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.

---

Шасси – трехстоечное. Передняя стойка со сдвоенными колесами убирается назад. Главные стойки шасси балочно-подкосного типа с одинарными колесами убираются вбок, в околофюзеляжную часть крыла. Пневматики колес-высокого давления, рассчитаны на 20 посадок. Все стойки шасси имеют внутренние амортизаторы. В задней части фюзеляжа находится убираемая пята, предохраняющая эту часть конструкции самолета от поломок во время взлета и посадки. Самолет приспособлен для безаэродромного старта с подвижных стартовых катапульт, аналогичных тем, с которых запускались ракеты «Матадор».

Планер самолета рассчитан на эксплуатационный коэффициент перегрузок от + 6 до – 2.

Двигательная установка. Самолеты F-100A оснащены турбореактивными двигателями J57-P-7 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 43,15 кН (4400 кГ) без форсирования и 63,74 кН (6500 кГ) с форсированием. На остальных модификациях самолета установлены более совершенные двигатели J57-P-21 тягой 52,04 кН (5307 кГ) и 75,62 кН (7711 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера. Топливо размещено преимущественно в фюзеляжных баках (сплющенная нижняя часть фюзеляжа позволила разместить баки как под двигателем, так и под форсажной камерой) и в двух малых крыльевых баках (2 ? 850 л). Общий запас топлива составляет 4487 л и может быть увеличен за счет дополнительных баков, подвешиваемых под крылом (2 ? 945 л + 2 ? ? 850 л или 2 ? 1700 л), до 8077 л. У всех фюзеляжных баков имеются собственные заливные горловины утопленного типа. Кроме того, вся топливная система имеет одну общую заливочную горловину для дозаправки самолета в полете.

Примененный на самолете лобовой нерегулируемый воздухозаборник с острыми кромками обеспечивает высокую эффективность работы двигателя в полете с ? = 1,3-1,5. Поперечное сечение канала воздухозаборника овальное. Эта овальность сохраняется до плоскости передней кромки крыла, где она переходит в круг. В своей начальной части канал воздухозаборника расположен внизу фюзеляжа, а за кабиной экипажа он переходит в верхнюю часть и только перед двигателем принимает симметричное положение. Такая форма канала воздухозаборника определялась выбранной компоновочной схемой самолета, хотя и вела к значительным потерям давления на входе двигателя.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из четырехствольной (двухствольной в модификации F) пушки «Понтиак» М-39Е калибра 20 мм, расположенной в передней нижней части фюзеляжа, с боезапасом по 200 снарядов на каждый ствол. На семи наружных узлах подвесок (из них один подфюзеляжный) самолет может нести 3400 кг (в том числе 2720 кг на подкрыльевых подвесках) боевого груза: в бомбоотсеке-ядерную бомбу (только для самолетов модификаций D и F), ракеты воздух-земля «Булпап», ракеты воздух-воздух «Сайдуиндер», контейнеры НУРС, бомбы массой до 453 кг или баки с топливом.

Рис. 2.20. Проекции самолета «Супер-Сейбр» (модификации D и F).

Летно-технические данные

Размах крыла, м 11,58

Длина, м 14,33

Высота, м 4,57

Площадь несущей поверхности, м2 35,77

Масса пустого самолета, кг 9525

Взлетная масса (ном./макс.), кг 13500/16800

Грузоподъемность, кг 3400

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 4487/3590

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 377/442

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,79/2,22

Максимальное число Маха 1,3

Максимальная скорость на высоте 10680 м, км/ч 1390

Полетная скорость с подвесками, км/ч 910

Посадочная скорость, км/ч 287

Вертикальная скорость, м/с 71

Практический потолок, м 15 240

Максимальная дальность, км 2415

Радиус действия, км 885

Длина разбега, м 1370

«Дельта-Деггер» F-102 фирмы «Конвэр» – одноместный истребитель-перехватчик-США, 1953 г.

Рис. 2.21. Истребитель-перехватчик «Дельта- Деггер» F-102A.

История создания. На основе опыта, приобретенного в период разработки и испытаний экспериментального образца XF-92 (первый облет которого состоялся 18.09.1948 г.), в 1951 г. были начаты работы по созданию боевого самолета. Проектирование и строительство первого экземпляра YF-102 продолжалось полтора года, а его первое летное испытание было проведено 24.10.1953 г. Кроме нетипичной для того времени аэродинамической схемы, самолет выделялся большой взлетной массой (свыше 12000 кг). С YF-102 фирма связывала большие надежды, так как еще на стадии проектирования (1952 г.) ВВС США заключили контракт не только на создание двух опытных образцов, но и на одновременную подготовку серийного производства самолета. Однако в одном из испытательных полетов самолет разбился вследствие отказа двигателя при взлете.

