Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты
Рис. 2.36. Серийный истребитель-бомбардировщик «Вуду» F-101A.
Описание самолета. Самолет «Вуду» является среднепланом классической схемы со стреловидным крылом относительной толщины 6-4,5% и стреловидным хвостовым оперением. Наиболее характерной чертой самолета, кроме компоновки двигателей и формы задней части фюзеляжа, является принятая форма крыла. Первоначально предполагалось использовать обычное стреловидное крыло с углами стреловидности по передней кромке ~ 37° и по задней кромке ~ 20°, т. е. такое, как и у XF-88. Однако увеличение взлетной массы самолета потребовало увеличения несущей поверхности, в связи с чем была принята концепция переменной стреловидности крыла по задней кромке (отрицательной вблизи корневого сечения и далее положительной по всему размаху). На верхней поверхности консолей крыла (приблизительно на половине размаха элеронов) расположены небольшие аэродинамические гребни. Сокращение пробега осуществляется за счет использования закрылков, трех тормозных щитков (один-в передней нижней части фюзеляжа, перед воздухозаборником, и два-по бокам фюзеляжа) и тормозного парашюта, расположенного в хвостовой части фюзеляжа.
Система управления состоит из элеронов обычного типа, руля направления и управляемого стабилизатора. В самолете использованы автомат продольной балансировки, а также звуковая и световая сигнализация опасных углов атаки, возникающих при некоторых величинах продольных моментов. Шасси – трехстоечное с одинарными колесами. Главные стойки шасси убираются в крыло. Уборка шасси происходит при скорости 462 км/ч. В конструкции планера самолета использованы преимущественно сплавы алюминия. Тем не менее многие элементы, в частности шпангоуты фюзеляжа, обшивка в области действия выхлопных газов, лонжероны, элементы жесткости и узлы крепления крыла, выполнены из титановых сплавов. Обшивка крыла изготовлена из фрезерованных монолитных панелей. Хвостовая часть стабилизатора и руль направления выполнены в виде конструкции с многослойной обшивкой.
Рис. 2.37. Компоновочная схема истребителя- бомбардировщика F-101A.
Двигательная установка. Для обеспечения безопасности при полетах на большие расстояния было принято решение использовать два двигателя. Двигатели расположены горизонтально в нижней части фюзеляжа таким образом, что их обтекатели несколько выступают за геометрический контур фюзеляжа. Применение укороченных форсажных камер и нерегулируемых воздухозаборников с устройствами отвода пограничного слоя, расположенных в околофюзеляжных частях крыла, уменьшило длину воздушного канала и потери давления. Короткие форсажные камеры позволили применить балочную конструкцию фюзеляжа, что уменьшило не только массу планера самолета, но и аэродинамическое сопротивление.
В самолетах модификаций А и С использованы турбореактивные двигатели J57-P-13 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 52,07 кН (5310 кГ) и 64,48 кН (6575 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием, а в самолетах F-101B-более совершенные двигатели J57-P-55 с удлиненной форсажной камерой тягой 53,2 кН (5440 кГ) без форсирования и 65,6 кН (6800 кГ) с форсированием. Топливные баки емкостью 9600 л расположены в фюзеляже и околофюзеляжных частях крыла. Самолет оснащен наружными узлами подвески двух дополнительных баков емкостью по 1705 л, а также оборудованием для дозаправки топливом в полете (как с помощью телескопической штанги, так и гибких шлангов). В хвостовой части фюзеляжа размещены две горловины для быстрого аварийного слива топлива из внутренних баков.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета в модификациях истребителей-бомбардировщиков и перехватчиков состоит из четырех- ствольной пушки М-39Е калибра 20 мм. На трех подфюзеляжных наружных узлах подвесок самолет может нести 1000 кг (модификация В) или 1800 кг (модификации А и С) боеприпасов, в том числе одну ядерную бомбу (только F-101C) или ракету «Джини» с ядерной боеголовкой (только F-101B), три ракеты «Фолкон» класса воздух-воздух (модификации А и С) или три контейнера неуправляемых снарядов.
