13 Дельта-крыло

История самолетов с треугольным крылом малого удлинения берет начало от винтомоторной "Стрелы" А.С.Москалева, о которой подробно рассказывалось в одной из глав. Из-за сравнительно невысоких скоростей самолетов 30-х годов новая схема не получила тогда развития. Однако интуиция подсказывала изобретателям, что для "прорыва" к около- и сверхзвуковым скоростям форма, напоминающая наконечник стрелы, является наилучшей. Поэтому, когда в годы второй мировой войны появились самолеты с ракетными, а затем и с турбореактивными двигателями, концепция дельта-крыла вновь начала будоражить умы конструкторов-новаторов. Горизонтальное оперение отвергалось: во-первых, это источник дополнительного сопротивления, во-вторых, его трудно расположить так, чтобы на него не влиял сходящий с крыла воздушный поток, а в-третьих, форма треугольника с острой вершиной позволяет получить большое расстояние от центра тяжести до расположенных на задней кромке рулей и, следовательно, обеспечивает "бесхвостке" нормальную управляемость.

Первые в нашей стране проекты реактивных самолетов с треугольным крылом появились в 1942—1944 гг. Так как в то время авиапромышленность СССР напрягала все силы для пополнения потерь обычных самолетов и ей было не до "экзотики", проекты сверхскоростных "бесхвосток" разрабатывались в инициативном порядке и нередко носили эскизный характер.

Проект реактивного истребителя Б. И. Черановского


Автором первого проекта реактивной "треуголки" был Роберт Людвигович Бартини. В 1942 г., находясь под арестом НКВД и работая в полутюремных условиях в одном из сибирских городов над совершенствованием авиационной техники, он предложил построить истребитель-перехватчик типа "летающее крыло" с треугольным крылом размахом 6,8 м. Самолет имел условное обозначение "Р". Интересной особенностью конструкции являлось использование внешних, не занятых топливом, отсеков крыла в качестве плоских прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Расчетная скорость "Р" была 1000 км/ч.[1]

Над созданием реактивных "бесхвосток" с треугольным крылом малого удлинения размышляли в годы войны также С.П.Королев и Б.И.Черановский. Истребитель Королева "РУ" (1944 г.) с жидкостным ракетным двигателем был рассчитан на 30-минутный полет, во время которого планировалось достичь высоты 15000 м.[2] Черановский в 1944 г. предлагал построить истребитель-"летающее крыло" с двумя турбореактивными двигателями и с большими, выступающими за крыло элевонами. Максимальная скорость полета — 800 км/ч.[3]

Однако наибольший интерес представляет проект А.С.Москалева "РМ" — истребитель с очень малым удлинением крыла. Он был разработан в 1944— 1945 гг. как развитие довоенного проекта "Сигма". Двухкамерный ЖРД с тягой 1500 кгс по расчетам Москалева мог обеспечить самолету скорость 2200 км/ч — в два раза больше, чем скорость звука!

В докладной записке, направленной в 1945 г. на имя Народного комиссара авиационной промышленности СССР А.И.Шахурина, Москалев писал: "Проект наиболее полно и правильно решает задачи получения звуковых и сверхзвуковых скоростей с точки зрения аэродинамики, прочности и безопасности полета: самолет "РМ" имеет совершенную аэродинамическую форму на Ymax, являясь, по существу, крылом без всяких надстроек и фюзеляжа (кроме киля), с относительно тонким профилем дужки; форма самолета-крыла обеспечивает минимальный вес конструкции, вибропрочность, продольную устойчивость, управляемость и отсутствие "скоростного бафтинга".

...Предварительные расчеты и опыт зарубежного самолетостроения, нащупывающего схемы, близкие предлагаемой мною, убеждают в целесообразности и необходимости форсированной постройки опытного экземпляра самолета, т.к. естественно предположить появление за рубежом в ближайшее время самолетов аналогичных схем."[4]

Призыв Москалева не получил поддержки, и сверхзвуковые "бесхвостки" появились не у нас, а в других странах. Уже в конце войны в Германии вплотную подошли к созданию таких самолетов. Их авторами были хорошо известные читателю Александр Липпиш и братья Хортен.

Работы по сверхзвуковому истребителю Р-13 с прямоточным воздушно- реактивным двигателем Липпиш вел в Вене, где с 1943 г. возглавлял Авиационный исследовательский институт. В своих мемуарах он отмечает:

"В 1942 г., занимаясь программой Me-163, я начал исследования проблем сверхзвукового полета. Это привело меня к концепции дельта-крыла с очень малым размахом, углом стреловидности 60° и с очень тонким профилем. Мы изготовили продувочную модель для малой сверхзвуковой аэродинамической трубы Геттингенского института. Однако специалисты института посчитали, что предложенная конструкция не представляет практического интереса, и исследования были отложены до 1943—1944 гг. Их выполнили только после того, как я послал в Геттинген одного из своих инженеров для проверки параметров проектируемого самолета. Они заключались в изучении характеристик на больших околозвуковых скоростях и на сверхзвуке. Предложенная мной схема в настоящее время используется на сверхзвуковых самолетах.

Проект сверхзвукового истребителя "РМ".


Параллельно с разработкой аэродинамической схемы мы занимались выбором экономичной силовой установки для сверхзвукового самолета. В 1912 г. француз Лорен получил патент на прямоточный двигатель. Это изобретение значительно опередило время, так как такой метод создания пропульсивной силы возможен только при около- или сверхзвуковых скоростях полета. В связи с тем, что в ПВРД сжатие в камере сгорания обеспечивается торможением скоростного потока, двигатель не имеет вращающихся и поступательно движущихся частей. Поэтому его внешняя форма не обязательно должна иметь цилиндрические очертания и внутренний объем толстого дельта-крыла с малым размахом вполне можно было использовать в качестве камеры сгорания. Реактивная струя, вытекающая через щель в задней кромке, могла применяться также для управления самолетом. Воздух попадал в крыло через диффузор. Мы назвали такую комбинацию крыла и двигателя "тянущее крыло"".[5]

Из-за нехватки в Германии в конце войны жидкого топлива конструкторская группа Липпиша предложила использовать для горения спрессованную в брикеты угольную пыль.

Министерство вооружения поддержало идею выпуска этого необычного, но многообещающего самолета. Так как результаты продувок показывали, что лобовое сопротивление дельтавидной "бесхвостки" при М = 1 примерно вдвое меньше, чем у обычного самолета, предполагалось, что Р-13 сможет летать со скоростью 1650 км/ч — почти в два раза быстрее, чем Me-163В. В связи с тем, что ПВРД создает тягу только при движении самолета, для взлета и набора скорости намеревались использовать два пороховых ракетных двигателя.

