Сверхзвуковые самолеты
Шрифт:
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.
Размах крыла, м 12,09
Длина, м 20,55
Высота, м 5,49
Площадь несущей поверхности, м2 43,20
Масса
Взлетная масса (ном./макс.), кг 18 100//20900 1*
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*
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
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.
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* 2,0
Максимальная скорость полета, км/ч 2100
Максимальная продолжительность полета, мин 2* 25
1* Проектные данные.
2* На форсированном режиме работы двигателя.
Рис. 2.40. Проекции экспериментального самолета F.D.2.