Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Двигательная установка. Самолет модификации F.1C оснащен турбореактивным двигателем «Атар» 9К.50 фирмы SNECMA, а модификации F.1E-турбовентиляторным двигателем М.53 той же фирмы. Двигатель «Атар» 9К.50 по конструкции и характеристикам аналогичен модификациям 9С и 9К. При собственной массе 1590 кг он развивает тягу 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,60 кН (7200 кГ) с форсированием. Наряду с большей тягой двигатель 9К.50 расходует меньше топлива (по сравнению с модификацией 9С на 10%), а двигатель М.53 при меньшем потреблении топлива развивает тягу 55,06 кН (5615 кГ) и 82,94 кН (8458 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Топливная система состоит из главного фюзеляжного бака емкостью 3880 л и двух крыльевых кессонных баков емкостью 200 л каждый. Для выполнения специальных заданий самолет может брать один, два или три подвесных бака общей емкостью 4020 л (1700, 2 х 1160 л). Воздухозаборники – боковые, регулируемые, с подвижными полуконусами.

Вооружение. Уборка шасси в ниши, расположенные в боковых частях фюзеляжа, позволила установить шесть узлов наружной подвески (под крылом и на концах) и один замок под фюзеляжем следующей грузоподъемности (для модификации F.1E): 2040 кг-подфюзеляжный, 2 х 1270 кг-внутренние подкрыльные (околофюзеляжные), 2 х 500 кг-внешние подкрыльные и 2 х 127 кг-на концах крыла. Семь узлов наружных подвесок и две установленные в нижней части фюзеляжа стационарные пушки (типа DEFA 553, калибр 30 мм, боезапас-270 снарядов для каждой) обеспечивают необходимое разнообразие вооружения в зависимости от выполняемого боевого задания.

Размах крыла, м 8,40 8,45

Длина, м 15,00 15,53

Высота, м 4,50 4,56

Площадь несущей поверхности, м 2 25,0 25,0

Масса пустого самолета, м 2 7400 8100

Взлетная масса (ном./макс.), кг 10900/15200 11 550/15500

Грузоподъемность, кг 4000 5334

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л …/3600 4300/4020

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м 2 436/608 462/622

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,54/2,14 1,40/1,87

Максимальное число Маха 2,2 2,2

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336 2336

Максимальная скорость у земли, км/ч 1480 1480

Посадочная скорость, км/ч 230 235

Вертикальная скорость, м/с 213 300

Практический потолок, м 20000

Дальность (ном./макс.), км …/2700 (7404-1200)/ /…

Продолжительность полета 3 ч 45 мин

Длина разбега, м 450-640 500

Длина пробега, м 500-610 600

Рис. 2.137. Опытный образец самолета «Вигген».

История создания. Во второй половине 50-х годов командование шведских ВВС приняло решение приступить к работам над новым многоцелевым самолетом-преемником околозвукового самолета «Лансен» и сверхзвукового «Дракен». Предварительное проектное исследование самолета было начато в 1958 г., а в 1961 г. были закончены разработка эксплуатационных требований и сравнительная оценка свыше 100 различных вариантов форм планера. Детальный технический проект самолета разрабатывался в 1962-1964 гг. В 1965 г. комиссия экспертов представила заключение, на основе которого правительство Швеции приняло решение относительно реализации проекта и подготовке к серийному производству самолета. Было заказано 6 опытных образцов одноместного самолета и 1 образец двухместного.