Р-13 должен был иметь металлическую конструкцию. Летчик располагался в кабине в основании необычно большого киля. Вооружение состояло из двух 30-мм пушек. Согласно проекту, размах крыла равнялся 6 м, площадь — 20 м², удлинение — 1,8, длина самолета — 6,7 м, взлетный вес — 2300 кг.

Так должен был выглядеть истребитель А.Липпиша Р-13.


Для изучения пилотажных характеристик самолета Липпиш в конце 1944 г. начал постройку его безмоторного аналога. В работе участвовали студенты авиационных институтов Дармштадта и Мюнхена, поэтому планер получил обозначение DM-1. Он имел деревянную конструкцию, а по размерам был такой же, как Р-13. Крыло — со стреловидностью 60°, профиль — симметричный, с относительной толщиной 15%. Площадь киля равнялась 42% от площади крыла, его относительная толщина была 19%. Большие размеры вертикального оперения были обусловлены задачей сохранения путевой устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки, типичных для "бесхвостки" с крылом малого удлинения, а также особенностью компоновки самолета: с кабиной пилота внутри киля. Для управления применялись элевоны и обычный руль направления, имелись также небольшие поверхности для продольной балансировки.

Предполагалось, что DM-1 будет подниматься на высоту самолетом-носителем, затем "треуголка" будет совершать самостоятельный планирующий полет. Для компенсации нарушения балансировки аппарата на околозвуковых скоростях (их рассчитывали достичь при крутом пикировании) была предусмотрена перекачка воды, используемой в качестве балласта, из носового бака в хвостовой.

Строительство DM-1 велось на аэродроме небольшого баварского городка Приен. 3 мая 1945 г. почти законченный аппарат попал в руки американских войск.

Экспериментальный планер DM-1 на захваченном американцами аэродроме.


В конце войны братья Хортен также планировали создать сверхзвуковой истребитель-"бесхвостку" Но.ХIIIb с крылом малого удлинения. Он должен был быть снабжен турбореактивным двигателем HeS-011 с тягой 1300 кгс. Относительная толщина профиля была меньше, чем у самолета Липпиша — 7%; угол стреловидности крыла составлял 70°. Планировалось, что Но.ХIIIb будет преодолевать сверхзвуковой барьер в пикировании, а затем переходить в горизонтальный полет со скоростью, соответствующей М=1,4. Чтобы летчик мог выдержать огромные перегрузки при выходе из пикирования со сверхзвуковой скоростью, его намеривались поместить лежа в специальной капсуле, заполненной водой.

В качестве первого шага Хортены построили экспериментальный планер Но.XIII. При этом использовалось крыло от Но.III, но угол стреловидности увеличили до 60°, поэтому размах Но.XIII был только 12 м. Гондолу пилота разместили снизу под крылом, в месте излома задней кромки. Обзор получался неважный, зато в аварийной ситуации покинуть аппарат было очень просто: задняя часть яйцевидной гондолы отсоединялась и вместе с человеком отделялась от планера. Вес планера с пилотом равнялся 400 кг.

Планер Хортен Но.XIII отличался необычно большой стреловидностью крыла.


Но.XIII испытывали в полете дважды. Первый раз это произошло 27 ноября 1944 г., управлял планером военный летчик Г.Штребель. Второй полет состоялся 18 декабря. Из-за невысокого аэродинамического качества скорость снижения была довольно велика и продолжительность полетов после отцепления от самолета-буксировщика не превышала 10 минут. Летчик отмечал, что при увеличении скорости до 150 км/ч и более планер плохо слушался элевонов. По всей вероятности, виной тому было интенсивное перетекание потока по размаху, вызванное большой стреловидностью. Приземляться было трудно из-за плохого обзора; во втором полете летчик не смог правильно рассчитать посадку и планер выскочил за пределы аэродрома. На этом эксперименты прекратили.[6]

В 1945 г. Но.XIII был уничтожен бывшими заключенными расположенного поблизости концентрационного лагеря. Планеру Липпиша повезло больше: по рекомендации авторитетного американского ученого-аэродинамика Теодора фон Кармана, посетившего Германию для знакомства с трофейными образцами немецкой авиационной техники, DM-1 достроили и переправили в США для дальнейших исследований. Туда же перевезли А.Липпиша и других немецких авиационных специалистов.

В начале 1946 г. DM-1 поместили для испытаний в большую аэродинамическую трубу НАКА. Результаты продувок разочаровали ученых: подъемная сила оказалась вдвое меньше расчетной, лобовое сопротивление — слишком большим, путевая устойчивость — низкой. После того, как профиль модифицировали, придав ему спереди заостренную форму, аэродинамические характеристики несколько улучшились, однако из-за предполагаемых плохих посадочных свойств от полетов на планере решили отказаться.[7] Аппарат передали на хранение в Смитсонианский институт в Вашингтоне, где он находится и в наши дни.

Несмотря на то, что результаты аэродинамических исследований DM-1 не внушали особого оптимизма, сама концепция применения треугольного крыла малого удлинения на скоростном самолете запала в умы ряда американских авиаконструкторов. Свою роль сыграли и многочисленные лекции Липпиша для авиационных специалистов в Америке, в которых он рассказывал о потенциальных преимуществах дельта-крыла, и публикация трофейных материалов о результатах продувок модели такого крыла в сверхзвуковой аэродинамической трубе в Геттингене.[8]

Пионерами в разработке реактивных "бесхвосток" с треугольным крылом в США стали фирмы Конвэр и Дуглас. Исследования в этом направлении там начали одновременно, в 1946 г., однако подходы к проектированию самолетов существенно отличались.

Конструкторы фирмы Конвэр Ф.Дэвис, А.Бурштейн и Р.Шик занимались созданием сверхзвукового истребителя-перехватчика ХР-92. Требования к такому самолету были сформулированы руководством ВВС США в сентябре 1945 г. ХР-92 должен был иметь комбинированную силовую установку (ЖРД + ВРД) и был рассчитан на полет со скоростью 1325 км/ч на высоте 15200 м (М= 1,25). Взлет должен был происходить с отделяемой тележки, как на Ме-163.

DM-1 в аэродинамической трубе в НАКА.


