Сверхзвуковые самолеты

Параллельно с работами над опытным образцом VJ101CX-1 (подъемно-маршевые двигатели без форсажных камер) и Х-2 (с форсажными камерами) были предприняты исследования системы управления самолетом на режимах взлета, висения и посадки с помощью дифференциального изменения тяги двигателей. Для этой цели были созданы две специальные исследовательские модели (стационарная и летающая) в виде каркаса самолета. Исследования летающей модели проводились сначала на привязи, а начиная с 13.03.1962 г. и в свободном полете. Геометрические параметры модели, ее центровка, положение двигателей (в вершинах треугольника, центр тяжести которого приближенно совпадал с центром тяжести самолета), кабины пилота и шасси соответствовали схеме самолета VJ101CX-1. При исследованиях влияния земли на процесс взлета и посадки к силовой раме каркаса снизу прикреплялся брезентовый чехол. После проведения наземных испытаний образца самолета на зависание (с телескопической системой зависания) 10.04.1963 г. был осуществлен первый полет с зависанием. После проведения исследований режима висения и подбора оптимальных параметров автопилота 31 сентября были начаты пробные полеты с нормальным взлетом. Испытания с поворотом двигательных гондол проводились сначала на высоте 2000 м (из соображений безопасности), а затем в диапазоне 70-90° вблизи от земли. Первый полет с вертикальным взлетом и посадкой был осуществлен 8 октября 1963 г., а 29.07.1964 г. была достигнута сверхзвуковая скорость (М = 1,04). Летные исследования первого опытного образца Х-1 были прерваны катастрофой, которая произошла 14.09.1964 г. Во время взлета на высоте 10 м и при скорости 250 км/ч система управления отказала, в результате чего самолет упал на взлетно-посадочную полосу и загорелся. После пробега ~ 1600 м самолет остановился; пожар был потушен. Пилот спасся путем своевременного катапультирования. Пробные полеты опытного образца Х-2 начались 27.10.1964 г., 10.10.1965 г. был осуществлен первый полет с включенными форсажными камерами, но лишь 21.04.1971 г. удалось достичь максимальной скорости, соответствующей ? = = 1,14. Исследования самолета VJ101C Х-2 были завершены 27 мая 1971 г., когда состоялся его 325-й полет. После этого самолет был передан в музей г. Мюнхена.

Описание самолета. Самолет VJ101C представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом малого удлинения. Многолонжеронное крыло, оснащенное закрылками и элеронами, крепится к фюзеляжу с помощью шести болтов. В носовой части фюзеляжа, выполненной по образцу самолета F-104G, находятся телеметрическое оборудование, которое используется при летных испытаниях, и герметическая кабина пилота с катапультируемым креслом класса 0-0. Неподвижная передняя и откидываемая в сторону основная часть фонаря выполнены (каждая) из одного листа стекла. Центральная часть фюзеляжа выполнена в соответствии с правилом площадей. В ней находятся два главных мягких топливных бака и ниши уборки главных стоек шасси. В хвостовой части фюзеляжа опытного образца Х-2 находятся топливный бак и отсек с тормозным парашютом. Трехколесное неубираемое шасси у самолета Х-1 (убираемое назад, в фюзеляж, у Х-2) рассчитано на посадку с вертикальной скоростью до 3,5 м/с.

Рис. 2.115. Проекции одноместного самолета ВВП VJ-101C.

Конструкция планера самолета выполнена главным образом из сплава алюминия; отдельные элементы конструкции, работающие при повышенных температурах, изготовлены из стали или титана. Одним из интересных и новаторских решений является использование смешанной системы управления. Система аэродинамического управления нормального типа состоит из элеронов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения с подфюзеляжным килем. На режимах вертикального взлета, посадки и зависания используется реактивное управление (тягой двигателей). Ручка управления непосредственно соединена с рычагом газа двигателей.

Рис. 2.116. Самолет ВВП VJ-101C-X1 в зависании.

Двигательная установка. В конце 60-х-начале 70-х годов считалось, что отношение взлетной массы к тяге для сверхзвуковых самолетов не должно превышать ~ 2 кг/даН. С учетом этого в самолете VJ101C была использована подъем- но-маршевая силовая установка, состоящая из шести двигателей, четыре из которых в крейсерском полете работают как маршевые. Для самолета VJ101C разрабатывался специальный одно- вальный турбореактивный двигатель RB-153-17 фирм «Роллс-Ройс» и MAN, эффективный при больших скоростях полета. Так как к началу строительства опытных образцов самолета разработка двигателей еще не была завершена, то пришлось использовать менее мощные двигатели RB-145. Это потребовало уменьшения взлетной массы самолета с первоначальной ~ 13 000 до 6000-8000 кг. На первом опытном образце были установлены двигатели тягой 12,26 кН (1250 кГ) без форсажных камер, а на втором (в гондолах)-двигатели RB-145R тягой 15,79 кН (1610 кГ) при форсировании.