Рис. 2.14. Носовая часть фюзеляжа истребителя «Тридан» II.

Рис. 1.15. Проекции истребителя «Тридан» II S.0.9050.

Двигательная установка. Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п. Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете. На опытных образцах самолета «Тридан» I устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин. В самолетах «Тридан» II были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами-сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, «Тридан» II стал первым самолетом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.

Размах крыла, м 8,15 6,86

Длина, м 14,0 12,95

Высота, м 3,13 3,13

Площадь несущей поверхности, м2 9,2 14,5

Масса пустого самолета, кг – 2625

Нормальная взлетная масса, кг 5000 5150

Масса самолета при посадке, кг 3000 -

Масса топлива во внутренних баках, кг 2265 –

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 543 355

Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 – 207

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 0,88

Максимальное число Маха 1,7 2,0

Максимальная скорость полета, км/ч – 2000

Посадочная скорость, км/ч – 180

Вертикальная скорость, м/с – 100

Время подъема на высоту 15 000 м, мин – 2,5

Потолок (практ./ /макс.), м …/18000 18 000/(22000- 25000)

Длина разбега, м – 500

Длина пробега, м – 500

Рис. 2.16. Экспериментальный самолет Х-2.

История создания. После проведения первой серии испытаний самолетов Х-1 фирма «Белл» совместно с Национальным координационным комитетом по авиации NACA и ВВС США приступила в 1949 г. к проектированию самолета для исследования аэродинамических и термодинамических явлений при полетах с ? 3. При этом предполагалось, что по мере совершенствования самолета он сможет достигать высоты в диапазоне 30-60 км, когда во второй половине полета тяга двигателя будет больше веса самолета. Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 г., и после выполнения нескольких планирующих полетов в 1953 г. (носителем являлся самолет «Боинг» В-50) был осуществлен его облет с работающим двигателем. Однако 12 мая 1953 г. во время заправки топливных баков опытного самолета в воздухе, когда Х-2 находился еще в бомбоотсеке В-50, произошел взрыв (погибли два члена экипажа самолета-носителя, подготавливавшие Х-2 к самостоятельному полету), самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Эта катастрофа прервала исследования до конца 1955 г.

Второй экземпляр самолета был построен лишь в 1955 г., и его облет с работающим двигателем состоялся в ноябре. Позже, 25.07.1956 г., была достигнута рекордная скорость в горизонтальном полете 3360 км/ч, а в начале сентября 1956 г.-высота 38 430 м. Второй опытный образец постигла участь первого: 27.09.1956 г. произошла катастрофа, причины которой так и не удалось установить. Описание самолета. Х-2 представляет собой моноплан классической схемы с низкорасположенным стреловидным ( ~ 40°) крылом, имеющим острую переднюю кромку. Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/5 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабженными триммерами. Стабилизатор – стреловидный, управляемый, а киль-прямой, с рулем направления. Фюзеляж (длиной около 12 м) в центральной части имеет форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части-конусообразную. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа находятся два больших продольных обтекателя, которые закрывают коммуникации и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу (в первом опытном образце). Крыло и оперение выполнены из нержавеющей стали, а фюзеляж- из легированной молибдено-никелевой стали. Поскольку Х-2 стартует в воздухе с оборудованного соответствующим образом бомбардировщика «Боинг» В-50, шасси Х-2 предназначено лишь для посадки и рассчитано на небольшие нагрузки. У первого экземпляра самолета шасси состояло из одноколесной передней стойки и лыжи, выполняющей роль колеса главного шасси. Во втором опытном экземпляре использовались уже две лыжи, которые при необходимости убирались в крыло.

Предназначение самолета для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии. В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540°С, но и поглощали инфракрасные лучи.

Рис. 2.17. Проекции экспериментального самолета Х-2.

В целях уменьшения солнечного нагрева конструкции и увеличения интенсивности тепло- отвода в окружающую среду самолет покрашен в белый цвет.

Двигательная установка. В самолете использован восьмикамерный ракетный двигатель XLR-25CW фирмы «Кёртисс-Райт» с максимальной тягой – 71,10 кН (7250 кГ). Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги двигателя во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течение 2,3-6,0 мин.

Размах крыла, м 9,76

Длина, м 13,40

Высота, м 4,13

Площадь несущей поверхности, м2 24,30

Масса пустого самолета, кг 7300-8200

Взлетная масса, кг 13000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 535

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 1,84

Максимальное число Маха 3

Максимальная скорость, км/ч 3360

Потолок, м 38430

Рис. 2.18. Истребитель-бомбардировщик «Супер-Сейбр» F-100F.

История создания. Работы по созданию сверхзвукового самолета, преемника самолета «Сейбр» F-86, были начаты в 1949 г. Проект был назван «Сейбр» 45 (модель NA-180), что должно было означать сохранение общей концепции самолета F-86 при использовании крыла с углом стреловидности 45°. Два года спустя был получен официальный заказ на создание двух опытных образцов YF-100 (впоследствии они получили обозначение YF-100A) и 110 серийных самолетов. Облет первого опытного образца, оснащенного турбореактивным двигателем с форсажной камерой XJ-57-P-7, был совершен 25.05.1953 г., а второго-14.10.1953 г. На самолете YF-100A 29.10.1953 г. был достигнут рекорд скорости полета по прямой 1215,3 км/ч на базе 15-25 км, который 20.08.1955 г. был побит самолетом F-100C (1323,3 км/ч).