В декабре 1953 г. было завершено строительство второго опытного образца (облет 11.01.1954 г.), который незначительно отличался от первого-на основании результатов предыдущих испытаний были несколько изменены характеристики устойчивости и управляемости. Однако этот самолет не достигал расчетной сверхзвуковой скорости полета, что грозило фирме расторжением контракта со всеми вытекающими из этого финансовыми последствиями. Так как увеличение тяги или замена двигателя были исключены, то единственным средством увеличения максимальной скорости оставалось уменьшение сопротивления самолета. Этот результат был достигнут благодаря изменению конструкции планера в соответствии со сформулированным «правилом площадей». В результате проведенных усовершенствований появился новый самолет, которому было присвоено обозначение YF-102A. Первый полет на нем был совершен 20 декабря 1954 г., и уже на следующий день в горизонтальном полете самолета на высоте 10000 м была превзойдена скорость звука. В середине 1955 г. серийный самолет F-102A стал поступать на вооружение. 8.11.1955 г. были проведены испытания двухместной модификации самолета TF-102A (с креслами экипажа, расположенными рядом, и вооружением, как у F-102A), позволяющего выполнять наряду с тренировочными полетами и боевые задания.

Третьей модификацией F-102A был самолет, первоначально обозначенный как F-102B. Однако в результате изменения конструкции фюзеляжа, уменьшения несущей поверхности, увеличения взлетной массы и замены двигательной установки он получил номер типа и вошел в серийное производство как «Дельта-Дарт» F-106A. В соответствии с тактико-техническими требованиями F-102 проектировался как истребитель- перехватчик, предназначенный для поражения сверхзвуковых стратегических бомбардировщиков и разведывательных самолетов. Во второй половине 50-х годов он был основой системы противовоздушной обороны США. Позже, когда скорость и потолок перехватываемых самолетов значительно возросли, эффективность F-102 стала недостаточной. В 1960 г. его начали передавать службам гражданской авиации США.

В общей сложности было изготовлено 947 самолетов F-102-из них 10 самолетов YF-102, 4 самолета YF-102A, 870 самолетов F-102A и 63 самолета TF-102A. Их производство было свернуто в 1958 г. В 70-х годах 8 самолетов F-102A были переоборудованы в беспилотные (PQM-102A, облет 13.08.1974 г.) и в пилотируемые самолеты-мишени (QE-102A). Описание самолета. «Конвэр» F-102A является среднепланом, выполненным по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом, имеющим угол стреловидности передней кромки 60°6'. В конструкции крыла использованы профили с относительной толщиной 5% в корневом сечении, уменьшающейся до 4% в концевой части. Кроме того, крыло имеет коническую крутку (около 70% размаха) и оборудовано двумя аэродинамическими гребнями. Управление самолетом осуществляется с помощью элевонов, занимающих около 80% длины задней кромки, и обычного вертикального оперения. Передняя кромка киля имеет положительный угол стреловидности 52°, а задняя кромка руля направления-небольшую отрицательную стреловидность. Над рулем направления смонтирован небольшой дефлектор для защиты антенны. В связи с малой строительной высотой крыла и оперения элементы механизмов системы управления элевонами и рулем направления были вынесены за теоретические контуры и размещены во внешних обтекателях. На крыле эти обтекатели были расположены на нижних поверхностях в плоскостях установки гребней. Под килем расположен контейнер для тормозного парашюта и тормозные щитки, разводимые в стороны при помощи пневматических серводвигателей.

Рис. 2.22. Проекции самолета «Дельта-Деггер» F-102 (боевая и учебно-боевая модификации).

Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей. Передняя часть фюзеляжа заострена, вытянута и (в целях улучшения видимости из кабины пилота) несколько отклонена вниз. С обеих сторон хвостовой части фюзеляжа установлены большие обтекатели для улучшения аэродинамического сопряжения крыла, фюзеляжа и оперения в соответствии с правилом площадей. Фонарь кабины в поперечном сечении имеет вид треугольника. Каркас отлит из магниевого сплава. Отделяемая часть фонаря во время полета находится под нагрузкой сжатой пружины, и в случае необходимости покинуть самолет освобожденная пружина отбрасывает ее вверх и назад. Остекление передней части фонаря состоит из трех слоев. Внешний слой представляет собой закаленное стекло толщиной 4,76 мм, покрытое с внутренней стороны токопроводящей сеткой. Промежуточный слой толщиной 3,2 мм выполнен из органического стекла. Внутренний слой также выполнен из закаленного стекла толщиной 12,7 мм. Шасси самолета-трехстоечное с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, а главные – вдоль размаха крыла, причем колеса главных стоек убираются в фюзеляж, а сами стойки-в околофюзеляжную часть крыла.