Читать онлайн «Сверхзвуковые самолеты». Страница 75

На серийных самолетах устанавливаются турбореактивные двигатели фирмы «Пратт- Уитни» серии 75: J75-P-3/5/10 тягой 66,69 кН (6800 кГ) и 93,16 кН (9500 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием (самолет F-105B) и J75-P-10/19W тягой 76,49 кН (7800 кГ) без форсирования и 117,97 кН (12030 кГ) с форсированием и впрыскиванием воды (самолеты F-105D и F). Мягкие топливные баки общей емкостью 2915 л расположены только в верхней части фюзеляжа (над воздушным каналом и двигателем). Емкость топливной системы может быть увеличена на 1477 л при размещении дополнительного бака в бомбоотсеке и на 6250 л при наружной подвеске трех дополнительных баков (2840 + 2 ? ? 1705 л). Самолет имеет оборудование для дозаправки в полете, включающее специальные телескопические штанги или гибкие шланги. Топливоприемник расположен вблизи кабины пилота с левой стороны. Самолет может и сам выполнять функцию заправщика.

Вооружение. Самолет F-105 способен оказывать поддержку войскам на поле боя и вести бомбардировку в глубине оперативного (и даже стратегического) пространства. В связи с этим он может иметь различные варианты вооружения. На пяти наружных подвесках самолет может нести вооружение максимальной массой 5400 кг (F-105B) или 7800 кг (F-105D), в частности 16 бомб (по схеме 1+4 + 6 + 4-1-1) массой от 112 до 340 кг. В бомбоотсеке, размещенном в фюзеляже для уменьшения аэродинамического сопротивления самолета и маскировки вида бомбы, можно транспортировать ядерную бомбу или дополнительный топливный бак. Самолет снабжен одной шестиствольной пушкой «Вулкан» (калибр 20 мм) с запасом снарядов 1020 шт. Пушка расположена по центру в передней нижней части фюзеляжа.

Рис. 2.52. Многоцелевой истребитель «Дракен» с выпущенной задней стойкой шасси (а) и снятым носовым обтекателем (б).

История создания. К проектированию самолета фирма приступила в 1949 г. Кроме обычных испытаний в аэродинамической трубе, были проведены летные испытания модели опытного самолета «Дракен» 210, выполненной в масштабе 1 : 2 Модельный самолет (длина 9,10 м, размах крыла 4,88 м, двигатель-«Эддер» фирмы «Армстронг-Сиддли» тягой 4,66 кН), снабженный контрольно-измерительным оборудованием, предназначался преимущественно для проверки свойств треугольного крыла (с переменной стреловидностью передней кромки) при полете на малых скоростях. Строительство модельного самолета было начато в мае 1950 г., а первый полет проведен 21.05.1952 г.

Конструкторские работы по созданию полномасштабного самолета «Дракен» 35 были начаты еще в 1951 г., а официальный заказ на три опытных образца, три предсерийных самолета и комплектную переднюю часть фюзеляжа, предназначаемую для двухместной учебно-бое- вой модификации, фирма получила в сентябре 1953 г. Первый опытный экземпляр был испытан 25 октября 1955 г., второй-в марте, а третий-в июне 1956 г.; в одном из последующих полетов самолет достиг сверхзвуковой скорости без использования форсажной камеры. На опытных самолетах при форсировании двигателя была достигнута скорость 1480 км/ч на высоте 11000 м, что соответствует М = 1,4. Летные испытания первого предсерийного самолета J35A, оснащенного более мощным двигателем, были проведены 15.02.1958 г. При этом скорость полета на высоте 11000 м составила 1910 км/ч (М = 1,8).

В общей сложности в 1958-1970 гг. было выпущено свыше 600 самолетов, стоимость каждого из которых оценивалась в 1964 г. в 1,2 млн. долл. Кроме авиации Швеции, самолет «Дракен» находился на вооружении ВВС Дании и Финляндии. Были разработаны и построены следующие модификации самолета:

– истребитель-перехватчик J35A, J35B (облет первого 29.11.1959 г.), J35D (27.12.1960 г.), J35F и S35XS (12 самолетов для Финляндии);

– многоцелевой истребитель 35XD (20 самолетов для Дании, где они получили новое обозначение F-35; облет 29.01.1970 г.);

– разведчик S35E (27.06.1963 г.) и RF-35 (20 самолетов для Дании, разработанных на основе 35XD);

– учебно-боевой SK35C (30.12.1959 г.) и TF-35 (6 самолетов для Дании, разработанных на основе 5XD).