После изучения нескольких компоновок остановились на "бесхвостке" с треугольным крылом со стреловидностью 60°. Свою роль в выборе схемы сыграла встреча с А.Липпишем. "Летом 1946 г., когда я был в Райт-Филде (испытательный центр ВВС США — Д.С.), — вспоминает Липпиш, — приехал мистер Шик из фирмы Конвэр. Он намеревался обсудить схему нового истребителя, разрабатываемого для ВВС. Сотрудники "Конвэра" провели исследование большого числа различных конфигураций. Они подготовили длинный перечень альтернативных вариантов, сопроводив их чертежами. Мистер Шик хотел обсудить со мной эти проекты и узнать, какой я считаю лучшим. Среди различных схем была схема с дельта-крылом и, в конце концов, я заверил Шика, что эта конфигурация лучше других. Я показал ему наши расчеты и изложил теоретические взгляды на дельта-крыло, как решение проблемы создания сверхзвукового самолета."[9]

Поддержка Липпиша придала уверенности конструкторам. Однако, в отличие от DM-1, на истребителе решили установить тонкое крыло, с относительной толщиной всего 6,5%; форма треугольника с небольшим размахом обеспечивала необходимую жесткость конструкции крыла.[10]

После того, как в августе 1947 г. ВВС отказались от идеи создания "полуракетного" истребителя-перехватчика, накопленный технический задел решили использовать для постройки экспериментального самолета с турбореактивным двигателем. Эта машина должна была помочь в изучении пилотажных свойств бесхвостого самолета с треугольным крылом малого удлинения на до- и околозвуковых скоростях. Самолету дали обозначение XF-92A.

XF-92A имел крыло, спроектированное для ХР-92, а вот фюзеляж пришлось сделать другим. В нем разместили ТРД Аллисон J-33-A-21 с тягой 1820 кгс.

Как все послевоенные реактивные самолеты, XF-92A имел цельнометаллическую конструкцию. Крыло — треугольное, с заостренной передней кромкой. Его размах был равен 9,5 м, удлинение — 2,3. Всю заднюю кромку крыла занимали элевоны. Для продольной балансировки в горизонтальном полете они должны были отклоняться вверх на угол примерно 3°. Большой киль треугольной формы был снабжен рулем направления. Система управления — бустерная. Но если на других самолетах бустеры, включенные в привод к аэродинамическим рулям, выполняли роль помощника, частично снимающего нагрузку с педалей и ручки управления, то на XF-92A систему управления выполнили по так называемой необратимой бустерной схеме: отклоняя ручку, летчик управлял только золотниками, регулирующими подачу гидросмеси в цилиндры, отклоняющие рули.

18 сентября 1948 г. Э.Шаннон поднял машину в воздух. Полет продолжался 18 минут. Это был первый в мире полет реактивного самолета с треугольным крылом малого удлинения. Как и при испытаниях "Стрелы" А.С.Москалева, отмечался непривычно большой угол атаки в горизонтальном полете и, особенно, на взлетно-посадочном режиме. При этом наблюдались боковые колебания типа "голландский шаг". Продольная устойчивость претензий не вызывала.[11]

Испытания, проходившие под эгидой ВВС и НАКА, продолжались до 1953 г. В 1949 г. на самолете установили двигатель J-33-A-23 с тягой 2090 кгс (при форсировании — впрыске воды в камеру сгорания — тяга увеличивалась до 2450 кгс) и поставили фонарь кабины новой формы, обеспечивающий лучший обзор. В 1951 г. система форсажа двигателя была усовершенствована: теперь вместо воды происходил дополнительный впрыск топлива. Это позволило увеличить максимальную тягу до 3720 кгс. Однако скорости звука достичь не удалось: на высоте 14000 м самолет развивал М = 0,95 (1009 км/ч). Преодолевать звуковой барьер можно было только при крутом пикировании. При этом проявились преимущества дельта-крыла. Летчик-испытатель Фрэнк Эверест пишет:

Первый в мире реактивный самолет с треугольным крылом XF-92A.


"Мы обнаружили, что самолет с дельтовидным крылом очень плавно переходит от дозвуковой к сверхзвуковой скорости. Самолеты F-94 с прямым крылом и F-86 со стреловидным крылом также испытывались в этом диапазоне скоростей. Оказалось, однако, что на них имела место сильная тряска и они хуже подчинялись управлению. F-92 не имел подобных недостатков. Было ясно, что он неплохо покажет себя на сверхзвуковой скорости. К тому же он имел меньшую нагрузку на крыло, благодаря чему увеличивался его практический потолок."[12]

Последний полет XF-92A состоялся 14 октября 1953 г. При посадке сложилась передняя стойка шасси и был поврежден фюзеляж. Так как "бесхвостка" уже выполнила программу испытаний, ее не стали вновь приводить в летное состояние, а, слегка подремонтировав, передали в Музей ВВС в Райт-Филде.

DM-1

XF-92A

F-102A

XF2Y-1

В-58

F-106A


Всего на XF-92A было совершено 118 полетов общей продолжительностью 62 часа. В выводах по испытаниям указывалось, что устойчивость и управляемость самолета, в целом, удовлетворительные, а прирост аэродинамического сопротивления на околозвуковых скоростях меньше, чем на летательных аппаратах обычной схемы.[13]

Отмеченные испытателями достоинства "бесхвостки" с треугольным крылом малого удлинения делали очень заманчивым применение этой схемы на сверхзвуковом истребителе-перехватчике. Неудивительно поэтому, что когда испытания XF-92A были еще в самом разгаре, конструкторы фирмы Конвэр уже занимались созданием такого самолета.

Контракт с ВВС на разработку сверхзвукового истребителя-перехватчика Конвэр F-102 "Дельта Деггер" ("Треугольный кинжал") был заключен в 1951 г. Это должен был быть самолет, способный противостоять новому поколению советских реактивных бомбардировщиков. Требовалось, чтобы он имел потолок более 16000 м, скорость М= 1,23 на высоте 10670 м и мог действовать при любых погодных условиях как днем, так и ночью. Начало поставок самолета на вооружение намечалось на 1954 г.

За основу боевой машины был взят XF-92. Истребитель имел такие же по форме крыло и киль. Однако вместо одного лобового воздухозаборника двигателя на F-102 применили два, по бокам фюзеляжа. В заостренной носовой части фюзеляжа установили радиолокатор. Для уменьшения аэродинамического сопротивления крыло сделали еще более тонким: теперь его относительная толщина составляла 5% у основания и 4% у концов. Из-за очень малой высоты профиля качалки рулей пришлось вынести за обводы нижней поверхности крыла и закрыть обтекателями. Для борьбы с перетеканием потока по размаху сверху на крыле установили аэродинамические гребни.

