Авиация и космонавтика 2000 08

Сравнительные расчетные характеристики А-12 и "Кингфиш" приведены ниже.

Локхид Дженерал Дайнемикс Длина, м 31,09 24,22

Размах крыла,м 17,37 17,09

Масса топлива, кг 48895 46131

Скорость, число М 3,2 3,2

Дальность полета, км 6631 5472

Практический потолок с максимальной полетной массой, м 25 754 25 907

Практический потолок с нормальной полетной массой, м 29 748 28 650

Время на проектирование до первого полета прототипа 22 месяца у обоих проектов.

Продувочная модель А-12

Вариант А-12 по схеме утка был забракован по результатам продувок

Джонсон 28 августа записал в дневнике: "Сегодня разговаривал с руководителем программы. Он сказал, что мы получили заказ, Конвэр исчез с пейзажа. Базой для полномасштабного проектирования является А-12, методы работ и изготовления самолета полностью аналогичны использовавшимся при создании U-2. Беседа была сугубо приватной, нам выдвинули несколько условий:

- мы должны снизить заметность в радиолокационной области спектра настолько, насколько возможно;

- уровень секретности работ, по возможности, выше, чем при проектировании U-2;

- предельная экономия финансов в связи с огромной стоимостью программы в целом.

Мы говорили о проблемах секретности, людских ресурсах, сугубо специальных авиационных проблемах, а вечером я пригласил девять человек, занятых в программе, на торжественный ужин."

Официально фирма Локхид приступила к полномасштабному проектированию высотного скоростного и малозаметного самолета-разведчика 29 августа 1959 г. Интересно отметить, что другой локхидовский проект - "Gusto" аннулирован не был, а лишь временно приостановлен. Всего через два дня, 31 августа, Джонсон распорядился строить макет скоростного разведчика и его модель в масштабе 1:8. Фронт работ резко расширялся.

Весь сентябрь и октябрь велись интенсивные продувки моделей и аэродинамических трубах НАСА. Продувки выявили недостаточную устойчивость по каналу тангажа, а также серьезные проблемы, связанные с балансировкой самолета при полете на больших высотах.

Проект А-12 был выполнен по модифицированной схеме "бесхвостка" с крылом, плавно сопрягающимся с фюзеляжем, позже такая схема получит название интегральной.

Треугольное среднерасположенное крыло с положительным углом стреловидности по передней кромке 60° и отрицательным в 10" - по задней, имело очень тонкий двояковыпуклый профиль. С внешней стороны гондол двигателей применена коническая крутка носка крыла. Характерный внешний вид самолету придают развитые боковые наплывы, занимающие до 40% длины фюзеляжа, подобные боковые выступы сделаны и на внешних бортах гондол двигателей. Наплывы выполняют роль фиксированных передних поверхностей схемы "утка". Они оказывают благоприятное влияние на несущие свойства крыла, улучшают продольную и боковую устойчивость самолета, уменьшают изгибающий момент, действующие на носовую часть фюзеляжа.

Крыло многолонжеронной конструкции имеет кольцевые рамы для крепления гондол ТРД. На задней кромке каждой плоскости имеется по два элевона с максимальным углами отклонения +/-12". Других поверхностей управления или средств механизации не предусмотрено.

Хвостовое оперение состоит из двух цельноповоротных килей, смонтированных на гондолах ТРД и установленных под наклоном 15° к вертикали с завалом к продольной оси самолета. Максимальные углы отклонения килей +/-20°. Возможно как совместное отклонение килей, так и индивидуальное.

Уменьшение ЭОП, наряду с достижением огромных скоростей и высот, считалось одним из основных требований к самолету. На молозаметность "работали" удлиненный боковой профиль фюзеляжа и гондол двигателей, плавное сопряжение гондол, крыла и фюзеляжа, боковые наплывы и отклоненные внутрь кили. Примечательно, что площадь вертикального оперения считалась, исходя из соображений приемлемой управляемости, а не устойчивости, которую должна была обеспечивать специальная гироскопическая система. В конструкции боковых наплывов, носков крыла, элевонов использовался радиопоглащающий сотовый заполнитель из пластика.

В начале декабря 1959 г. на радиотехнический полигон были доставлены три модели для испытаний на определение эффективной отражающей поверхности и исследований в области оптимизации формы планера с точки зрения снижения ЭПР. Как и ожидалось, наибольший всплеск отраженного сигнала давали входные и выходные устройства двигателей, вертикальное хвостовое оперение, наплывы фюзеляжа и гондол двигателей.

Головной боли разработчикам добавлял сам двигатель. Необычная даже для сегодняшнего дня конфигурация самолета отчасти обязана нежеланием конструкторов раздувать фюзеляж до диаметра двигателя и стремлением расположить воздухозаборники вне зоны влияния скачков уплотнения крыла и фюзеляжа. Двигатель у фирмы Пратт энд Уитни получился чересур сложным и капризным для установки на "нормальные" самолеты. Флот от него отвернулся и в 1959 г. программа разработки ТРД J58 осталась без финансирования, что, конечно же, вовсе не облегчало работу по его "прописке" на борту А-12. На помощь пришло ЦРУ: руководство Управления перебросило средства, расходуемые на вялотекущую программу "Gusto", на адаптацию J58 к трехмаховому крейсерскому режиму полета. 30 января 1960 г., одновременно с официальными заверениями о выделении фирме Локхид ассигнований на постройку двенадцати А-12, руководство Пратт энд Уитни получило заказ на изготовление трех экспериментальных ТРД на базе J58, предназначенных для проведении серии стендовых испытаний, еще три движка следовало подготовить к началу 1961 г. уже для проведения испытаний в полете.

В целом силовая установка представляла собой очень сложное устройство, сочетавшее двигатель, осесимметрич- ный воздухозаборник с подвижным конусом центрального тела, эжекторы. На больших числах М основная тяга создавалась даже не ТРД, а мотогондолой, которая как бы превращалась в прямоточный двигатель, при этом на долю собственно ТРД приходится лишь 17% создаваемой движущей силы. При больших скоростях полета ТРД J58 - всего лишь устройство, индуцирующее воздушный поток.

Шасси - обычной схемы - трехопорное, с носовой опорой. Носовая двухколесная стойка убирается в фюзеляж по полету. Основные опоры имеют по три колеса на одной оси и убираются в корневые части крыла по направлению к оси самолета. Отсеки основных опор расположены для предотвращения перегрева пневматиков в полете в зоне топливных баков, циркуляция топлива способствует охлаждению отсеков шасси.