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.

---

– тренировочный самолет SR-71B (самолет SR-71A, приспособленный для целей обучения) и SR-71С -усовершенствованная после катастрофы модификация учебно-тренировочного самолета.

Согласно опубликованным в 1973 г. данным, было построено 24 самолета; стоимость всей программы составила свыше 1 млрд. долл.

Описание самолета. Самолет представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка». Треугольного контура крыло изготовлено с применением профилей относительной толщины 3,2%. Передняя кромка имеет положительную стреловидность 60°, а задняя выполнена с отрицательным углом стреловидности 10°. Для конструкции крыла характерны дополнительные наплывы, располагаемые по всей длине (в модификации SR-71) передней части фюзеляжа и на выступающих вперед относительно крыла частях гондол. Первые из них создают дополнительную подъемную силу во время полета со сверхзвуковыми скоростями, уменьшая перемещение центра давления назад. Вторые же предназначены для улучшения характера обтекания концевых частей крыла, значительно искривленных книзу. Фюзеляж длинный, с плоской нижней частью. В носовой секции самолета (под кабиной экипажа) находятся отсек оборудования и четыре отсека с вооружением. Почти вся остальная часть фюзеляжа занята топливными баками.

Рис. 2.110. Модифицированный двухместный разведывательный самолет SR-71A.

Рис. 2.111. Проекции самолета SR-71A.

Двухместная кабина экипажа с креслами пилота и оператора электронной аппаратуры, расположенными друг за другом, оснащена катапультируемыми сиденьями (первоначально предполагалось использование капсул) и индивидуальными фонарями, открываемыми вверх- назад. Шасси трехстоечное; основные стойки, с тройными колесами на общей оси (единственная такого рода конструкция в рассматриваемой группе самолетов), убираются в центроплан.

Другой особенностью самолета является способ обеспечения путевой устойчивости. Фирма «Локхид» избрала способ, основывающийся на применении многокилевого вертикального оперения и соответствующей формы фюзеляжа. В самолете использованы разнесенное двухкиле- вое оперение на двигательных гондолах, расположенное под углом 20° по отношению к плоскости симметрии самолета, подкрыльные неподвижные аэродинамические направляющие, сдвинутые назад к поверхностям рулей, подвижный подфюзеляжный киль, выпускаемый сразу после взлета и убираемый перед посадкой, а также характерная для многих сверхзвуковых самолетов обтекаемая законцовка фонаря кабины экипажа, продолжающаяся вплоть до места соединения центроплана с фюзеляжем. Система продольно-поперечного управления состоит из элеронов (расположенных на концах крыла) и руля высоты. В самолете не использованы ни средства механизации крыла, ни тормозные щитки. Планер самолета на 95% изготовлен из сплавов титана.

Самолет SR-71 отличается от YF-12A большей длиной и измененной формой передней части фюзеляжа, удлиненной (с целью увеличения емкости топливной системы) хвостовой частью фюзеляжа, отсутствием подкрыльных аэродинамических направляющих и подвижного подфюзеляжного киля.

Двигательная установка. Самолет оснащен двумя турбореактивными двигателями J.58 (JT11D-20B) фирмы «Пратт-Уитни» с форсажной тягой по 144,55 кН (14 740 кГ), устанавливаемыми в крыльевых гондолах диаметром 1,77 м и длиной 14,05 м. На самолете примеиены регулируемые лобовые воздухозаборники с коническим центральным телом и выходные регулируемые устройства с флюгерными эжекторами. Гондолы размещены таким образом, что большая их часть находится над крылом, а их продольная ось отклонена на несколько градусов вниз относительно оси фюзеляжа. На гондолах расположены створки в области входного канала, служащие для подвода дополнительного воздуха к двигателю (в условиях работы на земле или при полете на малых скоростях), а также в области форсажной камеры, через которые подается дополнительный воздух. Это позволяет уменьшить требуемый диапазон регулировки положения конического центрального тела относительно входной кромки воздухозаборника.

Рис. 2.112. Проекции самолета YF-12A.

Летно-технические данные (SR-71A)

Размах крыла, м 16,95

Длина, м 32,74

Высота, м 5,64

Площадь несущей поверхности, м2 167,23

Масса пустого самолета, кг 27 215

Взлетная масса (ном./макс.), кг 63 505/77110

Емкость внутренних топливных баков, кг 36 290

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 380/461

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).