Управление рулями осуществлялось с помощью привычных уже гидроусилителей. Для улучшения динамической устойчивости (в частности — для устранения "голландского шага") применялись демпферы колебаний, автоматически отклоняющие рули для выдерживания прямолинейной траектории по командам бортовой гироскопической системы автостабилизации. Такие устройства получили затем самое широкое распространение в сверхзвуковой авиации.

В процессе проектирования выяснилось, что вес F-102 заметно превысит расчетный. Во многом это было связано с насыщенностью самолета радиоэлектронным оборудованием, а весило оно в те годы немало: только одна система управления огнем Хьюз MG-10 "потянула" на 770 кг. Попытка сэкономить вес за счет применения в некоторых местах фюзеляжа титановых сплавов и использования при изготовлении рулей и законцовок крыла так называемых "сотовых конструкций" (обшивка наклеивается на мелкие ячейки из алюминиевой фольги, напоминающие по форме пчелиные соты) не позволила полностью решить проблему. В конце концов пришлось пойти на замену двигателя Вестинхауз J-40, под который проектировался самолет, более тяжелым, но и более мощным ТРД Пратт-Уитни J-57. С этим двигателем подготовленный к полету самолет весил 11700 кг — почти вдвое больше, чем XF-92A.

Опытный экземпляр истребителя имел обозначение YF-102. Его первый полет состоялся 24 октября 1953 г. с базы ВВС Эдвардс. А всего через неделю, в седьмом полете, самолет разбился из-за отказа двигателя при взлете.

11 января следующего года начались полеты второго YF-102, одновременно велась подготовка к выпуску первой партии серийных машин. Однако результаты испытаний опытного самолета оказались неважные. Ф.Эверест вспоминает:

"Вскоре после того, как в мае 1953 года были начаты испытания нового самолета серии "Сенчури" F-100, производимого фирмой Норт Америкен, в Эдвардс для проведения испытания первого этапа прибыл новый самолет F-102 фирмы "Конвэр". Летчик-испытатель Дик Джонсон был моим хорошим другом. Уволившись из ВВС, он работал главным летчиком-испытателем фирмы "Конвэр". Я сопровождал Джонсона [на другом самолете — Д.С.] во время его первых полетов, когда он определял устойчивость и управляемость F-102. После того как обнаруженные нами недостатки были устранены, мы снова поднялись в воздух с целью достичь сверхзвуковой скорости в горизонтальном полете. К нашему удивлению, самолет не смог достичь скорости звука. Это было большим разочарованием как для ВВС, так и для командования ПBO, ибо они рассчитывали, что F-102 станет тем самым сверхзвуковым всепогодным перехватчиком, который был так необходим.

Истребитель Конвэр F-102 до (а) и после (б) модификации.


То, что новый перехватчик с дельтавидным крылом не достиг расчетной скорости, было серьезным ударом как для ВВС, так и для фирмы-изготовителя. Пока в ВВС рассматривался вопрос о целесообразности продолжения работы над F-102, производство его было прекращено. Национальный консультативный комитет по вопросам авиации, участвовавший в рассмотрении проекта самолета и неоднократно утверждавший, что F-102 не сможет достичь сверхзвуковой скорости, оказался прав. Было очевидно, что если F-102 по своим летным данным не смог превзойти истребитель F-86D, который он должен был заменить, то нет смысла продолжать над ним работу.

Однако, к счастью для многих, F-102 был спасен. Инженер вышеупомянутого комитета Ричард Уиткомб провел ряд испытаний самолета в аэродинамической трубе, в результате чего была изменена форма его фюзеляжа. Уиткомб обнаружил, что самолет, имеющий суженное сечение фюзеляжа в местах пристыковки крыльев, будет иметь меньшее лобовое сопротивление и, следовательно, большую скорость. Это особенно относится к такому самолету, как F-102, у которого массивное дельтавидное крыло значительно увеличивало лобовое сопротивление."[14]

Идея, выдвинутая Р.Уиткомбом, получила название "правила площадей". Впоследствии она нашла воплощение в конструкции большинства сверхзвуковых самолетов. Применительно же к F-102 "правило площадей" позволило на 20% снизить сопротивление самолета при М=1. Еще 10% выигрыша дало удлинение более чем на три метра передней части фюзеляжа и изменение формы фонаря кабины.[15]

В процессе модификации для улучшения срывных характеристик была применена коническая крутка крыла, т.е. постепенно увеличивающийся от основания к концам отгиб передней кромки вниз. В результате наиболее подверженные срыву концевые части крыла теперь рассекали воздух под меньшим углом атаки, а это снизило опасность потери эффективности элевонов. Кроме этого, коническая крутка передней кромки так меняла распределение подъемной силы по размаху, что индуктивное сопротивление крыла на дозвуковых скоростях становилось меньше.

Доработки заняли около четырех месяцев. Новому, аэродинамически "облагороженному" варианту самолета дали обозначение F-102A. 20 декабря 1954 г. он впервые поднялся в воздух, а уже на следующий день преодолел в горизонтальном полете на высоте 10000 м заветный "звуковой барьер". Его максимальная скорость составила 1295 км/ч (М= 1,22), практический потолок — 16150 м.

Серийный F-102A.


Нa этот раз характеристики перехватчика соответствовали требованием военных и было принято решение начать его серийное производство. С июня 1955 г. по октябрь 1958 г. на заводе фирмы Конвэр в Сан-Диего выпустили около 1000 F-102A, из них 111 — в двухместном тренировочном варианте TF-102A. Это был первый в истории авиации самолет с треугольным крылом, принятый на вооружение, и первая в мире сверхзвуковая "бесхвостка".

На протяжении нескольких лет F-102 составлял основу авиационных частей ПВО США. В соответствии с господствующими в те годы взглядами на применение авиации он не имел пушечного вооружения и нес только реактивные снаряды: 6 управляемых (УРС), расположенных в специальном отсеке за кабиной, и 12 неуправляемых (НУРС). Система наведения и управления огнем была самой современной. После взлета и вплоть до сближения с целью на расстояние 30 км управление самолетом осуществлялось с помощью наземной станции наведения. После этого самолет "вела" бортовая система наведения. На расчетной дистанции автоматически производился залп ракетными снарядами. Управление машиной при возвращении на базу также осуществлялось с помощью наземной станции. Таким образом, в течение большей части полета на перехват противника функции летчика сводились, в основном, к наблюдению за правильностью работы автоматических устройств.

