Сверхзвуковые самолеты

Двигательная установка. На первом опытном образце (№ 2) были опробованы (в разных полетах) два четырехкамерных ракетных двигателя на жидком топливе фирмы «Риэкшн моторз» XLR-11 тягой 35,59 кН x 4 (3629 кГ x 4). На следующих двух опытных образцах уже устанавливались однокамерные двигатели (XLR99-RM-1 – на одном и XLR99-RM-2-Ha другом). На высоте 13 700 м однокамерный двигатель развивал максимальную тягу 253,55 кН (25 855 кГ); он имел диапазон регулирования тяги от 102,31 кН (10 433 кГ) до 266,90 кН (27 216 кГ). Двигатель XLR-11 работал на спирте и жидком кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а двигатель XLR99-RM-l/2-Ha аммиаке и жидком кислороде. Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытном образце Х-15А-2 была дополнена двумя подвесными баками (длиной 6,70 м и диаметром 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода). Заправка топливом осуществляется перед стартом Х-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы двигателя топливо сначала расходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах. Использование дополнительных топливных баков позволило увеличить время работы двигателя с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) используются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые располагаются за кабиной пилота. Кроме баков аммиака, жидкого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом двигателя в опытном образце Х-15А-2) размещены баллоны со сжатым гелием, используемым для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива, и жидким азотом, используемым в системе охлаждения кабины.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 6,70

Длина, м 15,98

Высота, м 4,10

Площадь несущей поверхности, м2 18,58

Максимальная взлетная масса, кг 23095

Посадочная масса, кг 7765

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 8165/6123

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 1243-1418

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 0,91-0,30

Максимальное число Маха 6,72

Максимальный потолок, м 107960

М -50- стратегический трехместный бомбардировщик конструкции В.М. Мясищева-СССР, 1960 г.

Рис. 2.103. Стратегический бомбардировщик М-50 на аэродроме (а) и в полете в сопровождении истребителя МиГ-21 (б).

История создания. В середине 50-х годов конструкторское бюро, возглавляемое В. М. Мяси- щевым, приступило к разработке сверхзвукового тяжелого бомбардировщика дальнего действия. Предшественником М-50 был околозвуковой самолет, выпускавшийся в двух модификациях, известных под обозначениями 103-М и 201-М (семь мировых рекордов скорости-1028,66 км/ч в полете по замкнутому 1000-км маршруту с грузом 1000-25 000 кг и высоты-15 317 м с грузом 10000 кг; пять рекордов высоты-13 121 м с грузом 35 000-55 000 кг). Облет последней модификации-201-М-был совершен в 1955 г.

От своих предшественников М-50 заимствовал характерные очертания, внушительные размеры, большие грузоподъемность и дальность. Бомбардировщик предназначался для нанесения ударов по стратегически важным объектам в глубине территории противника.

В процессе создания самолета были решены проблемы, связанные с герметизацией больших объемов крыла и фюзеляжа, изготовлением крупногабаритных прессованных панелей и секций планера, разработкой термостойких материалов, проведением необходимых аэродинамических исследований. Большое внимание в процессе разработки самолета уделялось созданию надежной и удобной в эксплуатации и обслуживании системы управления. Всего были выпущены два опытных образца самолета, различавшихся габаритными размерами, летно-техниче- скими показателями и незначительно внешним видом. Облет самолета состоялся в 1960 г., а официальный его показ был осуществлен на воздушном параде в Тушино в августе 1961 г. В серийное производство запущен не был в связи с изменением тактико-технических требований к самолету.