Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Самолет

Назначение

Экипаж

Аэродинамическая схема

Система управления

Двигательная установка

«Мираж- Бальзак»

Экспериментальный

1

«Бесхвостка», треугольное крыло, низкоплан

Аэродинамическая + реактивная (сжатым воздухом)

8 подъемных, 1 маршевый двигатель

«Мираж» V-02

Истребитель-бомбардировщик

1

То же

То же

То же

VJ-101C Х-2

Экспериментальный

1

Классическая, стреловидное крыло, высоко- план

Аэродинамическая + реактивная (тягой двигателей)

2 подъемных, 4 подъемно-маршевых двигателя в поворотных гондолах

XFV-12A

Истребитель-бомбардировщик

1

«Утка», стреловидное крыло, высокоплан

Аэродинамическая + реактивная (эжективные закрылки, регулирующие величину и направление тяги)

1 тяговый двигатель с эжекторными щитками

Самолет

Размах, м

Длина, м

Высота, м

Площадь несущей поверхности, м 2

Стандартная взлетная масса, кг

Стандартная удельная нагрузка, кг/м 2

Отношение массы тяге 1*, кг/даН

Максимальное число Маха

«Мираж- Бальзак»

7,58

12,80

4,25

29,0

6100

210

2,77 (0,83)

– /-

«Мираж» V-02

8,72

18,0

5,55

– /-

12000

– /-

1,43 (0,96)

2,04

VJ-101C Х-2

6,61

15,70

4,13

18,60

7 690

413

1,20 (0,88)

1,14

XFY-12A

8,69

13,39

3,15

27,20

6259

230

0,98 (0,64)

2,0

1* Данные в скобках относятся к вертикальному взлету.

Рис. 1.55. Расположение подъемной двигательной установки и элементов системы струйного (реактивного) управления самолета «Мираж- Бальзак» фирмы «Дассо».

В табл. 7 представлены характеристики четырех сверхзвуковых самолетов вертикального взлета и посадки, в том числе околозвукового самолета VJ-101C, развивающего М = 1,14 (по проекту М = 2,0). Сравнение показывает, что самолеты различаются аэродинамическими схемами, системами управления на различных этапах полета и принципами работы двигательных установок.

Появление отдельных двигателей для вертикального и горизонтального полета в самолетах «Мираж-Бальзак» (рис. 1.55) и «Мираж» III-V фирмы «Дассо» не было случайным. Этому послужили две причины. Первая из них определяется желанием использовать уже существующую конструкцию с минимальными изменениями. Вторая причина вытекает из сравнительной оценки преимуществ и недостатков двигательной установки такого типа. Разделение функций между двигателями позволяет выбрать оптимальные типы двигателей для весьма различных условий взлета-посадки и горизонтального полета, особенно на сверхзвуковой скорости.

Не менее важной является проблема безопасности во время зависания, так как в случае аварии одного из нескольких подъемных двигателей должна сохраняться возможность благополучного приземления. Параметры такой двигательной установки зависят главным образом от характеристик подъемных двигателей. Эти двигатели должны иметь малую удельную массу (по отношению к подъемной силе), малые размеры, высокую надежность и низкую стоимость. Выполнение этих требований оказывается возможным благодаря кратковременной работе двигателей-два раза на каждый полет по 30^0 с в ограниченном диапазоне скоростей и высот. Как следует из опубликованных данных, такая двигательная установка на самолете ВВП может быть эффективной только при условии создания подъемных двигателей с удельной массой не более 0,05 кг/даН. (Для сравнения напомним, что двигатели самолета «Мираж» III-V-02 имеют удельную массу 0,08 кг/даН.)

Рис. 1.56. Компоновочная схема самолета VJ-101C.

1-телеметрическое оборудование; 2-кабина пилота; 3-катапультируемое кресло; 4-створка воздухозаборника подъемных двигателей; 5-подъемные двигатели; 6 – подъемно-маршевые двигатели; 7-оси поворота подъемно-маршевых двигателей; 8-форсажная камера; 9-кольцевая щель дополнительного воздухозаборника; 10-передний топливный бак; 11 -задний топливный бак; 12 -привод поворота двигателей; 13 -элероны; 14-закрылки; 15 -руль направления; 16 -стабилизатор; 17 -передняя стойка шасси; 18-главные стойки шасси.

Проект самолета VJ-101C объединения «EWR-Зюд» (рис. 1.56) разрабатывался в других условиях. Вначале предполагалось, что это будет самолет-перехватчик, который заменит в 70-х годах самолет F-104G (позднее была принята программа «Панавиа»), но затем появились требования полета на малой высоте (использование самолета для нанесения ударов по наземным целям), что обусловило необходимость применения экономичной двигательной установки. В этой ситуации более выгодной оказалась комбинированная система, в которой часть двигателей используется только при взлете, посадке и на переходных режимах. Был разработан проект двигательной установки с двумя подъемными двигателями, расположенными вертикально за кабиной пилота, и четырьмя подъемно-маршевыми двигателями, помещенными в две поворотные гондолы, закрепленные на концах крыла. Выбор такой схемы двигательной установки продиктован следующими соображениями:

– во время взлета и посадки может быть использована тяга всех двигателей;

– можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эффективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;

– отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением реактивной струи газов;

– использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полета;

– управление в режимах висения, вертикального взлета и посадки может быть легко реализовано путем дифференциального изменения тяги отдельных групп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которой вызывает усложнение конструкции и увеличение ее веса и снижение эффективности по тяге вследствие дополнительного расхода сжатого воздуха);

– отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объем самолета, например разместить все топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;

– изменение направления тяги двигателей дает возможность осуществить короткий взлет и посадку;

– влияние земли в режиме висения (приводящее к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры) невелико, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах размещаются достаточно высоко;