Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

• Название: Сверхзвуковые самолеты
• Автор: Эдмунд Цихош
• Издательство: М.: Мир
• Жанр: Техническая литература
• Год: 1983

В книге польского авиационного специалиста приведены основные летно-технические характеристики, фотографии, чертежи общих видов и компоновочных схем большинства современных отечественных и зарубежных сверхзвуковых самолетов. Кратко излагается история их разработки. Описывается оборудование различных типов сверхзвуковых самолетов и рассматриваются научно-технические проблемы, связанные с их созданием. Наиболее полное для настоящего времени справочное руководство по зарубежным и отечественным сверхзвуковым самолетам. Для конструкторов самолетов, студентов соответствующих специальностей вузов и лиц, интересующихся авиацией.

Прим. OCR: Первая появившаяся в СССР в открытой печати монография по сверхзвуковым самолетам. Охват и качество материала позволяют занимать этой книге одно из первых мест по упоминаниям в авиационной литературе по реактивным самолетам.

---

Рис. 2.161. Проекции сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».

У каждого двигателя имеется отдельный регулируемый воздухозаборник прямоугольного поперечного сечения. На взлете и при полете с дозвуковой скоростью (до ? = 0,6) воздухозаборники имеют максимальное входное сечение, а впускные створки дополнительных заборни- ков, находящиеся в нижней части воздушных каналов, перед двигателями и под ними, а также за соплами двигателей на верхней и нижней поверхностях гондолы, открыты. В диапазоне 0,6 ‹ ? ^ 1,3 геометрия воздушного тракта изменяется таким образом, что часть воздуха расходуется на охлаждение двигателя. При этом находящиеся под воздушными каналами створки закрыты. Во время сверхзвукового полета перепускные створки под воздушными каналами и соплами открыты и отводят лишний воздух от двигателя. Находящиеся над соплами створки закрыты.

Топливная система включает 17 кессонных топливных баков, расположенных в крыле и фюзеляже. Их емкость составляет 119786 л. Топливо используется также для изменения положения центра тяжести самолета во время перехода через скорость звука и для охлаждения конструкции. Этой цели служат 4 балансировочных бака (в передних околофюзеляжных частях крыла с максимальной стреловидностью) и 1 бак в хвостовой части фюзеляжа (за задней кромкой крыла).

Летно-технические данные Опытный образец Серийный самолет

Размах крыла, м 25,56 25,56

Длина, м 56,24 62,10

Высота, м 12,19 11,40

Площадь несущей поверхности, м2 358,25 358,25

Масса пустого самолета, кг … 78,700

Максимальная взлетная масса, кг 156000 185065

Максимальная посадочная масса, кг … 111130

Грузоподъемность, кг … 12700

Емкость внутренних топливных баков, л … 119 786

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 … 517

Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН … 2,73

Максимальное число Маха 2,23 2,04

Полетная скорость на высоте 15635 м, км/ч … 2179

Взлетная скорость, км/ч … 397

Посадочная скорость, км/ч … 300

Скороподъемность, м/с … 25,5

Практический потолок, м … 18 290

Дальность (ном./макс.), км 6100 5110/6580

Взлетная дистанция, м … 3410

Посадочная дистанция, м … 2220

«Мираж-Милан» фирмы «Дассо» – одноместный истребитель- бомбардировщик-Франция, 1969 г.

Рис. 2.162. Истребитель-бомбардировщик «Мираж-Милан» с выпущенными передними крыльями.

История создания. «Мираж-Милан» является модификацией самолета «Мираж» 5, который вызвал значительный интерес в Швейцарии. В целях приспособления самолета к эксплуатации на горных аэродромах с короткими и узкими взлетно-посадочными полосами швейцарское государственное авиапредприятие EFW в Эммене предприняло попытку использования в самолете убираемой несущей поверхности, которая разрабатывалась в EFW еще в 50-х годах для собственного боевого самолета.

Предприятие EFW и фирма «Дассо» за период с ноября 1967 г. по май 1969 г. выполнили необходимые проектные работы по модификации самолета «Мираж» 5, эксперименты в аэродинамической трубе и приступили к летным испытаниям, которые позволили определить оптимальные аэродинамические и геометрические параметры небольших несущих поверхностей, устанавливаемых в передней части фюзеляжа и названных «усами» (moustache). На основании результатов аэродинамических испытаний, полученных к июню 1968 г., фирма «Дассо» построила опытный образец самолета под названием «Мираж-Милан» со стационарными «усами», на котором проводились последующие исследования взлета, полета на малых скоростях и посадки.

29.05.1969 г. был совершен полет, во время которого впервые была предпринята попытка убирания и выпускания «усов». За все время проведения опытно-конструкторских работ был построен только один опытный экземпляр самолета.

