Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Второй экземпляр самолета был построен лишь в 1955 г., и его облет с работающим двигателем состоялся в ноябре. Позже, 25.07.1956 г., была достигнута рекордная скорость в горизонтальном полете 3360 км/ч, а в начале сентября 1956 г.-высота 38 430 м. Второй опытный образец постигла участь первого: 27.09.1956 г. произошла катастрофа, причины которой так и не удалось установить. Описание самолета. Х-2 представляет собой моноплан классической схемы с низкорасположенным стреловидным ( ~ 40°) крылом, имеющим острую переднюю кромку. Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/5 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабженными триммерами. Стабилизатор – стреловидный, управляемый, а киль-прямой, с рулем направления. Фюзеляж (длиной около 12 м) в центральной части имеет форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части-конусообразную. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа находятся два больших продольных обтекателя, которые закрывают коммуникации и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу (в первом опытном образце). Крыло и оперение выполнены из нержавеющей стали, а фюзеляж- из легированной молибдено-никелевой стали. Поскольку Х-2 стартует в воздухе с оборудованного соответствующим образом бомбардировщика «Боинг» В-50, шасси Х-2 предназначено лишь для посадки и рассчитано на небольшие нагрузки. У первого экземпляра самолета шасси состояло из одноколесной передней стойки и лыжи, выполняющей роль колеса главного шасси. Во втором опытном экземпляре использовались уже две лыжи, которые при необходимости убирались в крыло.

Предназначение самолета для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии. В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540°С, но и поглощали инфракрасные лучи.

Рис. 2.17. Проекции экспериментального самолета Х-2.

В целях уменьшения солнечного нагрева конструкции и увеличения интенсивности тепло- отвода в окружающую среду самолет покрашен в белый цвет.

Двигательная установка. В самолете использован восьмикамерный ракетный двигатель XLR-25CW фирмы «Кёртисс-Райт» с максимальной тягой – 71,10 кН (7250 кГ). Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги двигателя во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течение 2,3-6,0 мин.

Размах крыла, м 9,76

Длина, м 13,40

Высота, м 4,13

Площадь несущей поверхности, м 2 24,30

Масса пустого самолета, кг 7300-8200

Взлетная масса, кг 13000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м 2 535

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 1,84

Максимальное число Маха 3

Максимальная скорость, км/ч 3360

Потолок, м 38430

Рис. 2.18. Истребитель-бомбардировщик «Супер-Сейбр» F-100F.

История создания. Работы по созданию сверхзвукового самолета, преемника самолета «Сейбр» F-86, были начаты в 1949 г. Проект был назван «Сейбр» 45 (модель NA-180), что должно было означать сохранение общей концепции самолета F-86 при использовании крыла с углом стреловидности 45°. Два года спустя был получен официальный заказ на создание двух опытных образцов YF-100 (впоследствии они получили обозначение YF-100A) и 110 серийных самолетов. Облет первого опытного образца, оснащенного турбореактивным двигателем с форсажной камерой XJ-57-P-7, был совершен 25.05.1953 г., а второго-14.10.1953 г. На самолете YF-100A 29.10.1953 г. был достигнут рекорд скорости полета по прямой 1215,3 км/ч на базе 15-25 км, который 20.08.1955 г. был побит самолетом F-100C (1323,3 км/ч).

В общей сложности в 1953-1959 гг. было изготовлено 2294 самолета «Супер-Сейбр» следующих модификаций:

– истребитель-перехватчик для дневных полетов F-100A (203 самолета, первый испытан 29.10.1953 г.);

– истребители-бомбардировщики F-100C (476 самолетов, 17.01.1955 г.) и F-100D (1274 самолета, 24.01.1956 г.);

– двухместный тренировочный F-100F (339 самолетов, опытный образец TF-100C испытан 6.08.1956 г., а первый серийный-7.03.1957 г.);

– два опытных образца YF-102A; три F-100B, переименованные впоследствии на YF-107A; один опытный образец NF-100F (для исследований на больших высотах) и один самолет-разведчик RF-100A.

Кроме США, самолеты F-100 были поставлены на вооружение во Франции, Дании, Турции и на Тайване. Цена самолета модификации F-100A составляла 486000 долл., F-100- С-662 000 долл. и F-100D-766 000 долл. Тот факт, что F-100 был первым серийным сверхзвуковым самолетом с турбореактивным двигателем, построенным в США, не мог не повлиять на трудоемкость и продолжительность процесса разработки и освоения, во время которого потребовалось проведение анализа разнообразных аэродинамических и конструктивных схем. До момента испытания первого летного образца на разработку было затрачено в общей сложности 4050000 человеко-часов, в том числе только на проведение аэродинамических исследований 200000 ч. Работы над опытным образцом и первым серийным вариантом самолета повысили трудоемкость до 4800000 человеко-часов. Описание самолета. Самолет F-100 представляет собой низкоплан классической схемы со стреловидным крылом, управляемым стабилизатором и классическим вертикальным оперением. Крыло относительной толщины 6% имеет прямолинейную переднюю кромку с углом стреловидности 45° и заднюю кромку с углом 25° при отрицательном поперечном V крыла 1°30'. Крыло оснащено пятисекционными предкрылками, размещенными по всему размаху, а также двухсекционными элеронами с относительной хордой 25% и значительным размахом, установленными в центральных частях консолей крыла. Элероны обеспечивают максимальную скорость крена самолета 360°/с. Каждый элерон состоит из двух секций, отклоняемых независимо друг от друга. Для управления элеронами использован необратимый гидропривод. Применение таких элеронов ограничило возможность применения закрылков; поэтому самолеты модификаций А-С их не имели. Увеличение взлетной массы в модификациях D и F (а также возрастание и без того высоких скоростей посадки) принудило фирму изменить конструкцию околофюзеляжных частей крыла. Угол стреловидности задней кромки стал иметь два значения (меньшее около фюзеляжа), что позволило применить закрылки с малым размахом и большой хордой. Использование системы сдува пограничного слоя с закрылков значительно повысило их эффективность.