Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

В процессе проведенных исследований были зарегистрированы следующие максимальные скорости и высоты полетов: в мае 1949 г. была достигнута скорость 1170 км/ч (М = 1,05) на высоте 7600 м; в августе 1951 г. была достигнута высота 20 800 м и скорость 1980 км/ч (М = 1,875); в августе 1953 г.-высота 25386, а в октябре – скорость 2040 км/ч (М = 1,96). Самолет D-558-II был первым пилотируемым летательным аппаратом, на котором 21.11.1953 г. была в два раза превзойдена скорость звука (М = 2,01, 2120 км/ч). Полученные результаты являются тем более интересными, что самолет «Скайрокет» со своим дозвуковым крылом (угол стреловидности 35°) проектировался на максимальную скорость, соответствующую M = 1,4.

Описание самолета. «Скайрокет» представляет собой среднеплан со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V. В конструкции крыла использованы обычные дозвуковые профили с закругленным носком и относительной толщиной 10%. Угол стреловидности (по линии фокусов) составляет 35°, а удлинение крыла выбрано равным 3,57. Крыло снабжено автоматическими предкрылками и обычными элеронами с весовой балансировкой. Фюзеляж самолета полумонококовой конструкции, выполненный из сплавов алюминия, имеет диаметр 1525 мм в миделевом сечении. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета стреловидное, классической схемы, с рулями высоты и направления. В передней части фюзеляжа размещена герметическая кабина пилота, которая в аварийных ситуациях отделяется от самолета (вместе с носовой частью фюзеляжа). В целях уменьшения сопротивления фонарь кабины на первом летном образце самолета вписывался в контур фюзеляжа. Однако при этом видимость из кабины оказалась недостаточной, вследствие чего фонарь был реконструирован в обычный (типовой), состоящий из выступающего козырька и обтекателя. Обшивка фюзеляжа выполнена преимущественно из магниевых сплавов. Трехопорное (трехстоечное) шасси убирается в фюзеляж.

Рис. 2.4. Экспериментальный самолет D-558 с работающими ракетными ускорителями в полете.

Рис. 2.5. Модифицированный опытный образец D-558-II.

Рис. 2.6. Проекции экспериментального самолета «Скайрокет» D-558-II.

В целях измерения характеристик полета и состояния конструкции самолет был оснащен измерительным оборудованием общей массой 2830 кг. Кроме того, использовались специальные манометры, измеряющие давление в 400 точках поверхности крыла и оперения, а также 904 тензодатчика для измерения сил в системе управления и напряжений в элементах планера. Результаты измерений и показания приборов автоматически регистрировались осциллографом и пятью кинокамерами.

Двигательная установка. На самолете используется комбинированная двигательная установка, состоящая из турбореактивного двигателя J-34 (W24C) фирмы «Вестингауз» со статической тягой 13,34 кН (1360 кГ) и жидкостного ракетного двигателя 6000С фирмы «Риэкшн моторз» с четырьмя камерами сгорания тягой 6,67 кН каждая (полная тяга 26,67 кН примерно постоянна на всех высотах). Турбореактивный двигатель обеспечивает взлет, полет в области околозвуковых скоростей и посадку, а ракетный двигатель предназначается исключительно для увеличения тяги при проведении исследований в области сверхзвуковых скоростей в течение нескольких минут. Для достижения рекордных скоростей полета в 1951 г. на одном из этих самолетов вместо ТРД был установлен топливный бак, позволивший в два раза увеличить время работы жидкостного ракетного двигателя.

Турбореактивный двигатель располагается в средней части фюзеляжа, а ракетный-в хвостовой. Боковые воздухозаборники установлены в нижней передней части фюзеляжа, а два выхлопных сопла-в его нижней части, за задней кромкой крыла. При полете на ТРД сопла ракетного двигателя закрываются специальным конусообразным обтекателем, представляющим собой хвостовую часть фюзеляжа. Взлет самолета осуществляется с помощью двух стартовых твердотопливных ускорителей, установленных по бокам фюзеляжа и сбрасываемых после сгорания топлива. Для полета на высоте около 10 500 м в качестве носителя использовался тяжелый бомбардировщик В-29.

Размах крыла, м 7,62

Угол стреловидности, ° 35

Длина, м 13,8

Высота, м 3,5

Площадь несущей поверхности, м 2 16,26

Нормальная взлетная масса, кг 9000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м 2 553

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН

– без ракетного двигателя 6,73

– с ракетным двигателем 2,24

Максимальное число Маха 2,01

Максимальная скорость, км/ч 2120

Посадочная скорость, км/ч 240

Потолок, м 25386

Рис. 2.7. Экспериментальный самолет Х-3.

История создания. Заключенный в 1947 г. фирмой «Дуглас» контракт предусматривал проектирование и строительство самолета для исследований свойств трапециевидных крыльев с малым удлинением и аэродинамического нагрева при полетах со скоростями ? = 2,0-^3,0. Работы по созданию самолета, обозначенного Х-3, продолжались пять лет. За это время фирма исследовала свыше 60 вариантов различных аэродинамических и компоновочных схем самолета и все доступные типы двигательных установок, включая и комбинированные. В своем выборе специалисты остановились на классической схеме планера и двигательной установке, состоящей из двух разработанных к этому времени турбореактивных двигателей J46 фирмы «Вестингауз» с тягой 31,14-37,75 кН. В период создания опытного образца самолета был увеличен диаметр двигателей, и они оказались непригодными для самолета, что привело к необходимости использования двигателей примерно в два раза меньшей тяги. Это не могло не сказаться на характеристиках Х-3, который превратился в самолет, едва достигающий околозвуковой скорости, и был пригоден только для исследования вибраций типа бафтинга. С самолетом Х-3 ВВС США связывали большие надежды, так как считалось, что он должен сыграть важную роль в повышении боевой мощи авиации противовоздушной обороны. Исходя из этих соображений, все данные, касающиеся этого самолета, вначале были тщательно засекречены. После же получения неудовлетворительных результатов испытаний их вообще не стали публиковать.