Описание самолета. «Мираж-Милан» представляет собой выполненный по схеме «бесхвостка» низкоплан, с основным треугольным крылом и убираемым небольшим дополнительным передним крылом, расположенным в носовой части фюзеляжа. Конкретное конструктивное решение охраняется совместным патентом EFW и «Дассо». Наряду с «усами» рассматривалась также возможность использования двух других технических решений: неубираемого крыла, располагаемого непосредственно за воздухозаборником, которое, однако, оказалось малоэффективным, и дополнительного неуправляемого крыла по образцу самолета «Вигген» (от этого решения отказались в связи с патентными ограничениями). Самолет «Мираж-Милан» по конструктивной схеме в некоторой степени аналогичен самолетам ХВ-70А фирмы «Норт Америкен» и «Гриффон» 1500 фирмы «Нор». Новым является то, что дополнительные несущие поверхности выдвигаются только при малых скоростях полета (до 600 км/ч) и оптимизированы именно для таких условий. В результате на этапах взлета и посадки эффективность дополнительных несущих поверхностей максимальна, а при сверхзвуковом полете они не создают помех.

Переднее крыло (1,7% площади несущей поверхности самолета) изготовлено с применением модифицированного профиля St-Cyrl56. Модификация сводилась к двукратному увеличению кривизны средней линии и введению двух щелей, образующих своего рода механизацию в виде постоянных предкрылков и постоянных однощелевых закрылков. Такая механизация крыла предотвращает срыв потока при больших углах атаки и тем самым обеспечивает необходимую подъемную силу на таких режимах полета. «Усы» в выпущенном состоянии имеют угол установки 19° и положительный угол поперечного V 15°. Каждая поверхность может поворачиваться относительно собственной оси. Такой поворот осуществляется с помощью общей приводной системы, состоящей из электродвигателя, ходового винта, траверсы, рычага и поворотного кулачка. Убираются «усы» в боковые ниши, которые находятся в передней части фюзеляжа и закрываются подвижными подпружиненными створками, обеспечивающими герметическое закрывание ниш в положении «убрано». Масса всей системы составляет 50 кг. Выпускание «усов» длится 6-7 с. Применение дополнительных несущих поверхностей позволило уменьшить разбег самолета на 300 м и увеличить его грузоподъемность на 1000 кг при одновременном улучшении маневренности.

Рис. 2.163. Проекции истребителя-бомбардировщика «Мираж-Милан».

Двигательная установка. Улучшение характеристик самолета «Мираж-Милан» по сравнению с самолетом «Мираж» 5 было достигнуто наряду с «усами» также благодаря использованию нового, более мощного двигателя «Атар» 9К-50. Этот двигатель (при несколько меньшем потреблении топлива) развивает тягу 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,61 кН (7200 кГ) с форсированием. Впервые двигатель «Атар» 9К-50 был использован в полете 29.05.1970 г., и уже во время седьмого полета самолет достиг скорости M = 2,0. Самолет с этим двигателем имел лучшие характеристики взлета и посадки по сравнению с самолетом, оснащенным двигателем «Атар» 9С, с выпущенными «усами». Это улучшение прежде всего касается уменьшения

длины разбега на 20% (т. е. еще на 300 м, а в совокупности с действием «усов»-на 600 м). С другой стороны, при сохранении длины разбега неизменной имеется возможность дополнительного увеличения взлетной массы самолета на ~ 1000 кг. Таким образом, отношение полезной нагрузки (топливо, боеприпасы, вооружение) к массе пустого самолета «Мираж-Милан» достигло значения ~ 1,0, причем грузоподъемность на внешних замках превысила 4000 кг. Во время полетов было установлено, что при такой полезной нагрузке необходимая длина взлетно- посадочной полосы для аэродрома, расположенного на высоте 500 м над уровнем моря, при температуре окружающей среды 32°С составляет ~1600 м.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 8,22

Длина, м 15,55

Высота, м 4,25

Площадь несущей поверхности, м2 34,85

Масса пустого самолета, кг 7200 1)

Взлетная масса (ном./макс.), кг 9700/14000

Грузоподъемность, кг 4200

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 3775/4700

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 278/402

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,38/1,94

Максимальное число Маха 2,2

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336

Максимальная скорость у земли, км/ч 1400

Скорость полета с внешними подвесками, км/ч 950

Максимальная дальность, км 4000

Радиус действия, км 6404-1300

Длина разбега, м 650-1600

Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 1180

Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 560

1) С пилотом и двумя ракетами «Сайдуиндер».

«Томкэт» F-14 фирмы «Грумман»-многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-США, 1970 г.

Рис. 2.164. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла F-14A. а- на аэродроме; б, в-в полете.