Строительство первого опытного образца было закончено 24 ноября 1966 г., а облет его совершен 8 февраля 1967 г. (последний, шестой экземпляр был облетан в апреле 1969 г.) В 1968 г. был заключен контракт на строительство 175 самолетов, в том числе истребителей- бомбардировщиков AJ37 (150 самолетов) и учебно-тренировочных самолетов SK37, а также на разработку модификаций самолетов морской (SH37) и общей (SF37) разведок и самолета-перехватчика JA37. На создание опытного образца было затрачено 7,6 млн. чел.-ч, из них 5,7 млн. чел.-ч пошло на опытно-конструкторские работы, а 1,9 млн. чел.-ч – на производство. Разработаны следующие модификации самолета: -истребитель-бомбардировщик AJ37 (первый серийный самолет облетан 23.02.1971 г., 21 июня самолет стал поступать на вооружение);

– истребитель-перехватчик JA37 (опытный образец с двигателем RM8A облетан для проверки оборудования в июне 1974 г., а первый полет со штатным двигателем совершен 27 сентября. В сентябре 1974 г. поступил заказ на 30 самолетов; потребность в них на 1978-1985 гг. оценивалась в 160-180 шт., так как планировалось заменить ими находящиеся на вооружении самолеты «Дракен»; облет первого серийного самолета состоялся 4.11.1977 г.);

– самолет-разведчик модификаций SF37 (21.05.1973 г.) и SH37 (10.12.1973 г.; первый серийный самолет был поставлен 19.06.1975 г.);

– двухместный учебно-тренировочный самолет SK37 (2.07.1970 г.; первый серийный самолет был поставлен в июне 1972 г.).

До 1977 г. передано в эксплуатацию, по оценкам, около 100 самолетов, а потребность на все модификации составляла примерно 400 самолетов. В 1974-1975 гг. на базе модификации JA37 была разработана экспортная модификация SAAB 37Х, которая наряду с американским (F.16) и французским (F.1E) самолетами была предложена НАТО в рамках так называемого контракта столетия. Следует отметить, что необычные очертания самолета, не встречавшиеся до сего времени в практике серийных сверхзвуковых истребителей, привлекли к самолету «Вигген» внимание самолетостроителей всего мира.

Рис. 2.138. Истребитель «Вигген» в полете.

Рис. 2.139. «Вигген» с выпущенным шасси.

Цена первого серийного самолета (по курсу 1969 г.) составляла около 2,2 млн. долл., а к 1971 г. должна была возрасти до 3,84 млн. долл.

Описание самолета. «Вигген» построен по схеме биплан-тандем без горизонтального оперения. Переднее, треугольное крыло (размах 5,45 м, площадь без центроплана 6,20 м 2 ), создающее дополнительную подъемную силу, расположено значительно выше плоскостей основного заднего крыла, имеет больший по сравнению с ним угол установки и оснащено закрылками со сдувом пограничного слоя. Его передняя кромка имеет постоянную стреловидность 60°. Основное крыло (площадь 46,0 м 2 , удлинение 2,45 м) выполнено с переменной стреловидностью по передней кромке. Стреловидность уменьшается в околофюзеляжных (45°) и увеличивается в концевых частях (57°). Система аэродинамического управления состоит из классического вертикального оперения с рулем направления (в целях облегчения стоянки самолетов в подземных ангарах киль выполнен складывающимся), а также двухсекционных элевонов, расположенных в хвостовой части основного крыла. Для управления элевонами и рулем направления использованы необратимые гидроусилители. В системах управления рулями применены редукторы с переменным передаточным отношением и автоматы загрузки, обеспечивающие усилия на органах управления в кабине в зависимости от скорости полета. Система управления элевонами сблокирована с управлением закрылками переднего крыла таким образом, что отклонение последних вызывает автоматическое действие элевонов (для компенсации кабрирующего момента.) Управление осуществляется с помощью электронной автоматической системы, которая корректирует ручное управление и может автоматически выполнять различные функции в соответствии с волей пилота: изменение устойчивости, положения и ориентации самолета, поддержание заданной высоты и т.д. Шасси-трехстоечное. Передняя стойка оснащена двумя спаренными управляемыми колесами и убирается вперед. Главные стойки шасси оборудованы двухколесными тележками типа «тандем» и убираются в крыло, причем стойка- амортизатор сжимается до 1/3 хода, а колеса размещаются в горизонтальном положении. Для обеспечения необходимой устойчивости при малых скоростях полета в самолете применен автомат регулировки тяги, который помогает пилоту поддерживать относительно постоянную скорость во время захода на посадку.