В конце 50-х годов на смену F-102 пришел новый истребитель-перехватчик Конвэр F-106 "Дельта Дарт" ("Треугольный дротик"). Благодаря более мощному двигателю Пратт-Уитни J-75 и улучшенной аэродинамике он развивал скорость М = 2, что соответствует 2136 км/ч на высоте 10700 м. Новая электронная система управления полетом не только обеспечивала автоматический перехват цели, но взлет и заход на посадку также могли происходить без участия летчика, по командам от наземных станций.

Разработка F-106 началась почти одновременно с проектными работами по "Дельта Деггер". Предполагалось, что это будет усовершенствованный вариант F-102A, отличающийся лишь более сильным двигателем. Поэтому первоначально самолет фигурировал под обозначением F-102B. Однако в ходе проектирования машина аккумулировала в себе столько изменений, что, фактически, получился новый самолет. В 1956 г. ВВС присвоили ему индекс F-106A.

Как отмечалось, F-102 модифицировался под "правило площадей", так сказать, в экстренном порядке, когда уже было построено два опытных образца и полным ходом шла подготовка к серийному выпуску. При создании же F-106 конструкторы, вооруженные накопленным опытом, смогли заранее предусмотреть все особенности аэродинамической компоновки сверхзвукового истребителя-"бесхвостки". Поэтому новый перехватчик, при той же, как у F-102 общей схеме, отличался большей "чистотой" и продуманностью форм. Носовая часть стала более вытянутой, "иглообразной". Воздухозаборники перенесли назад, к основанию крыла. Это не только уменьшило длину воздуховодов, но и улучшило обзор из кабины. С боков сопловой части фюзеляжа исчезли бульбообразные наросты, необходимые у F-102 для плавного перехода площади поперечных сечений — краеугольного камня "правила площадей". Вместо этого на F-106 увеличили диаметр сопла и изменили форму киля; очертания и размеры крыла остались без изменений.

Первый вылет на F-106A произошел на следующий день после Рождества — 26 декабря 1956 г. В феврале 1957 г. начались испытания второй машины, уже с вооружением. Чрезвычайно сложная электронная система наведения и управления огнем, а также еще "сырой" ТРД J-75 потребовали длительных доводок, поэтому испытания затянулись на два года и в части самолет стал поступать только в 1959 г. 15 декабря 1959 г. Д.Роджерс установил на нем абсолютный рекорд скорости — 2456 км/ч. Этот рекорд продержался три года.

F-106 имел радиус действия 790 км, скороподъемность у земли 217 м/с, практический потолок 17400 м. В отсеке вооружения самолет мог нести одну неуправляемую ядерную ракету и 4 УРС "Фалкон".

До конца 1960 г. было изготовлено 340 F-106, из них 63 — двухместных (F-106B). Они стояли на вооружении ПВО США до середины 80-х годов, когда их заменили на истребители нового поколения F-15 и F-16. Так что F-106 вполне можно отнести к самолетам-'долгожителям".

Самолеты F-106 многие годы находились на вооружении ПВО США.


Небезынтересно сравнить аэродинамические характеристики "бесхвостки" F-106 и другого истребителя "сотой" серии — F-105, построенного по "классической" схеме. Согласно данным, приведенным в книге сотрудника НАСА Л.Лофтина, F-106A имел вдвое меньший коэффициент минимального лобового сопротивления — 0,0083 (у F-105G — 0,017 ).[16] По весу самолеты были близки, на них стоял один и тот же двигатель и, казалось бы, более "аэродинамичный" F-106 должен быть и более скоростным. Однако машины имели практически одинаковую максимальную скорость. Объясняется это тем, что из-за ограничения по посадочной скорости площадь крыла "бесхвостки", имеющей, в силу специфики данной схемы, меньший Су пос, должна была быть больше. А с увеличением площади, как известно, растет и лобовое сопротивление. Если учесть, что у F-105 площадь крыла равнялась 35,8 м², а у F-106 — 64,8 м², то становится понятным, почему оба самолета развивали одинаковую максимальную скорость. Так что малый коэффициент лобового сопротивления — это еще не все...

Одновременно с постройкой "сухопутных" истребителей фирма Конвэр предприняла попытку создать, используя ту же аэродинамическую схему, сверхзвуковой гидросамолет — XF2Y-1 "Си Дарт" ("Морской дротик"). Проектирование его началось в январе 1951 г. по контракту с авиационно-техническим управлением ВМС США.

Было ясно, что обычные поплавки создают слишком большое сопротивление и не позволят выйти на сверхзвук. Инженеры "Конвэра" нашли оригинальное решение: самолет решили поставить на две плоские гидролыжи, убирающиеся после взлета в ниши в фюзеляже. Благодаря герметичному фюзеляжу "Си Дарт" мог находиться на плаву до тех пор, пока не достигнет скорости, при которой действующие на лыжи гидродинамические силы "вытолкнут" корпус самолета из воды.

Экспериментальный образец гидроистребителя был спущен на воду залива Сан-Диего в конце 1952 г. 9 апреля следующего года ведущий летчик-испытатель фирмы Конвэр Э.Шэннон совершил на нем первый полет.

Самолет был снабжен двумя ТРД Вестингауз J-34 с тягой по 1540 кгс. Для предотвращения попадания воды в двигатели при движении по воде их установили в верхней части фюзеляжа, над крылом. Разбег самолета составлял почти 2 км, но это было не страшно — океан, в отличие от аэродрома, безграничен. Скорость отрыва от воды составляла 230 км/ч.

3 августа 1954 г. Чарльз Ричборг на втором XF2Y-1 с двигателями Вестингауз J-46 (тяга на форсаже — 2720 кгс) в пологом пикировании преодолел "звуковой барьер". Это давало основания надеяться, что в скором времени удастся превысить скорость звука в горизонтальном полете. Руководство ВМС уже подготовило контракт на постройку 12 предсерийных гидроистребителей. Но все планы спутала катастрофа, случившаяся 4 ноября 1954 г. во время демонстрации XF2Y-1 №2 представителям прессы. Во время полета на небольшой высоте со скоростью около 900 км/ч самолет вдруг начал сильно раскачиваться в вертикальной плоскости и разломился на части. Ричборг не смог катапультироваться и погиб. Причиной случившегося сочли резонансные колебания, возникшие в результате случайной раскачки самолета пилотом, управлявшим рулями с помощью весьма еще несовершенной бустерной системы необратимого типа.

