Сверхзвуковые самолеты

Цихош Эдмунд

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) 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».

VJ 101c фирмы «EWR-Зюд»-одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки-ФРГ, 1963 г.

Рис. 2.114.

Одноместный экспериментальный самолет ВВП VJ-101C.

История создания. В 1959 г. западногерманские фирмы «Бельков», «Хенкель» и «Мессершмитт» объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн «EWR-Зюд». Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ101A (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ101B (четыре двигателя в фюзеляже с изменяемым направлением тяги). Однако к этому времени к самолету были предъявлены дополнительные требования по увеличению дальности полета на малых высотах (приспособление самолета для атаки наземных целей), что обусловило необходимость применения более экономичной двигательной установки. Для такого назначения была признана наиболее эффективной смешанная система, в которой часть двигателей используется только во время взлета, на переходных режимах и при посадке. Проект соответствующего самолета был обозначен VJ101C.

Параллельно с работами над опытным образцом VJ101CX-1 (подъемно-маршевые двигатели без форсажных камер) и Х-2 (с форсажными камерами) были предприняты исследования системы управления самолетом на режимах взлета, висения и посадки с помощью дифференциального изменения тяги двигателей. Для этой цели были созданы две специальные исследовательские модели (стационарная и летающая) в виде каркаса самолета. Исследования летающей модели проводились сначала на привязи, а начиная с 13.03.1962 г. и в свободном полете. Геометрические параметры модели, ее центровка, положение двигателей (в вершинах треугольника, центр тяжести которого приближенно совпадал с центром тяжести самолета), кабины пилота и шасси соответствовали схеме самолета VJ101CX-1. При исследованиях влияния земли на процесс взлета и посадки к силовой раме каркаса снизу прикреплялся брезентовый чехол. После проведения наземных испытаний образца самолета на зависание (с телескопической системой зависания) 10.04.1963 г. был осуществлен первый полет с зависанием. После проведения исследований режима висения и подбора оптимальных параметров автопилота 31 сентября были начаты пробные полеты с нормальным взлетом. Испытания с поворотом двигательных гондол проводились сначала на высоте 2000 м (из соображений безопасности), а затем в диапазоне 70-90° вблизи от земли. Первый полет с вертикальным взлетом и посадкой был осуществлен 8 октября 1963 г., а 29.07.1964 г. была достигнута сверхзвуковая скорость (М = 1,04). Летные исследования первого опытного образца Х-1 были прерваны катастрофой, которая произошла 14.09.1964 г. Во время взлета на высоте 10 м и при скорости 250 км/ч система управления отказала, в результате чего самолет упал на взлетно-посадочную полосу и загорелся. После пробега ~ 1600 м самолет остановился; пожар был потушен. Пилот спасся путем своевременного катапультирования. Пробные полеты опытного образца Х-2 начались 27.10.1964 г., 10.10.1965 г. был осуществлен первый полет с включенными форсажными камерами, но лишь 21.04.1971 г. удалось достичь максимальной скорости, соответствующей ? = = 1,14. Исследования самолета VJ101C Х-2 были завершены 27 мая 1971 г., когда состоялся его 325-й полет. После этого самолет был передан в музей г. Мюнхена.

Описание самолета. Самолет VJ101C представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом малого удлинения. Многолонжеронное крыло, оснащенное закрылками и элеронами, крепится к фюзеляжу с помощью шести болтов. В носовой части фюзеляжа, выполненной по образцу самолета F-104G, находятся телеметрическое оборудование, которое используется при летных испытаниях, и герметическая кабина пилота с катапультируемым креслом класса 0-0. Неподвижная передняя и откидываемая в сторону основная часть фонаря выполнены (каждая) из одного листа стекла. Центральная часть фюзеляжа выполнена в соответствии с правилом площадей. В ней находятся два главных мягких топливных бака и ниши уборки главных стоек шасси. В хвостовой части фюзеляжа опытного образца Х-2 находятся топливный бак и отсек с тормозным парашютом. Трехколесное неубираемое шасси у самолета Х-1 (убираемое назад, в фюзеляж, у Х-2) рассчитано на посадку с вертикальной скоростью до 3,5 м/с.

Рис. 2.115. Проекции одноместного самолета ВВП VJ-101C.

Конструкция планера самолета выполнена главным образом из сплава алюминия; отдельные элементы конструкции, работающие при повышенных температурах, изготовлены из стали или титана. Одним из интересных и новаторских решений является использование смешанной системы управления. Система аэродинамического управления нормального типа состоит из элеронов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения с подфюзеляжным килем. На режимах вертикального взлета, посадки и зависания используется реактивное управление (тягой двигателей). Ручка управления непосредственно соединена с рычагом газа двигателей.