Авиация и космонавтика 1998 09

Вообще говоря, сама проблема обеспечения устойчивости капсулы в полете представляла сложную задачу. Испытания в аэродинамических трубах и сбросы макетов капсулы с самолетов должны были помочь в выборе параметров штанг и стабилизаторов. Обеспечить устойчивость капсулы во всем диапазоне чисел Маха оказалось неимоверно трудно. После сбросов капсул с бомбардировщика Боинг В-47 пустынная равнина вокруг авиабазы Эдварде была усеяна обломками разбившихся капсул. Отсутствие прогресса в создании катапультируемой капсулы тормозило проектирование передней части фюзеляжа перехватчика. Разработчики прилагали огромные усилия для решения поставленной задачи и в конце 1956 г. их ждал первый успех: была получена конфигурация стабилизаторов, которые обеспечивали устойчивость капсулы. На конце каждой из телескопических штанг был установлен стабилизатор с углом наклона вниз и наружу вбок относительно продольной оси штанги. Кроме того, стабилизаторы имели небольшую кривизну и при нахождении капсулы на борту самолета образовывали часть обшивки фюзеляжа. При этом достигалась экономия в массе конструкции.

Естественно, конструкторы пытались добиться минимальных нагрузок налетчика в момент отделения капсулы от самолета. Поэтому особое внимание уделялось траектории движения капсулы в процессе катапультирования. В одном из вариантов предлагалось с помощью четырехзвенника выводить ее вниз и назад за обводы фюзеляжа, а по другому варианту предусматривались наклонные рельсовые направляющие, обеспечивающие тот же результат. Вертикальные направляющие приводили к очень высоким перегрузкам при отделении капсулы. В окончательном варианте была принята схема с вертикальными направляющими, концевые части которых были отогнуты назад. Вертикальный участок направляющих использовался для обеспечения посадки летчика в кабину на земле: капсула выдвигалась вниз, летчик заходил в нее, после чего капсула втягивалась внутрь фюзеляжа.

Когда капсула находится внутри самолета, то органы управления самолетом, размещенные в капсуле, стыкуются с тягами, расположенными в фюзеляже, с помощью конических разъемов-замков.

Вернемся снова в март 1953 г. После технического анализа построенного макета предполагалось, что фирма Рипаблик перейдет ко второму этапу программы - непосредственному проектированию самолета. Но руководство компании решило отложить этот этап на конец 1954 г. и решило продлить первый этап на 18 месяцев и представило так называемую "Программу расширенных исследований по первому этапу". Было названо несколько причин, побудивших принять такое решение. Во-первых, необходимо было провести дополнительные исследования в области титановых технологий, в частности, процессов изготовления деталей из титана. Во-вторых, требовалось изучить поведение гидравлической системы в условиях сильного нагрева планера в полете. Далее предполагалось внести доработки в систему жизнеобеспечения летчика. Не были окончательно решены вопросы управления режимами работы силовой установки. Наконец, все еще продолжались дискуссии относительно системы обзора через перископ и конструкции катапультируемой капсулы.

Первое серьезное изменение в конструкцию перехватчика XF-103, внесенное в течение дополнительного периода исследований, касалось сопла двигателя. Квадратное сопло превратили в круглое осесимметричное. Сделано это было, в основном, по причине уменьшения массы конструкции, так как известно, что при заданных размерах круглое сопло требует меньше материалов, чем квадратное. В результате воздушные тормоза, находившиеся на боковых стенках квадратного сопла, разместились на фюзеляже сразу же перед регулируемыми створками сопла. Для улучшения путевой устойчивости размеры вертикального оперения (размах и площадь) были несколько увеличены.

Второй этап программы начался в конце 1954 г. Вплоть до января 1957 г., когда была проведена техническая инспекция проекта, продолжалось решение различных проблем, причем над конструктивным их решением преобладали политические аспекты.

Облик перехватчика XF-103 после января 1957 г. отразил все изменения как с технической точки зрения, так и боевого применения, вносившиеся с самого начала разработки. Передняя секция фюзеляжа была удлинена на 1,5 м, что позволило увеличить емкость топливных баков, использовать управляемые ракеты класса воздух-воздух с ядерной или обычной боеголовкой и усовершенствованной системой управления пуском, а также увеличить размеры отсека под носовым обтекателем для установки РЛС с антенной диаметром 1,03 м и дальностью обнаружения цели 160 км. Результатом этого стало увеличение длины фюзеляжа до 24,96 м.

Процесс проектирования всегда сопровождается увеличением взлетной массы самолета и, соответственно, его размерами. Так и в случае с перехватчиком рост массы заставил увеличить размах крыла до 10,91 м (но при сохранении его площади) и высоту вертикального оперения до 5,55 м.

В конце 1958 г. фирма Рипаблик предполагала приступить к наземным испытаниям самолета, а в начале 1960 г. планировалось поднять его в воздух.

Через восемь месяцев после полета первого опытного самолета XF-103 должны были начаться испытания второго. Третий самолет предполагалось оснастить штатным электронным комплексом для отработки системы управления огнем.

В январе 1957 г. во время заседания инспекционной комиссии фирма Рипаблик предложила построить специализированный демонстрационный самолет и провести на нем программу скоростных полетов на большой высоте независимо от программы разработки перехватчика XF-103. Это предложение должно было оказать поддержку разработке боевого самолета, так как с начала его создания прошло уже шесть лет, в нее было вложено 100 млн. долл., а самолет до сих пор так и не взлетел.

Демонстрационный самолет должен был отличаться от перехватчика. Например, в отсеках, предназначенных для размещения управляемых ракет, планировалось разместить топливные баки, в результате чего запас топлива мог возрасти с 8525 до 10340 л. Можно было обойтись и без такой модификации, так как и с подкрыльными топливными баками увеличенной емкости (2270 вместо 1210 л) можно было добиться поставленных целей. Кстати, идея размещения дополнительного топлива в двух задних отсеках для ракет на перехватчике XF-103 позволяла увеличить его запас до 9840 л.

Интересно, что на демонстрационном самолете предполагалось получить более высокие летные характеристики, чем на боевой машине. Фирма Рипаблик сообщала, что на высоте 24385 м скорость будет соответствовать числу М=3,7, а на высоте 22680 м - числу М=3,63. Расчетная скороподъемность на уровне моря составляла 203 м/с при работе двигателя на режиме ТРД, а на высоте 15240 м на режиме ПВРД скороподъемность возрастала до 380 м/с.