Сверхзвуковые самолеты

Двухместная кабина экипажа с креслами пилота и оператора электронной аппаратуры, расположенными друг за другом, оснащена катапультируемыми сиденьями (первоначально предполагалось использование капсул) и индивидуальными фонарями, открываемыми вверх- назад. Шасси трехстоечное; основные стойки, с тройными колесами на общей оси (единственная такого рода конструкция в рассматриваемой группе самолетов), убираются в центроплан.

Другой особенностью самолета является способ обеспечения путевой устойчивости. Фирма «Локхид» избрала способ, основывающийся на применении многокилевого вертикального оперения и соответствующей формы фюзеляжа. В самолете использованы разнесенное двухкиле- вое оперение на двигательных гондолах, расположенное под углом 20° по отношению к плоскости симметрии самолета, подкрыльные неподвижные аэродинамические направляющие, сдвинутые назад к поверхностям рулей, подвижный подфюзеляжный киль, выпускаемый сразу после взлета и убираемый перед посадкой, а также характерная для многих сверхзвуковых самолетов обтекаемая законцовка фонаря кабины экипажа, продолжающаяся вплоть до места соединения центроплана с фюзеляжем. Система продольно-поперечного управления состоит из элеронов (расположенных на концах крыла) и руля высоты. В самолете не использованы ни средства механизации крыла, ни тормозные щитки. Планер самолета на 95% изготовлен из сплавов титана.

Самолет SR-71 отличается от YF-12A большей длиной и измененной формой передней части фюзеляжа, удлиненной (с целью увеличения емкости топливной системы) хвостовой частью фюзеляжа, отсутствием подкрыльных аэродинамических направляющих и подвижного подфюзеляжного киля.

Двигательная установка. Самолет оснащен двумя турбореактивными двигателями J.58 (JT11D-20B) фирмы «Пратт-Уитни» с форсажной тягой по 144,55 кН (14 740 кГ), устанавливаемыми в крыльевых гондолах диаметром 1,77 м и длиной 14,05 м. На самолете примеиены регулируемые лобовые воздухозаборники с коническим центральным телом и выходные регулируемые устройства с флюгерными эжекторами. Гондолы размещены таким образом, что большая их часть находится над крылом, а их продольная ось отклонена на несколько градусов вниз относительно оси фюзеляжа. На гондолах расположены створки в области входного канала, служащие для подвода дополнительного воздуха к двигателю (в условиях работы на земле или при полете на малых скоростях), а также в области форсажной камеры, через которые подается дополнительный воздух. Это позволяет уменьшить требуемый диапазон регулировки положения конического центрального тела относительно входной кромки воздухозаборника.

Рис. 2.112. Проекции самолета YF-12A.

Летно-технические данные (SR-71A)

Размах крыла, м 16,95

Длина, м 32,74

Высота, м 5,64

Площадь несущей поверхности, м2 167,23

Масса пустого самолета, кг 27 215

Взлетная масса (ном./макс.), кг 63 505/77110

Емкость внутренних топливных баков, кг 36 290

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 380/461

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,19/2,67

Максимальное число Маха 3,0

Максимальная скорость на высоте 24000 м, км/ч 3220

Взлетная скорость, км/ч 370

Посадочная скорость, км/ч 334

Практический потолок, м 24400

Максимальная 1) дальность, км 4800

Радиус действия, км 1930

Продолжительность полета, ч 1,5

Длина разбега, м 1646

Взлетная дистанция при номинальной массе, м 2745

Длина пробега, м 1097

Посадочная дистанция при номинальной массе, м 1830

1) С однократной дозаправкой в полете.

«Мираж-Бальзак» фирмы «Дассо» – одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки- Франция, 1963 г.

История создания. Работа над самолетом «Бальзак» в кооперации с предприятиями «Сюд авиасьон» была начата в 1960 г. Программа разработки была разделена на два основных этапа. Первый из них охватывал проектирование, строительство и экспериментальные исследования опытного образца самолета «Мираж» III 001, предназначавшегося для приобретения опыта пилотирования самолетов ВВП с отдельной подъемной двигательной установкой. Так как при разработке самолета не требовалось обеспечения максимальной скорости полета, была применена тяговая двигательная установка, позволяющая осуществлять взлет, полет и посадку и с дозвуковой скоростью. Опытный образец под названием «Мираж III-Бальзак» был испытан на привязи 13.10.1962 г., а его облет по полной программе (вертикальный взлет, горизонтальный полет и вертикальная посадка) был выполнен в марте 1963 г. На этом самолете был осуществлен довольно широкий круг полетных исследований, которые в 1964 г. были прерваны аварией. После ремонта самолета исследования продолжались. Они закончились в 1965 г. на 125-м полете катастрофой, во время которой «Бальзак» был полностью уничтожен. Эта катастрофа была вызвана потерей поперечной устойчивости во время посадки самолета.