Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 32 (всего у книги 42 страниц)

М -50– стратегический трехместный бомбардировщик конструкции В.М. Мясищева-СССР, 1960 г.

Рис. 2.103. Стратегический бомбардировщик М-50 на аэродроме (а) и в полете в сопровождении истребителя МиГ-21 (б).

История создания. В середине 50-х годов конструкторское бюро, возглавляемое В. М. Мяси– щевым, приступило к разработке сверхзвукового тяжелого бомбардировщика дальнего действия. Предшественником М-50 был околозвуковой самолет, выпускавшийся в двух модификациях, известных под обозначениями 103-М и 201-М (семь мировых рекордов скорости-1028,66 км/ч в полете по замкнутому 1000-км маршруту с грузом 1000-25 000 кг и высоты-15 317 м с грузом 10000 кг; пять рекордов высоты-13 121 м с грузом 35 000-55 000 кг). Облет последней модификации-201-М-был совершен в 1955 г.

От своих предшественников М-50 заимствовал характерные очертания, внушительные размеры, большие грузоподъемность и дальность. Бомбардировщик предназначался для нанесения ударов по стратегически важным объектам в глубине территории противника.

В процессе создания самолета были решены проблемы, связанные с герметизацией больших объемов крыла и фюзеляжа, изготовлением крупногабаритных прессованных панелей и секций планера, разработкой термостойких материалов, проведением необходимых аэродинамических исследований. Большое внимание в процессе разработки самолета уделялось созданию надежной и удобной в эксплуатации и обслуживании системы управления. Всего были выпущены два опытных образца самолета, различавшихся габаритными размерами, летно-техниче– скими показателями и незначительно внешним видом. Облет самолета состоялся в 1960 г., а официальный его показ был осуществлен на воздушном параде в Тушино в августе 1961 г. В серийное производство запущен не был в связи с изменением тактико-технических требований к самолету.

Описание самолета. М-50 выполнен по классической схеме с треугольным высокорасположенным крылом и стреловидным хвостовым оперением. Крыло самолета -много лонжерон– ной конструкции с отрицательным поперечным V и относительной толщиной профиля (типа ЦАГИ) около 3,5%-имеет угол стреловидности по передней кромке 55° в корневых частях и 48° в концевых. Передняя кромка крыла прямолинейная с изломом в месте изменения стреловидности; задняя – острая, прямолинейная. Крыло оборудовано выдвижными щелевыми закрылками, расположенными на внутренних частях консолей крыла, и элеронами. На верхней поверхности крыла установлены аэродинамические гребни, являющиеся как бы продолжением пилонов двух соответствующих двигательных гондол. Остальные два двигателя располагаются в гондолах, закрепленных на торцевых концах крыла. Такое расположение четырех двигателей позволило, с одной стороны, получить аэродинамически «чистое» крыло, обладающее более высокими характеристиками, и, разгрузив его, соответственно уменьшить массу. С другой стороны, использованная компоновка дала возможность применить более эффективные лобовые воздухозаборники.

Круглого сечения фюзеляж с большим миделевым сечением выполнен в соответствии с правилом площадей. В носовой части, имеющей оживальную форму, расположены аппаратура РЛС, кабина экипажа, оборудованная катапультируемыми сиденьями класса 0-0, и отсек оборудования. Фонарь кабины снабжен передним остеклением из двойных наклонных плит закаленного стекла и боковыми иллюминаторами. В центральной части фюзеляжа размещаются ниши уборки основных стоек шасси, бомбовый отсек и топливные кессон-баки. Бомбовый отсек длиной более 10 м закрывается створками. В верхней части фюзеляжа расположен центроплан с болтовым креплением консолей крыла. К хвостовой части фюзеляжа крепятся поворотный киль и управляемый стабилизатор.

Рис. 2.104. Проекции трехместного стратегического бомбардировщика М-50.

