ЗАРУБЕЖНЫЕ АНАЛОГИ

Пятидесятые годы для советской авиационной промышленности были особо урожайными в связи с созданием новых турбореактивных двигателей и самолетов с ними. Западные авиационные державы, почивая на лаврах послевоенных достижений, вроде бы тоже не стояли на месте. Однако уже в начале 50-х годов по основным летно -техническим характеристикам самолетов они шагали с нашими если не в ногу, то определенно без внушительного опережения.

Имея несоизмеримо лучшую и более оснащенную научно-экспериментальную базу и значительно более высокую культуру производства, самолетостроители этих стран к своему крайнему удивлению вынуждены были предстать перед фактом, что к середине 50-х годов боевая авиация СССР по многим показателям не только вышла на мировой уровень, но порой даже превосходила его. Это подхлестнуло многих, и западные специалисты окунулись в исследования новых схем и энергетических возможностей сверхзвуковых самолетов более интенсивно.

Так, английская самолетостроительная фирма Бристол в рамках программы по созданию сверхзвукового транспортного самолета, намеченной концерном ВАС, в 1955 г. начала поиск новых инженерных решений, связанных с отработкой схемы аэродинамической компоновки, конструкции и основных материалов будущего самолета, которые были бы приемлемы для скоростей полета, соответствующих числу М› 2. Развитие боевой авиации требовало от науки более серьезного взгляда вперед, в сторону еще больших значений скорости, под стать числам М = 2,5-3 и высот полета порядка 20 000-25 000 м.

Первые сведения о новом экспериментальном самолете «188» были обнародованы в 1958 г., и вскоре на одном из авиасалонов была показана масштабная модель этого аппарата. Во время постройки первого экземпляра «Тип 188.01» в журнале королевских ВВС «Флаинг Ревю» были опубликованы его основные параметры с общим видом в трех проекциях, краткие сведения о конструкции и материалах, а также характеристики силовой установки под бравурным заголовком: «Впервые три Маха! И это в Британии!»

Экспериментальный аппарат строился в 1961 г. Первый полет на «Тип 188» совершил шеф-пилот фирмы Бристол Годфри Оути 14 апреля 1962 г. Для проведения летных исследований строили два самолета. Дублер был поднят в небо 29 апреля 1963 г. тем же летчиком.

По схеме, продиктованной аэродинамической компоновкой, «Т. 188» представлял собой нормальный сред-неплан с «удлиненным, великолепно обтекаемым фюзеляжем», прямым крылом малого удлинения и Т-образным хвостовым оперением. Фюзеляж имел овальные (яйцеобразные) поперечные сечения. Носовая и хвостовая части фюзеляжа были выполнены в виде конусов аналогичных сечений, сходящихся на нет в крайней передней и задней точках. В зоне сопряжения передней конической части с центральной цилиндрической частью корпуса была устроена гермокабина летчика, снабженная наддувной системой кондиционирования и катапультируемым сиденьем. На участке перехода цилиндрических контуров в хвостовой конус по бортам фюзеляжа были установлены тормозные щитки. С левой стороны хвостовой части фюзеляжа на горизонтальном пилоне была пристроена гондола тормозного парашюта.

Форма крыла в плане была выбрана на основе многолетних натурных экспериментов. Его передняя кромка представляла собой ломаную линию, в пределе близкую к эллиптической кривой. При нестреловидном (прямом) центроплане консоли крыла имели переменную стреловидность по передней кромке от 38* в корне у гондол ТРД до 64* на концевых балансирах элеронов. Для улучшения обтекания центроплана его ребро атаки имело четыре наплыва с обратной стреловидностью (-45*). Аэродинамические продувки показали, что принятая форма передней кромки крыла по размаху обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики на, дозвуке и трансзвуке, а также небольшое волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях. В процессе лабораторных исследований и испытательных полетов было установлено, что перемещение центра давления крыла назад (при достижении и дальнейшем превышении числа М = 1) несколько снижается за счет переменной стреловидности и тонкого профиля (4%) и применение прямого крыла малого удлинения целесообразно для скоростей, превышающих скорость звука в 1,8 раза.

Силовая установка «Т. 188» состояла из двух ТРД фирмы Бристол- Сиддли «Джайрон Юниор». Каждый из них развивал тягу 4535 кгс у земли, 6350 кгс при включении форсажной камеры на высоте 10500 м (М= 1,8) и 9000 кгс на высоте 12000 м (М = 2,5). Входное устройство каждого двигателя имело подвижный центральный конус, противопомпажные створки и управляемый соп-ловый аппарат. Длина гондолы в исходной конфигурации 9,5 м, диаметр 1,15 м.