После катастрофы ВМС сократили заказ до 3 машин. Из них летала только одна. Выполнять испытания на максимальную скорость не рисковали, вместо этого отрабатывалась техника взлета и посадки в открытом море. Из-за сильных вибраций при движении по волнам это оказалось очень непростым делом. Б.Лонг, принимавший участие в этих испытаниях, пишет: "Во время разбега при высоте волн всего в два дюйма я испытывал перегрузку в 5,5 д, возникающую с частотой 15—17 раз в секунду. Из-за такой вибрации я почти ничего не видел и для взлета почти вслепую тянул на себя ручку управления и перемещал дроссель двигателей на форсажный режим."[17] Что же говорить об ощущениях летчика во время движения при большой волне!

"Си Дарт ''— попытка создания сверхзвукового гидросамолета.


Чтобы уменьшить вибрации, вместо двух лыж на самолете установили одну, придав ей в поперечном сечении V-образную форму. Тряска при разбеге и пробеге стала заметно слабее, но возникли проблемы с обеспечением поперечной устойчивости при глиссировании на малых скоростях.

Испытания XF2Y-1 продолжались до конца 1957 г., было выполнено около 300 рулежек и полетов. Из-за сложной техники взлета и посадки и сомнениях в его способности выходить на сверхзвук самолет в конце концов признали непригодным для практических целей. Сейчас один из "Си Дартов" можно видеть в Аэрокосмическом музее в Сан Диего, другой находится в запасниках Национального аэрокосмического музея США (Вашингтон).

Наиболее дорогостоящей и технически сложной "бесхвосткой" фирмы Конвэр стал сверхзвуковой бомбардировщик В-58 "Хаслер" ("Энергичный"). Проектные работы по нему развернулись в начале 50-х годов, после объявления ВВС конкурса на дальний сверхзвуковой носитель ядерного оружия.

Создание сверхзвукового бомбардировщика являлось намного более сложной технической задачей по сравнению с разработкой сверхзвукового истребителя-перехватчика. Помимо малого волнового сопротивления и большой тяги двигателей от бомбардировщика требовались значительно большие дальность и грузоподъемность. Кроме того, из-за трения и сжатия воздуха в скачках уплотнения при продолжительном полете со сверхзвуковой скоростью конструкция самолета нагревалась, поэтому необходимо было предусмотреть защиту внутренних систем и оборудования от перегрева.

Самой трудной проблемой было обеспечение большой дальности полета. Тонкое треугольное крыло малого удлинения имеет небольшое волновое сопротивление, но его аэродинамическое качество также весьма мало. При переходе на сверхзвук из-за образования скачков уплотнения качество снижается примерно в два раза. К тому же, на сверхзвуковом режиме полета повышается расход топлива двигателем. Таким образом, для достижения той же дальности сверхзвуковой бомбардировщик должен был иметь на борту в несколько раз больше топлива, чем его дозвуковой собрат с обычным стреловидным крылом.

Вначале "Конвэр" разрабатывала следующий вариант: четырехдвигательный бомбардировщик с атомной бомбой преодолевал часть расстояния "на спине" дозвукового носителя В-36, затем отсоединялся и выполнял сверхзвуковой бросок к цели. Однако медленно летящий "составной" самолет был слишком легкой добычей для истребителей, поэтому от этой идеи отказались. В 1953 г. было решено строить полностью автономный сверхзвуковой бомбардировщик. Согласно условиям ВВС, он должен был нести боевую нагрузку 4,5 т, обладать радиусом действия 4260 км и иметь максимальную скорость М = 2,1.

Программа создания В-58 продолжалась три года и была одной из самых дорогостоящих в истории авиации США. В проектировании и изготовлении самолета кроме 1300 инженеров фирмы Конвэр участвовали сотни организаций-субподрядчиков. В общей сложности на разработку бомбардировщика ушло 9,34 миллионов человеко-часов.

Полноразмерный макет первого варианта бомбардировщика В-58 (1952 г.).


За основу аэродинамической компоновки самолета была взята схема истребителя F-102A. Кроме меньшего волнового сопротивления схема "бесхвостка" с дельта видным крылом позволяла снизить потери подъемной силы на балансировку в сверхзвуковом полете по сравнению с самолетом обычной схемы.[18] Для того, чтобы еще больше "сгладить" влияние сдвига фокуса крыла на сверхзвуковой скорости, В-58 оборудовали системой автоматической перекачки части топлива в специальный хвостовой бак: перемещение центра тяжести отчасти компенсировало сдвиг фокуса назад. Передняя часть крыла, так же, как на F-102A, имела коническую крутку и угол стреловидности 60°.

Заданную максимальную скорость полета должны были обеспечивать четыре новейшие турбореактивные двигателя Дженерал Электрик J-79. На начальной стадии проектирования самолета их планировали установить в двух сдвоенных гондолах под крылом, однако распределение поперечных сечений при такой схеме не соответствовало "правилу площадей". Поэтому в конце 1954 г. двигатели решили разместить по отдельности на четырех выдвинутых вперед пилонах. При этом удалось добиться компоновки, почти идеально отвечающей "правилу площадей".

Бомбардировщик делали в основном из обычных алюминиевых сплавов, но технология изготовления обшивки была новаторской. Обшивка имела слоеную конструкцию из тонких дюралевых листов, наклеенных на алюминиевый сотовый наполнитель, напоминающий пчелиные соты (в частях крыла, подверженных нагреву от реактивной струи двигателей, вместо алюминия применялась более жаропрочная нержавеющая сталь). Производство такой обшивки было трудоемким, но зато обеспечивало высокую жесткость и меньшую теплопроводность поверхности, а также снижало относительный вес конструкции планера самолета на 10—15%.

Управление элевонами и рулем направления осуществлялось с помощью необратимой гидравлической бустерной системы. Без этого пилотирование самолета было бы невозможно: при полете на максимальной скорости шарнирный момент элевона достигал 16500 кгм. Так же, как на F-102, система управления была в значительной степени автоматизирована и снабжена демпферами колебаний. Например, угол отклонения элевонов, необходимый для продольной балансировки самолета, мог устанавливаться автоматически. Наивыгоднейшую скорость захода на посадку, зависящую от веса аппарата, также определял бортовой вычислитель. Впервые в авиации приборы, управляющие полетом, были выполнены на основе полупроводников. Это позволило значительно уменьшить вес бортового оборудования.