Шасси самолета-велосипедного типа, с главными стойками, убираемыми в фюзеляж (передняя вперед, задняя назад), и поддерживающими, которые убираются в специальные ниши, расположенные в концевых сечениях крыла рядом с гондолами внешних двигателей. Главные стойки оборудованы 8-колесными тележками с пневматиками высокого давления, поддерживающие – спаренными колесами.

В конструкции самолета широко использованы алюминиевые и титановые сплавы.

Двигательная установка. Самолет М-50 имеет 4 турбореактивных двигателя с форсажными камерами. Двигатели размещаются в индивидуальных гондолах. Воздухозаборники-лобовые, сверхзвуковые, нерегулируемые. Выходные сопла двигателей регулируемые, эжекторного типа. Топливо размещается в фюзеляжных и крыльевых кессон-баках.

E -l66-одноместный экспериментальный самолет с турбореактивным двигателем конструкции А. И. Микояна-СССР, 1961 г.

Рис. 2.105. Рекордный самолет Е-166 на аэродроме «Домодедово».

История создания. Показанный впервые публично на выставке советского авиационного оборудования в 1967 г. на подмосковном аэродроме «Домодедово», самолет Е-166 вызвал понятный интерес у посетителей, ибо до этого времени был известен лишь по сообщениям в печати об установленных им рекордах. Разработка самолета была начата в 1959 г., а уже спустя два года был установлен первый рекорд. 7.10.1961 г. А. Федотов в полете по замкнутому 100-километровому маршруту достиг на нем средней скорости 2401,0 км/ч. В следующем году на самолете Е-166 был установлен рекорд скорости на базе 15-25 км (2681,0 км/ч) и рекорд высоты в горизонтальном полете (22 670 м). В первом из этих рекордных полетов самолет на некоторых отрезках маршрута развивал скорость 2730 км/ч, а в третьем-постоянную скорость около 2500 км/ч на базе 15 км. При установлении второго рекорда измеренная скорость полета самолета в одном направлении превышала 3000 км/ч. Температура окружающего воздуха во время этого полета составляла около – 60° С, а на острие конуса воздухозаборника-около + 300°С. Экспериментальная эксплуатация самолета Е-166 позволила получить важный опыт полетов при сверхзвуковых скоростях.

Описание самолета. Самолет Е-166 создавался на базе рекордного самолета Е-66, от которого он, обладая иными габаритами и силовой установкой, сохранил тем не менее типичную для самолетов А. И. Микояна классическую схему с треугольным крылом. От других советских самолетов того времени он отличается наличием надстройки в верхней части фюзеляжа, являющейся продолжением геометрического контура фонаря кабины пилота. На первом этапе испытаний Е-166 имел в передней части фюзеляжа дестабилизатор. Однако результаты испытаний показали, что самолет является нормально устойчивым и управляемым и при «гладком» контуре.

Двигательная установка. Согласно представленному в ФАИ протоколу, на самолете используется двигатель ТРД Р. 166 тягой 98,07 кН.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 8,0

Длина, м 15,5

Площадь несущей поверхности, м2 39,0

Взлетная масса, кг 15 500

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 397

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 1,58

Максимальная скорость, км/ч 3000

Потолок, м 22 670

Рис. 2.106. Проекции самолета Е-166.

Т .188 фирмы «Бристоль» – одноместный экспериментальный самолет-Великобритания, 1962 г.

Рис. 2.107. Опытный образец экспериментального самолета Т.188.

История создания. В 1955 г. в Великобритании была образована комиссия для координации работ над сверхзвуковым пассажирским самолетом. После нескольких лет исследований был сделан вывод о целесообразности разработки самолета со скоростью примерно ? = 2. Для самолета была принята схема «бесхвостка» с треугольным крылом. Из нескольких предварительных проектов был выбран ВАС 223, разработанный в 1960 г. фирмой «Бристоль», являющейся одним из отделений концерна ВАС. В целях проведения необходимых аэродинамических исследований в это же время была начата разработка экспериментальных самолетов: сверхзвукового Т.188 и дозвукового HP 115 фирмы «Хэндли-Пейдж». Несколько позже развернулись работы и над сверхзвуковым пассажирским самолетом ВАС 221. Первые два самолета предназначались для исследования явлений, сопутствующих строго определенным скоростям, а третий-для определения свойств оживального крыла как наиболее подходящего для пассажирского самолета.

