Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Рис. 2.53. Проекции многоцелевого истребителя «Дракен» J-35.

Передняя и задняя части фюзеляжа, выполненные в виде легкоразъемных узлов, крепятся к центральной части с помощью болтов. Форма фюзеляжа выбиралась без строгого следования правилу площадей, однако общая компоновочная схема самолета приближенно соответствует этому правилу. В передней части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым сиденьем (начиная с модификации J35D в самолете используются кресла класса 0-0), поисковый радиолокатор, радиолокационный прицел, передняя стойка шасси и топливный бак. В хвостовой части находятся двигатель с форсажной камерой и мягкие топливные баки. Начиная с модификации В, в самолете применены дополнительные убираемые двухколесные задние стойки шасси (вместо хвостовой пяты), обеспечивающие более эффективное аэродинамическое торможение во время пробега и облегчающие посадку с оптимальным углом атаки. Была реконструирована и удлинена хвостовая часть фюзеляжа (начиная с модификации D, в связи с использованием усовершенствованной форсажной камеры), благодаря чему уменьшилось сопротивление самолета при полетах со сверхзвуковой скоростью. Вертикальное оперение – классическое, стреловидное, с рулем направления. Киль соединен с кабиной пилота профилированной надстройкой, в которой размещены элементы системы управления, трубопроводы и т.п. Шасси-трехстоечное, нормальной схемы. Необычной является конструкция главных стоек шасси, которые во время убирания уменьшают свою длину (вплоть до полного сжатия амортизаторов-в этом состоянии избыточная нагрузка не действует, так как излишек жидкости отводится в находящийся над стойками бак) в целях уменьшения необходимого объема ниши в крыле. Передняя стойка шасси убирается вперед в фюзеляж, главные-в консоли крыла вдоль размаха в направлении от фюзеляжа.

Двигательная установка. Опытные самолеты оснащались турбореактивными двигателями «Эвон» 200 RB146 фирмы «Роллс-Ройс» тягой 50,01 кН (5100 кГ) без форсирования и 64,72 кН (6600 кГ) с форсированием. На предсерийных и серийных самолетах модификаций А-С устанавливались двигатели RM6B (изготавливаемые по лицензии на предприятиях «Свенска флюг- мотор») с форсажной тягой 69,62 кН (7100 кГ), а на самолетах остальных модификаций-двигатели RM6C (RB.146 «Эвон»300) тягой 56,88 кН (5800 кГ) без форсирования и 78,45 кН (8000 кГ) с форсированием. Центральный воздухозаборник, использованный в первой модификации опытного самолета, впоследствии был заменен на боковые. Было установлено, что при полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник работает эффективно, если он выдвинут по возможности вперед относительно миделева сечения, где воздушный поток испытывает ускорение. Воздухозаборники-нерегулируемые, значительно удаленные от стенки фюзеляжа (в целях слива пограничного слоя). Топливная система самолета состоит из обычных фюзеляжных баков (жестких-передних и мягких – задних) и крыльевых кессон-баков общей емкостью 4000 л. Так как размещение топлива существенно влияет на положение центра тяжести, то его расход регулируется электронно-механической дозирующей системой. В первой половине полета центр тяжести постепенно перемещается назад, что облегчает выполнение боевых маневров; во второй же половине полета он перемещается вперед таким образом, что при посадке занимает примерно такое же положение, как и при взлете. На подвесках самолет может нести топливные баки общей емкостью 5000 л.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из двух пушек «Эйден» (калибр 30 мм), размещенных в около фюзеляжных частях крыла. Кроме того, на 3 подфюзеляжных и 6 подкрыльных замках могут быть подвешены ракеты «Сайдуиндер» и контейнеры «Ма- тра» со снарядами «Бофор», бомбы и топливные баки общей массой 4480 кг.

Размах крыла, м 9,40

Длина, м 15,35

Высота, м 3,89

Площадь несущей поверхности, м 2 49,20

Масса пустого самолета, кг 7300

Взлетная масса (ном./макс.), кг 11400/16000

Номинальная посадочная масса, кг 8800

Грузоподъемность, кг 4480

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 4000/5000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м 2 232/325

Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м 2 179

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,45/2,04

Максимальное число Маха 2,0

Максимальная скорость, км/ч 2100

Максимальная скорость у земли, км/ч 1100

Крейсерская скорость на высоте 12200 м, ? 0,9

Посадочная скорость, км/ч 215

Вертикальная скорость, м/с 200

Время подъема на высоту 15 000 м, мин 5

Практический потолок, м 18000

Максимальная дальность, км 1450

Радиус действия, км 635

Длина разбега, м 650

Взлетная дистанция (масса ном./макс.), м 960/1550

Длина пробега, м 530

История создания. К работам по созданию самолета приступили в начале 50-х годов, исходя из условия, что преемник самолета МиГ-19 должен превосходить его по скорости, потолку, маневренности, вооружению и в то же время характеризоваться малой взлетной массой, простотой изготовления и обслуживания. С целью выбора формы крыла в плане (стреловидного или треугольного) были изготовлены два соответствующих опытных образца самолета, получивших обозначения Е-2 и Е-4. Оба самолета имели близкие по форме фюзеляжи и двигатель конструкции С. К. Туманского Р-11 с форсажной камерой. Опытный образец Е-2А со стреловидным крылом (угол стреловидности по передней кромке 57°) тонкого профиля был облетан 14.02.1954 г. Максимальная скорость, достигнутая при испытаниях, составляла 1900 км/ч. При небольшой полетной массе (6250 кг) самолет имел дальность полета до 2000 км. В процессе испытаний опытного образца Е-4 с треугольным крылом той же стреловидности был выявлен кормовой эффект (нежелательное засасывание воздуха в пространство между выхлопным соплом двигателя и хвостовой обечайкой фюзеляжа), вследствие чего самолет не достигал расчетной скорости. В 1956 г. был построен усовершенствованный опытный образец самолета с треугольным крылом (и тем же двигателем), получивший обозначение Е-5. Максимальная скорость и потолок, достигнутые на этом самолете, составляли соответственно 2000 км/ч и 18 000 м. 24.08.1956 г. самолеты Е-2А и Е-5 были продемонстрированы на воздушном параде в Тушино.

Самолет Е-2А послужил базой для создания опытного самолета Е-50 с комбинированной силовой установкой, состоящей из ТРД и жидкостного ракетного двигателя. В одном из полетов на этом самолете были достигнуты скорость 2460 км/ч и потолок 25 600 м. Взлетная масса самолета составляла 8500 кг, а время подъема на высоту 20000 м не превышало 9,5 мин. Однако из-за установки ЖРД и топливных баков для него запас топлива для ТРД пришлось уменьшить, вследствие чего радиус действия самолета сократился до 450 км, что было признано неудовлетворительным.