Описание самолета. «Дракен» 35 фирмы SAAB представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом переменной стреловидности по передней кромке и удлинением 1,77. Угол стреловидности передней кромки в околофюзеляжных частях крыла составляет 80°, а в концевых 57°. Профиль крыла-постоянный по всему размаху, относительной толщины 5%. Использование переменной стреловидности позволило при малой относительной толщине профиля получить большую строительную высоту крыла в корневом сечении и разместить в прифюзеляжных частях воздушные каналы воздухозаборников, топливные баки, ниши шасси и некоторые элементы оснастки. Прифюзеляжные части крыла выполнены зацело с фюзеляжем. В хвостовой части каждой плоскости крыла расположены двухсекционные элевоны с тупой задней кромкой. Управление элевонами осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей. Для имитации усилий на ручке управления и педалях использованы загрузочные устройства с автоматической регулировкой в зависимости от скорости полета. В отличие от других самолетов «Дракен» имеет аэродинамические направляющие (по три на каждом полукрыле, длиной около 30% хорды), размещенные на нижних поверхностях крыла. Таким образом, в самолете «Дракен» исполнительная часть системы управления имеет только два подвижных узла (элевоны и руль направления), тогда как самолеты классической системы имеют шесть таких узлов (руль высоты или управляемый стабилизатор, руль направления, элероны и интерцепторы, закрылки, носовые щитки или предкрылки).

Рис. 2.53. Проекции многоцелевого истребителя «Дракен» J-35.

Передняя и задняя части фюзеляжа, выполненные в виде легкоразъемных узлов, крепятся к центральной части с помощью болтов. Форма фюзеляжа выбиралась без строгого следования правилу площадей, однако общая компоновочная схема самолета приближенно соответствует этому правилу. В передней части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым сиденьем (начиная с модификации J35D в самолете используются кресла класса 0-0), поисковый радиолокатор, радиолокационный прицел, передняя стойка шасси и топливный бак. В хвостовой части находятся двигатель с форсажной камерой и мягкие топливные баки. Начиная с модификации В, в самолете применены дополнительные убираемые двухколесные задние стойки шасси (вместо хвостовой пяты), обеспечивающие более эффективное аэродинамическое торможение во время пробега и облегчающие посадку с оптимальным углом атаки. Была реконструирована и удлинена хвостовая часть фюзеляжа (начиная с модификации D, в связи с использованием усовершенствованной форсажной камеры), благодаря чему уменьшилось сопротивление самолета при полетах со сверхзвуковой скоростью. Вертикальное оперение – классическое, стреловидное, с рулем направления. Киль соединен с кабиной пилота профилированной надстройкой, в которой размещены элементы системы управления, трубопроводы и т.п. Шасси-трехстоечное, нормальной схемы. Необычной является конструкция главных стоек шасси, которые во время убирания уменьшают свою длину (вплоть до полного сжатия амортизаторов-в этом состоянии избыточная нагрузка не действует, так как излишек жидкости отводится в находящийся над стойками бак) в целях уменьшения необходимого объема ниши в крыле. Передняя стойка шасси убирается вперед в фюзеляж, главные-в консоли крыла вдоль размаха в направлении от фюзеляжа.

Двигательная установка. Опытные самолеты оснащались турбореактивными двигателями «Эвон» 200 RB146 фирмы «Роллс-Ройс» тягой 50,01 кН (5100 кГ) без форсирования и 64,72 кН (6600 кГ) с форсированием. На предсерийных и серийных самолетах модификаций А-С устанавливались двигатели RM6B (изготавливаемые по лицензии на предприятиях «Свенска флюг- мотор») с форсажной тягой 69,62 кН (7100 кГ), а на самолетах остальных модификаций-двигатели RM6C (RB.146 «Эвон»300) тягой 56,88 кН (5800 кГ) без форсирования и 78,45 кН (8000 кГ) с форсированием. Центральный воздухозаборник, использованный в первой модификации опытного самолета, впоследствии был заменен на боковые. Было установлено, что при полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник работает эффективно, если он выдвинут по возможности вперед относительно миделева сечения, где воздушный поток испытывает ускорение. Воздухозаборники-нерегулируемые, значительно удаленные от стенки фюзеляжа (в целях слива пограничного слоя). Топливная система самолета состоит из обычных фюзеляжных баков (жестких-передних и мягких – задних) и крыльевых кессон-баков общей емкостью 4000 л. Так как размещение топлива существенно влияет на положение центра тяжести, то его расход регулируется электронно-механической дозирующей системой. В первой половине полета центр тяжести постепенно перемещается назад, что облегчает выполнение боевых маневров; во второй же половине полета он перемещается вперед таким образом, что при посадке занимает примерно такое же положение, как и при взлете. На подвесках самолет может нести топливные баки общей емкостью 5000 л.