Сверхзвуковые самолеты
Шрифт:
Двигательная установка. Самолет имеет два турбореактивных двигателя. Воздухозаборники – боковые, регулируемые.
НА -300 фирмы «Хелуан»-одноместный истребитель-перехватчик – Египет, 1964 г.
Рис. 2.117. Опытный образец истребителя-перехватчика НА-300 У-1.
История создания. В середине 50-х годов испанская авиационная фирма «Испано авиасион» приступила к разработке истребителя НА-300 (военное обозначение ХС-6) с расчетной скоростью полета М = 1,3 -f-1,5. Предварительный проект предусматривал создание самолета по схеме «бесхвостка» с двигателем «Орфей» фирмы «Бристоль-Сиддли». Для оценки летных характеристик самолета в 1959 г. был построен летающий макет НА-300Р с треугольным крылом. Макет массой 1250 кг (размах крыла 6,15 м, длина 10,20 м, площадь несущей поверхности 20,0 м2 ) был оснащен двумя водяными балансировочными баками, предназначенными для имитации изменения центровки самолета в полете. Однако уже в 1960 г. проект был признан слишком дорогостоящим, а конструкторский коллектив сумел заинтересовать своим проектом египетские ВВС. Развернутые в исследовательском центре «Хелуан эр уоркс» под Каиром работы имели целью создание самолета с проектной скоростью М = 2,2 и потолком 18000 м. При этом предполагалось оснастить самолет разрабатываемым параллельно турбореактивным двигателем Е-300 с форсажной камерой.
В рамках работ по созданию прототипа были исследованы его аэродинамические свойства с использованием буксируемого в полете макета. На основании полученных результатов было принято решение строить самолет по классической схеме, с горизонтальным оперением по образцу самолета МиГ-21. Первый опытный образец самолета НА-300 V-1 массой 4490 кг был оснащен двигателем «Орфей» и облетан 7 марта 1964 г. Всего было построено 3 (по некоторым источникам 4, а облетано только 2) опытных образца, так как в 1969 г. программа была свернута по причине поставок импортных самолетов. К этому времени было изготовлено и испытано 17 двигателей Е-300. Первые летные испытания двигателя Е-300 были проведены в июне 1966 г. на переоборудованном для этих целей транспортном самолете Ан-12 конструкции О. К. Антонова.
Описание самолета. При разработке самолета конструкторы исходили из того, что НА-300 должен быть легким и пригодным к специфическим условиям боевых действий на Ближнем Востоке. В результате НА-300 относится к числу наиболее легких сверхзвуковых самолетов своего времени. Самолет представляет собой построенный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом относительной толщины профиля 4% и стреловидным хвостовым оперением. Крыло с прямыми передней (стреловидность 57,5°) и задней кромками оснащено элеронами и закрылками.
Поперечное сечение передней части фюзеляжа-овальное, а хвостовой-круглое. Форма его центральной части вместе с каналами воздухозаборников, а также положение консолей крыла и оперения отвечают правилу площадей. Горизонтальное оперение-управляемое, вертикальное-нормальной схемы. Под рулем направления находится контейнер тормозного парашюта. Шасси – трехстоечное, передняя стойка (со спаренными колесами) убирается назад в фюзеляж, главные (с одинарными) убираются вперед в ниши, расположенные в обтекателях воздухозаборников.
Двигательная установка. Предполагалось, что первые серийные самолеты НА-300 будут иметь максимальную скорость М = 2, которая затем будет повышена до М = 2,2. На самолете планировалось установить двигатель Е-300 тягой 44,13 кН (4500 кГ) без форсирования и 50,99 кН (5200 кГ) с форсированием. Такой двигатель был установлен лишь на третьем опытном образце НА-300 V-3, который был облетан в 1967 г. На первом и втором опытных образцах использовался двигатель «Орфей» 703 фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 21,57 кН (2200 кГ), так как в то время двигатель Е-300 еще только разрабатывался. Нерегулируемые боковые воздухозаборники двигателя значительно выдвинуты вперед относительно крыла и выступают за геометрический контур фюзеляжа.
