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