Зауженный по условиям "правила площадей" фюзеляж, начиненный, к тому же, оборудованием и топливными баками, не оставлял места для бомбового отсека. Поэтому термоядерную бомбу весом около 3 т пришлось разместить в специальном контейнере под самолетом. Он имел длину 17,4 м и диаметр 1,5 м. Кроме бомбы контейнер мог вмещать более 10 т топлива. В полете топливо вырабатывалось, и бомба вместе с контейнером сбрасывалась на цель.

Экипаж включал трех человек: летчика, штурмана-бомбардира и оператора оборонительной системы, состоящей из хвостовой пушечной установки и средств для создания радиолокационных помех. Все они находились в отдельных герметичных кабинах. С 1962 г. вместо катапультируемых кресел кабины экипажа оборудовали индивидуальными спасательными капсулами, снабженными ракетными двигателями, амортизаторами, кислородной системой и надувными баллонами (на случай посадки на воду). Капсула обеспечивала покидание самолета на скоростях от 185 км/ч на нулевой высоте до 2100 км/ч на большой высоте. Первое испытание системы катапультирования на сверхзвуке прошло в марте 1962 г. Вместо человека в капсулу поместили медвежонка; он остался цел и невредим.

Из-за висящего под фюзеляжем "топливно-бомбового" контейнера шасси имело необычно большую высоту стоек. Колеса, наоборот, были очень маленькие, меньше, чем у легкового автомобиля — их диаметр составлял всего 0,56 м. Это было сделано для того, чтобы при уборке они могли уместиться в крыло, относительная толщина которого равнялась всего 3%. На каждую из боковых стоек крепилось по восемь колес, менее нагруженная передняя стойка несла два колеса.

Взлетный вес бомбардировщика составлял около 68 тонн, большая часть которого приходилась на топливо: 32500 кг — во внутренних баках, 12300 кг — в подвесном контейнере.

В-58 поступил на вооружение в 1959 г.


Постройка опытного экземпляра первого в мире тяжелого сверхзвукового бомбардировщика завершилась в августе 1956 г. Он еще не имел подвесного контейнера. 11 ноября летчик-испытатель Б.Эриксон выполнил на самолете первый полет продолжительностью 38 минут. Через полтора месяца после начала испытаний В-58 превысил скорость звука, а летом 1957 г. самолет вышел на расчетную максимальную скорость — 2156 км/ч на высоте 13000 м (М = 2,03). В то время уже велись испытания второго экземпляра, с подвесным баком-бомбоотсеком. Его максимальная скорость была, конечно, заметно меньше из-за возросшего аэродинамического сопротивления. Серийный выпуск бомбардировщика начался во второй половине 1959 г.

Первая половина 60-х годов ознаменовалась целым фейерверком рекордов на В-58. Среди них можно выделить мировой рекорд скорости по замкнутому маршруту протяженностью 1073 км (2095,5 км/ч, 10 мая 1961 г.), рекорд высоты полета с грузом 5000 кг (26018 м, 14 сентября 1962 г), беспосадочный перелет из Нью-Йорка в Париж за 3 часа 19 минут, с тремя дозаправками в воздухе (26 мая 1961 г.). Последнее достижение наглядно показывало прогресс в авиационной технике за последние три десятилетия: в 1927 г. Чарльзу Линдбергу понадобилось для преодоления Атлантики 33,5 часа. Еще одним примером сверхдальнего перелета с рекордной скоростью был полет В-58 из Токио в Лондон. Расстояние в 12919 км самолет покрыл за 8 часов 35 минут, пять раз пополняя свои баки от воздушных топливозаправщиков КС-135.

Рекорды — это спорт, а вот хорошего стратегического бомбардировщика из В-58 не получилось. Без дозаправок радиус его действия при боевом задании, включающем 720-километровый участок полета на сверхзвуковой скорости, был чуть больше 2000 км — в два раза меньше, чем ждали от самолета военные. Несмотря на все ухищрения проектировщиков, максимальное аэродинамическое качество В-58 при М<1 было 11,3 (у дозвукового бомбардировщика В-52 с обычным стреловидным крылом Кмакс = 21,5) и вдвое меньше — на сверхзвуковой скорости.[19] А качество, как известно, прямо пропорционально дальности. Плюс к этому — увеличенный расход топлива при полете на сверхзвуке.

Другим недостатком В-58 было то, что он мог нести только одну ядерную бомбу и не имел обычного (неатомного) оружия. Это лишало военных возможности гибкого применения бомбардировщика, например использования его в локальных военных конфликтах. В конце концов на самолете установили подкрыльевые пилоны для подвески дополнительных бомб или ракет, хотя это еще больше ограничило его дальность.

Но хуже всего для В-58 было то, что с развитием зенитных ракет в 60-е годы сверхзвуковая скорость и большая высота полета уже не обеспечивали безопасность проникновения в тыл противника. Это убедительно доказало уничтожение советской ракетой американского "сверхвысотного" разведчика U-2. Теперь, наоборот, требовалось создание бомбардировщиков, способных лететь над самой землей и поэтому менее заметных для радиолокаторов наземной системы ПВО, а для таких задач В-58 был совершенно не приспособлен.

Огромный подвесной контейнер сильно портил аэродинамику самолета.


Наряду с существенными тактическими недостатками самолет отличался высокой аварийностью. Только за полтора года, с декабря 1958 г. по июнь 1960 г., было потеряно семь В-58, при этом погибло 11 человек. Две катастрофы произошли при демонстрации самолета на знаменитом парижском аэрошоу в 1961 и 1965 гг.: первая — из-за попытки пилота выполнить фигуру пилотажа вблизи земли, вторая — вследствие неверного расчета траектории захода на посадку.

Наиболее аварийными режимами были взлет и посадка. Из-за очень высокой для "бесхвостки" нагрузки на крыло (вдвое большей, чем у F-106), вызванной желанием уменьшить вес и лобовое сопротивление самолета, скорость взлета и скорость захода на посадку были необычно велики — около 400 км/ч, и малейшая ошибка пилота могла иметь роковые последствия. Известны случаи, когда из-за огромной скорости вращения не выдерживали и "взрывались" колеса шасси. Немало катастроф произошло по причине отказов автоматики системы управления.

