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.

Двигательная установка. На самолете установлен турбореактивный двигатель «Эвон» 14 фирмы «Роллс-Ройс» тягой 44,48 кН (4536 кГ) с форсированием. Боковые нерегулируемые воздухозаборники имеют выдвинутые вперед острые верхние кромки (во время сверхзвукового полета на них образуются косые скачки уплотнения) и округлые дозвуковые нижние кромки. Внизу средней части фюзеляжа находится дополнительный щелевой воздухозаборник, открываемый при полетах на больших углах атаки и при работе двигателя на земле. Топливо размещается в крыльевых баках и в фюзеляжном баке, расположенном между воздухозаборниками.

Размах крыла, м 8,20

Длина, м 15,90

Высота, м 3,40

Площадь несущей поверхности, м2 33,4

Нормальная взлетная масса, кг 6100

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 183

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,37

Максимальное число Маха 1* 2,0

Максимальная скорость полета, км/ч 2100

Максимальная продолжительность полета, мин 2* 25

1* Проектные данные.

2* На форсированном режиме работы двигателя.

Рис. 2.40. Проекции экспериментального самолета F.D.2.

Ил-54- трехместный бомбардировщик конструкции С. В. Ильюшина-СССР, 1954 г.

История создания. После сдачи в серийное производство тактического околозвукового самолета-бомбардировщика Ил-28 конструкторское бюро С. В. Ильюшина в 1951 г. приступило к разработке его модификации со стреловидным крылом. Этот самолет по замыслу разработчиков должен был летать со скоростью 1000 км/ч. Первоначально он был обозначен Ил-28-2, а затем Ил-30. Однако в 1953 г. было признано, что модификация сравнительно низкоскоростного самолета Ил-28, развивающего максимальную скорость 900 км/ч, не стоит затрат времени. Поэтому было начато проектирование нового самолета с лучшими характеристиками, измененными габаритами и новой силовой установкой.

Новому самолету было дано обозначение Ил-54. Первый испытательный полет был проведен в 1954 г., а 25.06.1956 г. на подмосковном аэродроме опытный экземпляр (обозначенный Ил-149) вместе с другими новыми самолетами СССР был продемонстрирован представителям западных государств. Во время воздушного парада, посвященного Дню авиации (1957 г.), был показан групповой полет самолетов Ил-54. В воздухе одновременно находилось 36 самолетов этой модификации. После проведения летных испытаний, во время которых была достигнута максимальная скорость полета 1150 км/ч (М = 0,93), и замены двигательной установки была выпущена небольшая серия этих машин.

Рис. 2.41. Бомбардировщик Ил-54.

Описание самолета. Самолет выполнен по схеме высокоплана со стреловидным крылом (угол стреловидности передней кромки 55°), имеющим отрицательное поперечное V. Фюзеляж выполнен с большим удлинением. Крыло оснащено элеронами, закрылками и четырьмя аэродинамическими гребнями, два из которых представляют собой продолжение пилонов крепления гондол двигателей. В концевых частях крыла имеются ниши для вспомогательных стоек шасси. В фюзеляже овального сечения находятся кабина пилота и штурмана, ниша переднего шасси, бомбовый отсек и ниша заднего шасси, а в задней части-кабина стрелка.

Отличительной чертой самолета является применение шасси велосипедного типа со сдвоенными колесами (главных стоек) и одинарными маленькими колесами вспомогательных стоек. Система управления состоит из элеронов и классического хвостового оперения с рулями высоты и направления.

Двигательная установка. На опытном образце устанавливались двигатели МР-40 тягой 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 68,65 кН (7000 кГ) с форсированием, а на серийных самолетах-два турбореактивных двигателя АЛ-7 конструкции А. М. Люлька, располагавшиеся в подкрыльных гондолах, с нерегулируемыми круглыми лобовыми воздухозаборниками.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из спаренной пушки НР-23 (калибр 23 мм), расположенной в хвостовой части фюзеляжа под кабиной стрелка. Длинный бомбоотсек предназначен для транспортировки бомб и торпед общей массой 2500 кг.

Размах крыла, м 17,80

Длина, м 21,80

Высота, м 6,40

Площадь несущей поверхности, м2 64,80

Масса пустого самолета, кг 15 400