Читаем без скачивания Сверхзвуковые самолеты - Эдмунд Цихош

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании 1) кг/даН 1,08

Максимальное число Маха 1) 2,0

Максимальная скорость 1) , км/ч 2125

Вертикальная скорость 1) , м/с 200

Практический потолок 1) , м 15000

1) Проектные данные с двигателем Е-300.

ВАС 221 корпорации «Бритиш эркрафт» – одноместный экспериментальный самолет с оживальным крылом- Великобритания, 1964 г.

Рис. 2.119. Экспериментальный одноместный самолет ВАС 221 с опущенной носовой частью фюзеляжа.

История создания. В сентябре 1958 г. британская фирма «Фэри» выступила с предложением создать экспериментальный самолет (на базе самолета F.D.2) с целью исследования крыла новой формы, которое использовано в проекте пассажирского сверхзвукового самолета, разработанном ранее фирмой «Хоукер Сиддли». Однако лишь в июле 1960 г. программа была конкретизирована. Разработка и строительство прототипа были поручены фирме «Бристоль эркрафт», входящей в корпорацию ВАС. Фирма представила два варианта модификации самолета F. D.2; в первом из них предусматривалась лишь замена треугольного крыла оживальным, а во втором предполагалось также увеличить длину фюзеляжа и изменить конструкцию шасси. Для реализации был принят второй вариант, обозначенный предварительно «Бристоль» ?.221. Конструкторские работы были развернуты в апреле 1961 г. Им предшествовал повторный облет (5.09.1960 г.) уже законсервированного первого опытного образца самолета F. D.2. Реконструкция планера была завершена в июле 1963 г., а облет нового самолета состоялся 1.05.1964 г. Результаты проведенных исследований при малых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета впоследствии были использованы в проекте самолета «Конкорд».

Описание самолета. ВАС 221 представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» среднеплан, оживальное крыло которого имеет минимальную стреловидность передней кромки 65° и относительную толщину 4,5%. В дополнение к большей относительной толщине крыла и изменению формы передней кромки задней кромке крыла придана небольшая положительная стреловидность, а размах крыла уменьшен, что привело к уменьшению удлинения до значения 1,28. Конструкция крыла – многолонжеронная с применением монолитных панелей.

За счет вставки новой секции перед двигателем фюзеляж удлинен на 1,83 м. Кабина оснащена модифицированным катапультируемым сиденьем МкЗ фирмы «Мартин Бейкер» с ракетным ускорителем. Угол наклона кресла вперед на режимах взлета и посадки уменьшен до 8°. Существенной реконструкции подверглось и шасси. В передней стойке использованы реконструированная опора с самолета «Ганнет» и спаренные колеса с самолета F. D.2. В качестве главных стоек шасси использованы соответствующие узлы с самолета «Лайтнинг». Передняя стойка убирается назад, главные-вперед при одновременном повороте колес (давление в пневматиках 1,24 МПа) на 90° и полном убирании их в консоли крыла. Управление самолетом ВАС 221 осуществляется аналогично управлению самолетом F.D.2, т.е. с помощью элеронов (расположенных в концевых частях крыла), рулей высоты (в прифюзеляжных частях) и руля направления. Управление всеми рулями осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей, причем сервоприводы элеронов расположены за контуром профиля, в специальных подкрыльных обтекателях. В системе управления элеронами и рулем направления использован механизм, обеспечивающий начальную установку их положения. В нейтральной позиции ручки управления элероны остаются отклоненными на угол 2° вверх. Передаточное число между углами отклонения ручки и элеронов (а также руля высоты) составляет 2:1. Во время посадки возможно отклонение рулей высоты на угол 13° вверх или 8,5° вниз, элеронов соответственно на 10° и 11°, а руля направления на 15°. Самолет оснащен четырехсек- ционными тормозными щитками и парашютом.

Двигательная установка. На самолете использован турбореактивный двигатель «Эвон» RA.28R фирмы «Роллс-Ройс» с тягой на форсаже 49,03 кН (5000 кГ), который получен путем оснащения форсажной камерой двигателя RA.28 тягой 44,48 кН (4536 кГ). Изменение формы крыла потребовало реконструкции воздухозаборников и воздушного канала. Были применены два подкрыльных, полуэллиптических нерегулируемых воздухозаборника. Топливо размещено в крыльевых кессон-баках и в одном фюзеляжном баке, расположенном за нишей передней стойки шасси.

Рис. 2.120 Проекции одноместного экспериментального самолета BAC 221 с оживальным крылом

Размах крыла, м 7,62

Длина, м 17,56

Высота, м 3,57

Площадь несущей поверхности, м2 45,52

Масса пустого самолета, кг 7458

Взлетная масса (ном./макс.), кг 8400/9063

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 184/199

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,71/1,85

Максимальное число Маха 1,6

Максимальная скорость, км/ч 1700

Минимальная скорость, км/ч 212

Посадочная скорость, км/ч 283-315

«Валькирия» ХВ-70 фирмы «Норт Америкен»- двухместный экспериментальный самолет (четырехместный бомбардировщик стратегической авиации)-США, 1964 г.