Летно-технические данные F-101B
Размах крыла, м 12,09
Длина, м 20,55
Высота, м 5,49
Площадь несущей поверхности, м2 43,20
Масса пустого самолета, кг 12680
Взлетная масса (ном./макс.), кг 18 100//20900 1*
Грузоподъемность, кг 1000-1800
Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 9600/3410
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 419/484
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,38/1,69
Максимальное число Маха 1,85
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1964
Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч 1350 2*
Полетная скорость с наружными подвесками, км/ч 958
Посадочная скорость, км/ч 278
Вертикальная скорость, м/с 80
Практический потолок, м 15 860
Дальность полета (ном./макс.), км 2715/4500
1* 22 225 кг в модификации С.
2* Ц60 км/ч в модификации А.
Рис. 2.38. Проекции истребителя-бомбардировщика «Вуду» F-101.
F.D.2 фирмы «Фэри» – одноместный экспериментальный самолет- Великобритания, 1954 г.
История создания. Проблемой треугольного крыла фирма «Фэри» предварительно начала заниматься уже во время второй мировой войны. Основные работы развернулись в 1947 г. во время создания опытного образца истребителя вертикального взлета и посадки F.D.I. Испытанный 12.03.1951 г. самолет так и не вышел из стадии опытных работ, и его последующее назначение сводилось к исследованию свойств треугольного крыла при малых скоростях полета, поскольку установленный на нем двигатель «Дервент» 8 фирмы «Роллс-Ройс» имел тягу лишь 15,98 кН. В такой ситуации в 1949 г. было предпринято изучение концепции самолета для проведения исследований в области сверхзвуковых скоростей, а в 1950 г. было установлено, что вполне возможна разработка боевого сверхзвукового самолета. Однако практические работы в этом направлении начались только в 1952 г. (под руководством Р. Ликли), которые 6 октября 1954 г. увенчались летным испытанием первого опытного экземпляра.
10.03.1956 г. на самолете F.D.2 был установлен рекорд скорости на базе 15 км. Этот отрезок самолет пролетал на высоте 11 600 м в обоих направлениях со скоростями 1798 и 1846 км/ч (среднее число Маха 1,731). Рекордный полет длился 23 мин; при этом самолет пролетел расстояние 386 км. Несмотря на продолжительное время полета, было отмечено нагревание конструкции кабины до + 50° С (при температуре окружающего воздуха – 60°С). В 60-х годах самолет F.D.2 был реконструирован для исследования свойств оживального крыла. Новая модификация получила обозначение ВАС 221.
Рис. 2.39. Экспериментальный самолет F.D.2 в полете.
Описание самолета. Самолет F.D.2 представляет собой среднеплан, выполненный по схеме «бесхвостка», с треугольным (срезанным на концах) крылом. Изготовленное с применением профилей относительной толщины 4% крыло имеет прямолинейные передние кромки со стреловидностью 60° и расположенные перпендикулярно оси самолета задние кромки. В системе поперечного и продольного управления использованы элевоны, большая хорда которых обеспечивает хорошую управляемость при малых углах отклонения и малом приросте сопротивления. Самолет спроектирован в соответствии с правилом площадей, требование которого было выполнено не за счет характерного изменения формы фюзеляжа, а путем применения воздухозаборников специальной конструкции и стреловидного киля.
Управление всеми рулями осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей и устройств загрузки рычагов управления пружинного типа. В системе управления элеронами и рулем высоты использован редуктор с регулируемым передаточным отношением между углом выдвижения ручки управления и углом отклонения рулей в зависимости от скорости полета. Вначале обе системы работали совместно с ручным изменением передаточного отношения от 1:1 до 9:1. Позднее была применена автоматическая система. Фюзеляж состоит из трех частей. Передняя часть, выполненная в виде заостренного конуса с овальным поперечным сечением, подвижная. В целях увеличения видимости во время посадки она отклоняется вниз на 10°. В этой части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым сиденьем (возможно также отделение всей кабины), закрытая обтекателем, оборудованным лишь тремя небольшими иллюминаторами для наблюдений по сторонам и вверх. Лобовое неподвижное стекло состоит из двух частей. Основная часть фюзеляжа постоянного овального сечения заканчивается короткой сужающейся частью, образованной сложенными четырехсекционными тормозными щитками, закрывающими регулируемое выходное сопло двигателя. Под рулем направления находится контейнер для парашюта. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка шасси убирается назад. Главные стойки шасси со сложной кинематикой убираются в околофюзеляжные части крыла. Из-за недостатка места в тонком крыле использованы узкие цельнорезиновые шины колес.