Программа исследований «Т. 188» заключала вопрос оптимизации взаимного расположения воздухозаборников ТРД относительно носового заострения фюзеляжа и законцовок крыла. Модульная конструкция гондол двигателей позволяла изменять положение воздухозаборников по продольной оси за счет сменных кольцевых секций (модулей) различной длины и таким образом трансформировать аэродинамическую компоновку самолета поэтапно, от полета к полету. Систему ударных волн, садящихся на носовом коке фюзеляжа, было возможно использовать для дополнительного поджатия потока в воздухозаборниках. Такое явление характерно для конкретной скорости полета машины, когда конический скачок уплотнения проходит через плоскость воздухозаборника и при незначительном изломе у обечаек гондол присоединяется к законцовкам крыла. Такой режим полета считался наиболее экономичным при М=3.

Волновой кризис на «Т. 188» преодолевался с помощью форсажа двигателей либо за счет использования дополнительных ускорителей. Изменению продольной балансировки можно было противопоставить только быструю автоматическую перекачку топлива из передних баков в хвостовые. Это привело к тому, что самолет, при всех его энергетических возможностях, на расчетные значения скоростей не вышел и эксперименты с ним были прекращены.

В отличие от ОКБ-256 П. В. Цыбина, фирме Бристол работать никто (по большому счету) не мешал - ни влиятельные конкуренты, ни ракетчики-космонавты, ни собственное правительство… Экспериментальный самолет «Т. 188» пал жертвой своего же несовершенства, не испытав на себе и своих создателях чудовищного воздействия социалистического соревнования, как это случилось с «РС», «РСР» и ОКБ завода № 256.

Основные легао-техническне характеростики самолета «Тип 188»

Год выпуска 1962 Силовая установка 2 х «Джайрон Юниор»

Тяга, кгс:

у земли 2 х 4335

на форсаже при Я- 10 500 м 2 х 6350

на форсаже при Я» 12 ООО м 2 х 9000

Скорость максимальная на

Нш 12 000 м, км/ч 2650 (М - 2,5)

Потолок практический, м 22 000

Скорость посадочная, км/ч 230

Площадь крыла, и2 36,83

Взлетная масса, кг 11 050

Масса пустого самолета, кг 6000

Запас топлива, кг 4700

Удельная нагрузка на крыло, кг/и2 300

Тяговооруженность 0,4-0,5 *

Весовая отдача, % 45,7

Пожалуй, нет в мировой истории такого самолета, который заслуживал бы столь большого внимания и восхищения, как стратегический разведчик SR-71A. Неординарный по внешнему обличью, сей летательный аппарат напоминает дикого хищника, распластавшегося в энергичном прыжке, будто страшная своим изяществом киплинговская Багира. Эта машина с ее летно-техническими характеристиками и привлекательной наружностью поражает воображение всех и каждого: от высокопрофессиональных специалистов до серых дилетантов. Выкрашенная в нарочито черный цвет, она предстает прекрасной и на земле, и в воздухе. Ее конструкция, устройство и сложение неповторимы. Видит бог! Об этом создании ума и рук человеческих надобно говорить, как о женщине буйного нрава…

Работы по созданию SR-71A были начаты в конце 50-х годов и проводились под строжайшей секретностью, так как американской разведке стала известна деятельность ОКБ-256 П. В. Цыбина по созданию объектов «РС» и «РСР». Долгое время об SR-71 практически ничего не сообщалось. Даже день первого полета его прототипа, 26 апреля 1962 г., получил известность только в середине 70-х годов. Его проектирование на фирме Локхид началось в 1958 г. после объявления конкурса на лучший стратегический разведчик. Среди участников были фирмы Боинг, Конвер и Норт Амери-кен. Проект авиаконцерна Локхид был принят к дальнейшим разработкам, и, как говорят, маховик был запущен.

Первые три образца самолета по теме А-11 строились как истребители-перехватчики и получили официальное обозначение YF-12A. В 1965 г. на двух из них были установлены мировые рекорды скорости полета. Серийно выпускался вариант стратегического разведчика SR-71A, первый образец которого был облетан 22 декабря 1964 г. Всего же вместе с учебно-тренировочными модификациями было построено 24 самолета. На разведчике были обновлены многие мировые рекорды скорости и высоты полета. Перелет из Америки в Европу через Атлантический океан, состоявшийся 1 сентября 1964 г., произвел фурор мирового значения. Машина преодолела расстояние 5584 км за 1 ч 55 мин (средняя скорость -2800 км/ч). Абсолютный мировой рекорд скорости, установленный на этом самолете, - 3529 км/ч (!), видимо, не будет побит в течение многих десятилетий.