Рис. 2.121. Экспериментальный самолет ХВ-70А с опущенными концевыми частями крыла.

История создания. В конце 1954-начале 1955 гг. были разработаны требования ВВС США (WS110A) к самолету-преемнику околозвукового стратегического бомбардировщика «Боинг» В-52. В апреле 1955 г. была создана группа по изучению возможностей реализации этих требований, а в ноябре с фирмами «Боинг» и «Норт Америкен» были подписаны соглашения на разработку предварительного проекта. В январе 1958 г. ВВС США заключили с фирмой «Норт Америкен» контракт на строительство 62 самолетов (12 опытных и предсерийных самолетов, 50 самолетов для первого боевого подразделения стратегической авиации). При этом облет первого опытного образца был запланирован на январь 1962 г., а первого серийного самолета – на 1965 г. Параллельно был заключен контракт с фирмой «Дженерал электрик» на разработку турбореактивного двигателя J93, использующего обычное или бороводородное топливо. Стоимость программы оценивалась в 3,3 млрд. долл. Самолет получил обозначение «Валькирия» В-70.

В апреле 1959 г. комиссия ВВС США оценила макет, проект и изготовленные части самолета, а в декабре 1959 г. правительство США аннулировало всю программу В-70. Однако уже в январе 1960 г. вновь было принято решение возобновить работы, но программа ограничивалась созданием только двух опытных образцов (без боевых подсистем) для проведения исследований, результаты которых могли бы быть использованы при проектировании других сверхзвуковых самолетов (прежде всего пассажирского). Новый самолет с измененными конструкцией и оборудованием получил обозначение ХВ-70А.

Строительство первого опытного образца ХВ-70-01 было завершено в мае 1964 г., а его облет состоялся 21.09.1964 г. Второй опытный образец (ХВ-70-02) был испытан в полете 17.07.1965 г. В первом полете самолета 01 была достигнута скорость 604 км/ч, во втором-930 км/ч, а в третьем-1185 км/ч. Проектная крейсерская скорость (М = 3) была достигнута 14.10.1965 г. во время 17-го полета на высоте 21 335 м. Опытный образец 02 постигла неудача: 8.07.1966 г. над полигоном-пустыней Мохаве он столкнулся с сопровождавшим его в полете истребителем F-104. Опытный образец 01 после выполнения серии пробных полетов в 1966-1968 гг. был передан 4.02.1969 г. в музей авиации. В создании самолета принимало участие примерно 20000 предприятий, из них только крылом занималось около 8000. На разработку и исследования самолета было затрачено 14,5 млн. инженерных человеко-часов и израсходовано 1,3 млрд. долл.

Описание самолета. «Валькирия» представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом и дополнительным управляемым дестабилизатором (передним крылом), расположенным в передней части фюзеляжа. Основное крыло относительной толщины 2,5% и стреловидности по передней кромке 65° 34' имеет нулевой угол поперечного V (на опытном образце 01) и положительный + 5° (на опытном образце 02); оно рассчитано на сверхзвуковую скорость, соответствующую ? = 3. В крыле использована коническая крутка на отрезке между фюзеляжем и плоскостью шарнирного крепления отклоняемых концевых частей крыла. Одной из особенностей самолета являются отклоняемые вниз концевые части крыла, которые могут фиксироваться в трех положениях (в зависимости от скорости полета): 0° для дозвуковых скоростей, 25° (на опытном образце 01) и 30° (на опытном образце 02) для околозвуковых скоростей и соответственно 65 и 70° для сверхзвуковых скоростей. Управление самолетом осуществляется с помощью шестисекционных элевонов (четыре секции которых расположены в неподвижных частях крыла), двухкилевого поворотного вертикального оперения и дестабилизирующего переднего крыла. Действие переднего крыла характеризуется большой эффективностью, так как оно оснащено закрылками и расположено на значительном удалении от центра тяжести самолета. Взлет и посадка совершаются при нулевом угле отклонения (относительно продольной оси самолета) переднего крыла и при отклонении его закрылков на угол 20°. Одновременно с отклонением закрылков автоматически опускаются вниз элевоны, что существенно увеличивает несущие свойства всей системы. На остальных режимах полета закрылки блокируются в нейтральном положении, а все переднее крыло выполняет роль балансировочной поверхности. При сверхзвуковых скоростях полета оно создает дополнительную подъемную силу, компенсирующую смещение вектора подъемной силы основного крыла назад, осуществляя тем самым необходимую балансировку самолета и улучшая его управляемость.