Первые данные о самолете Т.188 были опубликованы в октябре 1958 г., модель была показана в 1960 г., первый опытный образец был построен в 1961 г., а его облет совершен 14 апреля 1962 г. В общей сложности были построены два опытных образца (второй облетан 29.04.1963 г.). Программа разработки самолета включала исследования (на ракетных моделях) вибраций крыла с двигательными гондолами. Информация о результатах таких летных испытаний в широком диапазоне скоростей телеметрически передавалась на землю. Самолет предназначался в основном для исследования аэродинамического нагрева, работы турбореактивных двигателей, их воздухозаборников и воздушных каналов при больших сверхзвуковых скоростях полета.

Описание самолета. Т.188 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан, имеющий прямое крыло с относительной толщиной 4% и переменной кривизной передней кромки. Угол стреловидности передней кромки изменяется от 9° (на участках крыла между гондолами и фюзеляжем) до 38° (за гондолами) и 64° (в концевых частях). Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена путем значительного ее выдвижения вперед. Как показывают исследования в аэродинамической трубе, применение передней кромки такого типа на прямом крыле позволяет получить хорошие аэродинамические характеристики в области околозвуковых скоростей и малое волновое сопротивление при полете со сверхзвуковыми скоростями. Крыло оснащено закрылками (между гондолами) и элеронами с роговой компенсацией. Последние можно рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обычными закрылками. Такое конструктивное решение обеспечивает высокую эффективность управления во всем диапазоне рабочих скоростей и малые управляющие усилия. Система управления элеронами обладает передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в диапазоне ± 12,5° при малых скоростях (до ? = 0,3) и постепенное уменьшение угла до ± 4,8° при возрастании скорости полета до крейсерской. Аналогичная система управления с регулируемым передаточным отношением использована в каналах рыскания и тангажа (от + 25 до + 1,5°). Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме с управляемым стабилизатором.

Фюзеляж большого удлинения с овальной формой поперечного сечения позволяет разместить пилота в сидячем положении, а колеса главных стоек шасси-в вертикальном положении. В хвостовой части фюзеляжа расположены два тормозных щитка, а в его конце-контейнер с парашютом. Шасси трехстоечное. Передняя стойка-со спаренными колесами-убирается вперед, главные-с одинарными-в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во время убирания главных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на 90°.

Планер самолета почти полностью выполнен из нержавеющей стали с применением клепки и сварки. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения наружных (под воздействием аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) элементов конструкции использованы легкие сплавы. Стенки лонжеронов выполнены из гофрированной стали.

Рис. 2.108. Проекции самолета Т.188.

Двигательная установка. На самолете используются два турбореактивных двигателя «Джайрон Джуниор» DGJ.10R фирмы «Бристоль– Сиддли» тягой 44,47 кН (4535 кГ) каждый. Использование форсажной камеры, работающей при температуре 2000 К, позволяет увеличить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М = 2,5 на высоте 12000 м тяга форсированного двигателя составляет 88,26 кН (9000 кГ). Двигатели размещены в цилиндрических гондолах (диаметром ~ 1,2 м) с регулируемыми лобовыми воздухозаборниками и впускными и выпускными створками. Взаимное расположение воздухозаборников и заостренной носовой части фюзеляжа таково, что система косых скачков уплотнения оказывается оптимальной при больших сверхзвуковых скоростях полета. Значительное выдвижение передних частей гондол вперед по сравнению с передней кромкой крыла, а также использование модульной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют легко заменять воздухозаборники, а в перспективе даже и двигатели (в зависимости от результатов испытаний).

