Сверхзвуковые самолеты, Цихош Эдмунд

Сверхзвуковые самолеты

на обложку

Цихош Эдмунд

Шрифт:

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.