Рис. 2.118. Проекции одноместного истребителя-перехватчика НА-300.
Размах крыла, м 5,84
Длина, м 12,40
Высота, м З.15
Площадь несущей поверхности, м2 17,29
Масса пустого самолета, кг 4823
Номинальная взлетная масса, кг 5500
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 318
Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании 1) кг/даН 1,08
Максимальное число Маха 1) 2,0
Максимальная скорость 1) , км/ч 2125
Вертикальная скорость 1) , м/с 200
Практический потолок 1) , м 15000
1) Проектные данные с двигателем Е-300.
ВАС 221 корпорации «Бритиш эркрафт» – одноместный экспериментальный самолет с оживальным крылом- Великобритания, 1964 г.
Рис. 2.119. Экспериментальный одноместный самолет ВАС 221 с опущенной носовой частью фюзеляжа.
История создания. В сентябре 1958 г. британская фирма «Фэри» выступила с предложением создать экспериментальный самолет (на базе самолета F.D.2) с целью исследования крыла новой формы, которое использовано в проекте пассажирского сверхзвукового самолета, разработанном ранее фирмой «Хоукер Сиддли». Однако лишь в июле 1960 г. программа была конкретизирована. Разработка и строительство прототипа были поручены фирме «Бристоль эркрафт», входящей в корпорацию ВАС. Фирма представила два варианта модификации самолета F. D.2; в первом из них предусматривалась лишь замена треугольного крыла оживальным, а во втором предполагалось также увеличить длину фюзеляжа и изменить конструкцию шасси. Для реализации был принят второй вариант, обозначенный предварительно «Бристоль» ?.221. Конструкторские работы были развернуты в апреле 1961 г. Им предшествовал повторный облет (5.09.1960 г.) уже законсервированного первого опытного образца самолета F. D.2. Реконструкция планера была завершена в июле 1963 г., а облет нового самолета состоялся 1.05.1964 г. Результаты проведенных исследований при малых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета впоследствии были использованы в проекте самолета «Конкорд».
Описание самолета. ВАС 221 представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» среднеплан, оживальное крыло которого имеет минимальную стреловидность передней кромки 65° и относительную толщину 4,5%. В дополнение к большей относительной толщине крыла и изменению формы передней кромки задней кромке крыла придана небольшая положительная стреловидность, а размах крыла уменьшен, что привело к уменьшению удлинения до значения 1,28. Конструкция крыла – многолонжеронная с применением монолитных панелей.
За счет вставки новой секции перед двигателем фюзеляж удлинен на 1,83 м. Кабина оснащена модифицированным катапультируемым сиденьем МкЗ фирмы «Мартин Бейкер» с ракетным ускорителем. Угол наклона кресла вперед на режимах взлета и посадки уменьшен до 8°. Существенной реконструкции подверглось и шасси. В передней стойке использованы реконструированная опора с самолета «Ганнет» и спаренные колеса с самолета F. D.2. В качестве главных стоек шасси использованы соответствующие узлы с самолета «Лайтнинг». Передняя стойка убирается назад, главные-вперед при одновременном повороте колес (давление в пневматиках 1,24 МПа) на 90° и полном убирании их в консоли крыла. Управление самолетом ВАС 221 осуществляется аналогично управлению самолетом F.D.2, т.е. с помощью элеронов (расположенных в концевых частях крыла), рулей высоты (в прифюзеляжных частях) и руля направления. Управление всеми рулями осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей, причем сервоприводы элеронов расположены за контуром профиля, в специальных подкрыльных обтекателях. В системе управления элеронами и рулем направления использован механизм, обеспечивающий начальную установку их положения. В нейтральной позиции ручки управления элероны остаются отклоненными на угол 2° вверх. Передаточное число между углами отклонения ручки и элеронов (а также руля высоты) составляет 2:1. Во время посадки возможно отклонение рулей высоты на угол 13° вверх или 8,5° вниз, элеронов соответственно на 10° и 11°, а руля направления на 15°. Самолет оснащен четырехсек- ционными тормозными щитками и парашютом.