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.

Двигательная установка. На самолете использован турбореактивный двигатель «Эвон» RA.28R фирмы «Роллс-Ройс» с тягой на форсаже 49,03 кН (5000 кГ), который получен путем оснащения форсажной камерой двигателя RA.28 тягой 44,48 кН (4536 кГ). Изменение формы крыла потребовало реконструкции воздухозаборников и воздушного канала. Были применены два подкрыльных, полуэллиптических нерегулируемых воздухозаборника. Топливо размещено в крыльевых кессон-баках и в одном фюзеляжном баке, расположенном за нишей передней стойки шасси.

Рис. 2.120 Проекции одноместного экспериментального самолета BAC 221 с оживальным крылом

Размах крыла, м 7,62

Длина, м 17,56

Высота, м 3,57

Площадь несущей поверхности, м2 45,52

Масса пустого самолета, кг 7458

Взлетная масса (ном./макс.), кг 8400/9063

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 184/199

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,71/1,85