Летно-технические данные

Размах крыла, м 10,69

Длина, м 21,64

Высота, м 4,06

Площадь несущей поверхности, м2 36,83

YF-12A/SR-71A– двухместный самолет-разведчик – США, 1962 г.

Рис. 2.109. Двухместный опытный самолет YF-12A.

История создания. 29.02.1964 г. в печати США появилось сообщение, что фирма «Локхид» построила новый истребитель-перехватчик А-11, развивающий скорость свыше 3200 км/ч на высоте около 21 ООО м. Однако, по мнению обозревателей, этот самолет предназначался для целей стратегической разведки в качестве преемника известного разведывательного самолета U-2. Это мнение обосновывалось тем фактом, что как U-2, так и А-11 были разработаны на фирме «Локхид» одним и тем же конструктором (Ч. Джонсоном). Разработка и строительство самолета держались в строгом секрете, и общественность узнала о нем (по частным фотоснимкам в газетах) лишь тогда, когда самолет проходил летные испытания. Впоследствии стало известно, что самолет действительно проектировался для разведывательных целей, а проектные работы были начаты уже в 1958 г. после объявления конкурса, в котором, кроме «Локхид», принимали участие фирмы «Конвэр», «Боинг» и «Норт Америкен».

Работы по созданию самолета были развернуты в 1959 г., а в 1961 г. были изготовлены первые элементы его конструкции. Точная дата облета первого образца долго не сообщалась. Лишь в 70-х годах стало известно, что самолет был облетан 26.04.1962 г. Представителям прессы самолет был продемонстрирован 1.10.1964 г.; впоследствии ему было присвоено военное обозначение YF-12A, а после модификации-SR-71. В общей сложности были разработаны и построены следующие разновидности этого самолета:

– образец истребителя-перехватчика дальнего проникновения, обозначенный YF-12A (до этого А-11); изготовлены три опытных экземпляра этого самолета, на которых в 1965 г. было установлено несколько мировых рекордов;

– стратегический самолет-разведчик SR-71A; разработка самолета началась в феврале 1963 г., облет опытного образца состоялся 22.12.1964 г., первые самолеты поступили на вооружение в январе 1966 г. Во время перелета через Атлантический океан на выставку летного оборудования в Фарнборо (Великобритания) 1.09.1974 г. самолет установил рекорд, пролетев трассу в 5584 км (приблизительно соответствующую трассе Нью-Йорк-Лондон) за время 1 ч 54 мин 56,4 с;

– тренировочный самолет SR-71B (самолет SR-71A, приспособленный для целей обучения) и SR-71С -усовершенствованная после катастрофы модификация учебно-тренировочного самолета.

Согласно опубликованным в 1973 г. данным, было построено 24 самолета; стоимость всей программы составила свыше 1 млрд. долл.

Описание самолета. Самолет представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка». Треугольного контура крыло изготовлено с применением профилей относительной толщины 3,2%. Передняя кромка имеет положительную стреловидность 60°, а задняя выполнена с отрицательным углом стреловидности 10°. Для конструкции крыла характерны дополнительные наплывы, располагаемые по всей длине (в модификации SR-71) передней части фюзеляжа и на выступающих вперед относительно крыла частях гондол. Первые из них создают дополнительную подъемную силу во время полета со сверхзвуковыми скоростями, уменьшая перемещение центра давления назад. Вторые же предназначены для улучшения характера обтекания концевых частей крыла, значительно искривленных книзу. Фюзеляж длинный, с плоской нижней частью. В носовой секции самолета (под кабиной экипажа) находятся отсек оборудования и четыре отсека с вооружением. Почти вся остальная часть фюзеляжа занята топливными баками.

Рис. 2.110. Модифицированный двухместный разведывательный самолет SR-71A.

Рис. 2.111. Проекции самолета SR-71A.

