испытания, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0) и специальная подготовка пилотов. Будущие пилоты самолета Х-15 должны были выполнить 2000 «полетов» на тренажере, пройти испытания на центрифуге, в условиях высоких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (испытания в условиях невесомости проводились на транспортном самолете).

Первый из трех опытных образцов Х-15А был впервые показан публично 15.10.1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен первый полет Х-15 на подвеске соответствующим образом переоборудованного самолета «Боинг» В-52А (для испытаний трех самолетов Х-15 были подготовлены два В-52), а 8 июня были предприняты отделение Х-15 от самолета-носителя и его последующий планирующий полет. Испытание прошло успешно: самолет Х-15 совершил полет со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на дне высохшего соленого озера, находящегося на территории авиационной базы им. Эдвардса в Калифорнии. Первый полет с работающим двигателем (на втором опытном образце) был совершен 17.9.1959 г. Во время третьего полета этого самолета (6 ноября) в одной из камер двигателя произошел взрыв. Во время вынужденной посадки самолет потерпел аварию. Полеты (на первом опытном образце) были продолжены 4.02.1960 г. (третий был облетан 20.12.1961 г.). Во время испытаний самолет достиг следующих рекордных скоростей и высот полета:

– 4.08.1960 г. скорость 3514 км/ч; 12.08.1960 г. высота 41 605 м;

– 7.03.1961 г. скорость 4264 км/ч; 31.03.1961 г. высота 50300 м;

– 21.04.1961 г. скорость 5033 км/ч; 12.09.1961 г. скорость 5832 км/ч;

– 9.11.1961 г. скорость 6548 км/ч; 30.04.1962 г. высота 77 720 м;

– 17.07.1962 г. высота 95 935 м; 22.08.1963 г. высота 107 906 м.

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытного образца. Самолет был оснащен двумя дополнительными топливными баками и получил новое обозначение Х-15А-2. Первый (планирующий) полет на нем был совершен 28.6.1964 г. с пустыми баками, а первый полет с заправленными баками и работающим двигателем осуществлен лишь в ноябре 1965 г. Во время испытаний этого прототипа дважды были достигнуты рекордные скорости:

– 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч;

– 3 октября 1967 г. M = 6,72.

Программа исследований была завершена 20.2.1968 г. после выполнения 191 полета на всех трех опытных образцах. Все три пилота-испытателя получили такие же награды, как и американские космонавты. Первым награду получил Р. Уайт (за полет 17.07.1962 г.), затем Р. Раш– ворт (27.06.1963 г., высота 95 300 м) и Дж. Уолкер (за полет 22.08.1963 г.).

Рис. 2.99. Экспериментальный самолет Х-15А-2 с подвесным топливным баком.

Описание самолета. Х-15А представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиусом ~ 6 мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах. Крыло выполнено без кручения, а угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки. Система управления-комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая). Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзеляжный). Каждый киль имеет неподвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и отбрасывается перед посадкой. Неподвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отклонения щитков на угол 90° при полете с M = 2 на высоте 18 000 м тормозная сила достигает значения 53,94 кН (5500 кГ), а на высоте 46 000 м при M = 5,0 ее значение составляет 9,81 кН (1000 кГ). Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и клиновидный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные характеристики самолета при полетах на высоте свыше 36 000 м. Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (4 сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (2 сопла управления по тангажу и 2 управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу ~44,5 даН (45,4 кГ), а по крену ~ 17,8 даН (18,2 кГ). В целях увеличения безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы. Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо: аэродинамической-с помощью обычной ручки управления и педалей, а реактивной-двумя расположенными по бокам кабины рычагами.

Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса с овальным сечением; в ней размещается кабина пилота с монолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм.

Рис. 2.100. Х-15А под крылом самолета-носителя «Боинг» В-52.

Рис. 2.101. Х-15А-2 в полете после сброса подвесных баков.

Стекла разделены между собой воздушным пространством. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь открывается вверх-назад. Кабина оснащена катапультируемым сиденьем с двумя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия большого динамического давления. Пилот выполняет полет в высотном скафандре, изготовленном из пятислойной ткани, покрытой алюминиевой краской. В случае аварии на больших высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы выполняет роль капсулы. После этого пилот совершает обычное катапультирование. Носовая часть фюзеляжа второго опытного образца сначала имела заостренный передний обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в результате проведенной модификации всем самолетам были приданы «тупые носы», более оправданные при полетах с большими скоростями.

Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами. Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и двигателем. В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы оборудования и ниши уборки главных стоек шасси. Шасси – трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка-со спаренными колесами, главные-со стальными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной тележке.

Рис. 2.102. Проекции экспериментальных самолетов с ракетным двигателем Х-15А и Х-15А-2.

Основной целью проводившихся на Х-15 экспериментов являлось исследование условий полета на больших скоростях в верхних слоях земной атмосферы, и прежде всего исследование влияния больших скоростей и высоких температур на конструкцию планера и механические свойства материалов, оценка надежности контрольно-измерительной аппаратуры, управляемости самолета, связи с контрольными пунктами, реакции человека на состояние невесомости и перегрузок при возвращении на землю и т.п. Все это обусловило применение разнообразного оборудования и специальной конструкции планера самолета. Контрольно-измерительная аппаратура самолета (массой около 600 кг) насчитывала 650 датчиков температуры, 104 датчика аэродинамических сил и 140 датчиков давления, регистратор показаний 15 приборов кабины пилота, регистратор физиологических измерений и т.д. Все измеряемые данные посредством телеметрии передавались на землю. Для обеспечения работоспособности конструкции в условиях аэродинамического нагрева планер был выполнен из нержавеющей стали, сплавов никеля, титана и других жаропрочных материалов. Наибольшее применение нашел сплав инконель-Х, сохраняющий свои прочностные характеристики до температуры 590°С. Из него были выполнены обшивка, лонжероны крыла и переборки внутри баков, а также толстые носки крыла и оперения. Характерной особенностью планера Х-15 является широкое применение сварки. Этим методом выполнено около 65% всех соединений. Для лучшего отвода тепла с поверхности самолет покрашен специальной черной силиконовой краской, которая кратковременно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С. Самолет рассчитан на семикратные перегрузки (выполнение маневров в атмосфере допускается с перегрузкой 4).

Двигательная установка. На первом опытном образце (№ 2) были опробованы (в разных полетах) два четырехкамерных ракетных двигателя на жидком топливе фирмы «Риэкшн моторз» XLR-11 тягой 35,59 кН x 4 (3629 кГ x 4). На следующих двух опытных образцах уже устанавливались однокамерные двигатели (XLR99-RM-1 – на одном и XLR99-RM-2-Ha другом). На высоте 13 700 м однокамерный двигатель развивал максимальную тягу 253,55 кН (25 855 кГ); он имел диапазон регулирования тяги от 102,31 кН (10 433 кГ) до 266,90 кН (27 216 кГ). Двигатель XLR-11 работал на спирте и жидком кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а двигатель XLR99-RM-l/2-Ha аммиаке и жидком кислороде. Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытном образце Х-15А-2 была дополнена двумя подвесными баками (длиной 6,70 м и диаметром 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода). Заправка топливом осуществляется перед стартом Х-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы двигателя топливо сначала расходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах. Использование дополнительных топливных баков позволило увеличить время работы двигателя с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) используются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые располагаются за кабиной пилота. Кроме баков аммиака, жидкого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом двигателя в опытном образце Х-15А-2) размещены баллоны со сжатым гелием, используемым для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива, и жидким азотом, используемым в системе охлаждения кабины.