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;