Двухместная кабина экипажа с креслами пилота и оператора электронной аппаратуры, расположенными друг за другом, оснащена катапультируемыми сиденьями (первоначально предполагалось использование капсул) и индивидуальными фонарями, открываемыми вверх– назад. Шасси трехстоечное; основные стойки, с тройными колесами на общей оси (единственная такого рода конструкция в рассматриваемой группе самолетов), убираются в центроплан.

Другой особенностью самолета является способ обеспечения путевой устойчивости. Фирма «Локхид» избрала способ, основывающийся на применении многокилевого вертикального оперения и соответствующей формы фюзеляжа. В самолете использованы разнесенное двухкиле– вое оперение на двигательных гондолах, расположенное под углом 20° по отношению к плоскости симметрии самолета, подкрыльные неподвижные аэродинамические направляющие, сдвинутые назад к поверхностям рулей, подвижный подфюзеляжный киль, выпускаемый сразу после взлета и убираемый перед посадкой, а также характерная для многих сверхзвуковых самолетов обтекаемая законцовка фонаря кабины экипажа, продолжающаяся вплоть до места соединения центроплана с фюзеляжем. Система продольно-поперечного управления состоит из элеронов (расположенных на концах крыла) и руля высоты. В самолете не использованы ни средства механизации крыла, ни тормозные щитки. Планер самолета на 95% изготовлен из сплавов титана.

Самолет SR-71 отличается от YF-12A большей длиной и измененной формой передней части фюзеляжа, удлиненной (с целью увеличения емкости топливной системы) хвостовой частью фюзеляжа, отсутствием подкрыльных аэродинамических направляющих и подвижного подфюзеляжного киля.

Двигательная установка. Самолет оснащен двумя турбореактивными двигателями J.58 (JT11D-20B) фирмы «Пратт-Уитни» с форсажной тягой по 144,55 кН (14 740 кГ), устанавливаемыми в крыльевых гондолах диаметром 1,77 м и длиной 14,05 м. На самолете примеиены регулируемые лобовые воздухозаборники с коническим центральным телом и выходные регулируемые устройства с флюгерными эжекторами. Гондолы размещены таким образом, что большая их часть находится над крылом, а их продольная ось отклонена на несколько градусов вниз относительно оси фюзеляжа. На гондолах расположены створки в области входного канала, служащие для подвода дополнительного воздуха к двигателю (в условиях работы на земле или при полете на малых скоростях), а также в области форсажной камеры, через которые подается дополнительный воздух. Это позволяет уменьшить требуемый диапазон регулировки положения конического центрального тела относительно входной кромки воздухозаборника.

Рис. 2.112. Проекции самолета YF-12A.

Летно-технические данные (SR-71A)

Размах крыла, м 16,95

Длина, м 32,74

Высота, м 5,64

Площадь несущей поверхности, м2 167,23

Масса пустого самолета, кг 27 215

Взлетная масса (ном./макс.), кг 63 505/77110

Емкость внутренних топливных баков, кг 36 290

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 380/461

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,19/2,67

Максимальное число Маха 3,0

Максимальная скорость на высоте 24000 м, км/ч 3220

Взлетная скорость, км/ч 370

Посадочная скорость, км/ч 334

Практический потолок, м 24400

Максимальная 1)

[Закрыть] дальность, км 4800

Радиус действия, км 1930

Продолжительность полета, ч 1,5

Длина разбега, м 1646

Взлетная дистанция при номинальной массе, м 2745

Длина пробега, м 1097

Посадочная дистанция при номинальной массе, м 1830

1) С однократной дозаправкой в полете.

«Мираж-Бальзак» фирмы «Дассо» – одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки– Франция, 1963 г.