Краткие сведения об этом превосходном летательном аппарате приводятся в данном материале, посвященном «РСР» П. В. Цыбина, потому, что вместе с упомянутым выше экспериментальным «Т. 188» английской фирмы Бристол SR-71A сближают с ними аналогичные режимы летной эксплуатации, главное целевое оборудование для ведения аэрофотосъемки на сверхзвуковой скорости, разнесенная схема силовой установки с расположением двух ТРД на удалении от фюзеляжа по размаху крыла и, наконец, примерно один и тот же период времени, когда эти самолеты были задуманы, спроектированы и построены (последовательно!).

Как «РСР» и «Т. 188», SR-71A является средне планом. Принципиальным отличием от них стала лишь схема его продольной компоновки - «бесхвостка». Крыло SR-71A имело редкую четырехугольную форму (трансформированный ромб) со стреловидной (60*) передней кромкой и обратностреловидной (-10*) задней кромкой. Набрано оно было из остроконечных криволинейных профилей относительной толщины 3,2%. Характерной особенностью крыла были передние наплывы. Центральный наплыв распространялся до самой передней точки фюзеляжа, имел ширину 3,85 м и обеспечивал устранение разбалансировки самолета на переходном скоростном режиме, соответствующем числу М = 1. Еще четыре наплыва (по бортам обеих гондол ТРД) были затянуты до обечаек воздухозаборников.

Они в совокупности с аэродинамической круткой концевых участков крыла способствовали увеличению аэродинамического качества самолета на сверхзвуке и уменьшению скорости полета на взлетно-посадочных режимах. Фюзеляж отличался расплющенными формами, органически переходящими в наплывы крыла, и являлся вместилищем для двухместной кабины экипажа, нескольких групп топливных баков и комплекса бортовых систем, необходимых для доставки к цели оборудования аэрофотосъемки. Органы управления состояли из двух секций руля высоты, которые замыкали заднюю кромку центроплана самолета (между гондолами ТРД), двух элеронов на концах крыла и пары цельноповоротных килей, заваленных внутрь на 20*.

Силовая установка состояла из двух «опрямото-ченных» ТРДФ J.58 фирмы Пратт-Уитни с максимальной тягой по 7650 кгс и форсажной тягой по 14 740 кгс. Входные устройства двигателей имели традиционные для тех лет управляемые воздухозаборники с подвижными трехскачковыми конусами, которые вместе с обечайками были несколько скошены внутрь (к оси самолета) для достижения наибольшего поджатия сверхзвукового потока в сочетании с головной ударной волной, инициируемой носовой частью фюзеляжа, и приопущены вниз (на величину крейсерского угла атаки) для обеспечения набегающему потоку наибольшей площади воздухозаборников и наиболее благоприятных условий внешнего сжатия для повышения коэффициента восстановления полного давления перед компрессорами ТРД.

Основные конструкционные материалы самолета - титановые сплавы, обеспечивающие необходимую прочность конструкции при аэродинамическом нагреве на скоростях, соответствующих числу М = 3.

Основные летно-технические характеристики SR-71

Год выпуска 1962

Силовая установка Пратт-Уитни Тяга, кгс:

максимальная 2 х 7650

форсажная 2 х 14 740

Скорбеть максимальная на Н= 24 ООО, км/ч 3220

Скорость посадочная, км/ч 335

Потолок практический, м 24 400

Дальность полета, км 4800

Площадь крыла, м2 167,23 Взлетная масса, кг:

нормальная 63 505

максимальная 77110

Масса пустого самолета, кг 27 215

Запас топлива, кг 36 300

Интересная наука история! Для нас с вами, читатели, - история авиационной техники! Так уж получилось, что задачу, поставленную перед собой, добившись субсидирования темы, руководство ОКБ-256 решить не сумело. С такой задачей справилась американская фирма Локхид, претворив в жизнь не новый, но не снятый с рассмотрения в 50-е годы сталинский лозунг «Летать быстрее всех, выше всех и дальше всех!». Нам эту заветную мечту 30-х годов осуществить было значительно сложнее в силу государственного устройства СССР. Американцы же справились и с совершенствованием авиационной техники, и с развитием ракетно-космических систем (и на Луну слетали 13 раз, и три Маха превысили первыми) без приношения в жертву какой-либо из этих двух отраслей. Возможно, так произошло потому, что не было у них… соцсоревнования минне-сотчины с массачусетчиной…