История создания. Работа над самолетом «Бальзак» в кооперации с предприятиями «Сюд авиасьон» была начата в 1960 г. Программа разработки была разделена на два основных этапа. Первый из них охватывал проектирование, строительство и экспериментальные исследования опытного образца самолета «Мираж» III 001, предназначавшегося для приобретения опыта пилотирования самолетов ВВП с отдельной подъемной двигательной установкой. Так как при разработке самолета не требовалось обеспечения максимальной скорости полета, была применена тяговая двигательная установка, позволяющая осуществлять взлет, полет и посадку и с дозвуковой скоростью. Опытный образец под названием «Мираж III-Бальзак» был испытан на привязи 13.10.1962 г., а его облет по полной программе (вертикальный взлет, горизонтальный полет и вертикальная посадка) был выполнен в марте 1963 г. На этом самолете был осуществлен довольно широкий круг полетных исследований, которые в 1964 г. были прерваны аварией. После ремонта самолета исследования продолжались. Они закончились в 1965 г. на 125-м полете катастрофой, во время которой «Бальзак» был полностью уничтожен. Эта катастрофа была вызвана потерей поперечной устойчивости во время посадки самолета.

Новый опытный образец боевого самолета с большими габаритами и массой и с другой двигательной установкой получил сначала обозначение «Мираж» III-V, а затем-«Мираж» V.

Описание самолета. Опытный образец «Бальзак» создавался главным образом для проведения летных испытаний тяговой двигательной установки и системы управления, используемой во время вертикального взлета и посадки, а также для исследования переходных режимов и горизонтального полета при малых скоростях. Истребитель-бомбардировщик «Мираж» III-V предназначался для разведки и нанесения ядерного удара по территории противника с высоты порядка 150 м при полете со сверхзвуковой скоростью. Необходимость выполнения двух столь разнородных задач предопределила габариты, взлетную массу и оборудование самолета. С целью более быстрого решения проблемы вертикального взлета и посадки при разработке нового самолета был использован планер существующего самолета «Мираж», оснащенный соответствующей двигательной установкой и системой управления, необходимой для выполнения различных стадий полета.

Самолет «Бальзак» является модификацией опытного самолета-истребителя «Мираж» III 001 с дополнительно установленными турбореактивными двигателями вертикальной тяги. Эти двигатели расположены в центральной части фюзеляжа, в том месте, которое предназначалось в самолете «Мираж» III 001 для топливных баков. По своему внешнему виду самолет отличается от «Миража» III лишь жа– люзями, которые закрывают воздухозаборники и сопла подъемных двигателей. Система шасси осталась без изменений. Однако в самолете «Бальзак» отказались от убирания шасси и применили (на главных стойках) спаренные колеса. Стойку переднего шасси значительно удлинили, а стойки главного шасси усилили дополнительными раскосами. Из-за неэффективности аэродинамического управления при полетах на малых скоростях использована реактивная система управления, работающая на сжатом воздухе. Воздух подается от компрессоров подъемных двигателей и по специальным трубопроводам поступает к 10 соплам, которые располагаются в передней и задней частях фюзеляжа (управление по тангажу), в консолях крыла (управление по крену) и по обеим сторонам киля (управление по курсу).

Двигательная установка. На самолете применена силовая установка с восемью подъемными и одним тяговым (маршевым) двигателями. В самолете «Бальзак» применены подъемные двигатели RB.108 фирмы «Роллс-Ройс» общей тягой 70,61 кН (7200 кГ), установленные вертикально соплами вниз. Рядом с ними в фюзеляже размещены топливные баки емкостью 1600 л, что обеспечивает зависание в течение 12 мин или 20-минутный поступательный полет (при вертикальном взлете и посадке). В крейсерском режиме полета используется маршевый турбореактивный двигатель «Орфей» фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 21,57 кг (2200 кГ).

Летно-технические данные

Размах крыла, м 7,58

Длина, м 12,80

Высота, м 4,25

Площадь несущей поверхности, м2 29,00

Масса пустого самолета, кг 4835

Номинальная взлетная масса, кг 6100

Емкость внутренних топливных баков, л 1600

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 210

Отношение массы самолета к тяге маршевого двигателя, кг/даН 2,82

Рис. 2.113. Проекции одноместного экспериментального самолета ВВП «Мираж-Бальзак».