Если к этому "букету" недостатков добавить рекордно высокую стоимость бомбардировщика — 33,5 млн. долларов (это почти в четыре раза больше, чем стоил один В-52), то становится понятным, почему ВВС отказались от планов постройки 290 В-58 и выпуск был ограничен 116 экземплярами. Они находились на вооружении до 1970 г. и были заменены многорежимным самолетом с крылом изменяемой стреловидности FB-111. За 10 лет эксплуатации из-за летных происшествий парк В-58 сократился более, чем на 20%.

Итак, В-58 не стал той грозной боевой машиной, о которой мечтал Пентагон. Однако, с чисто технической точки зрения, появление В-58 явилось, несомненно, шагом вперед. Это был первый в мире тяжелый сверхзвуковой самолет, и многие из технических идей, использованных при его создании, нашли применение в конструкции будущих сверхзвуковых машин.

"Летающие треугольники" фирмы Конвэр широко представлены в американских музеях. Так, в музее ВВС США кроме XF-92A выставлены истребители F-102A, F-106A, бомбардировщик В-58.

Если "Конвэр" специализировалась, в основном, на самолетах для ВВС, то "бесхвостка" фирмы Дуглас предназначалась для использования с авианосцев. Работа по созданию этого самолета — Дуглас F4D-1 — началась в 1946 г.

Предыстория появления машины такова. В мае 1945 г. два специалиста-аэродинамика "Дугласа" Г.Рут и А.Смит были командированы в Европу для изучения немецких достижений в области авиации. В Париже они встретились с А.Липпишем и познакомились с его концепцией реактивного "дельта-крыла". Вскоре после этого на фирме, при поддержке Авиационного отдела ВМС, занялись исследованиями применимости "принципа Липпиша" при разработке скоростного палубного истребителя.

Эволюция схемы самолета Дуглас F4D.


В отличие от самолетов фирмы Конвэр, развивавшихся по линии "бесхвосток" с треугольным крылом малого удлинения, как у немецкого Р-13, за основу истребителя фирмы Дуглас был взят другой проект Липпиша — двухдвигательное реактивное "летающее крыло" Р-11. При виде сверху Р-11 больше напоминал трапецию, чем треугольник, а довольно толстый профиль позволял поместить внутри крыла солидный запас топлива. Такой же формы был первый вариант истребителя фирмы Дуглас (1947 г.), получивший обозначение D-571. Он должен был иметь два размещенных в крыле двигателя Вестингауз J-34. Для повышения аэродинамического качества А.Смит предлагал использовать отсос пограничного слоя с поверхности крыла.

В процессе аэродинамических исследований моделей, продолжавшихся более двух лет, концепция самолета претерпела значительные изменения. Идея отсоса пограничного слоя была отвергнута как непрактичная. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на околозвуковых скоростях профиль сделали тоньше, увеличили стреловидность и уменьшили площадь крыла. Так как емкость крыла стала меньше, вместо двух двигателей решили установить один, в фюзеляже. Чтобы улучшить обзор, переднюю часть фюзеляжа с кабиной спроектировали выступающей вперед. В результате из трапециевидного "летающего крыла" получилась "бесхвостка" с крылом, близким по форме к треугольному.

В конце 1949 г. ВМС заключили с фирмой Дуглас контракт на постройку двух опытных образцов палубного истребителя-перехватчика. Им дали обозначение XF4D-1 "Скайрэй" ("Небесный луч"). Руководил проектированием главный конструктор фирмы Э.Хейнеманн.

Опытный экземпляр XF4D-1.


Постройка первого XF4D-1 закончилась в октябре 1950 г. В отличие от конвэрских "Дельт" он имел скругленное на концах крыло (этим хотели добиться более плавного обтекания его внешних частей), а задняя кромка была не прямой, а с изломом. Наружная часть крыла несла элевоны и предкрылки, на выступающей назад корневой части находились поверхности для продольной балансировки самолета. Система управления была бустерной, но в случае отказа гидроусилителей летчик мог отклонять рули вручную, правда для этого требовались немалые усилия.

Как на всех реактивных "бесхвостках", крыло имело симметричный профиль. Его относительная толщина была 6%. Стреловидность крыла равнялась 52°, удлинение — 2,4. Для уменьшения габаритов машины при базировании на авианосце концы крыла могли складываться вверх.

У основания крыло утолщалось и плавно переходило в фюзеляж. Такая конструкция получила позднее название интегральной. Она позволяла уменьшить дополнительное сопротивление, возникающее в месте соединения крыла и фюзеляжа (сопротивление интерференции). Кроме этого, увеличивался внутренний объем крыла, что немаловажно, так как значительная часть фюзеляжа реактивного истребителя обычно занята двигателем. На "Скайрэе" в корневых "наплывах" конструкторы разместили два основных топливных бака, вмещающих 2430 л авиационного керосина. Они обеспечивали самолету продолжительность полета 45 минут — маловато для обычного истребителя, но достаточно для перехватчика.

Чтобы предотвратить опасность повреждения хвостовой части при посадке на палубу, кроме обычного трехопорного шасси сзади под фюзеляжем находилось дополнительное "страховочное" колесо.

XF4D-1 проектировался под новый ТРД Вестингауз J-40. Как это обычно случается, к моменту постройки самолета двигатель еще не был готов. Пришлось оборудовать "Скайрэй" менее мощным J-35 (тяга 2270 кгс).

21 января 1951 г. летчик-испытатель фирмы Дуглас Ларри Пейтон поднял XF4D-1 с аэродрома базы Эдвардс в первый полет.[20] Из-за неправильной установки угла балансировочных поверхностей на крыле самолет при увеличении скорости начал резко задирать нос и дело едва не закончилось аварией, но Пейтон в конце концов сумел "укротить" машину и приземлиться.

Испытания продолжили летчики Рассел Тау и Роберт Ран. После подбора оптимального угла установки рулей-балансиров самолет стал устойчив и управляем, и постепенно опасения пилотов относительно поведения реактивной "бесхвостки" рассеялись. Ран вспоминал:

"Я впервые испытал самолет в октябре 1951 г., после того, как Тау выполнил на нем уже 25 полетов. Наблюдения за полетами, особенно за посадкой, не вызывали во мне особого желания самому опробовать самолет, так как из- за дельтавидного крыла он заходил на посадку под таким большим углом атаки, что казалось, будто машина вот-вот сорвется в штопор. Однако когда я испытал самолет, то понял, что благодаря превосходному обзору из кабины большой угол атаки не мешает выполнять посадку. Вскоре я пришел к выводу, что этот самолет — как раз то, что ждал от истребителя со времени моих первых полетов на "Спитфайре". F4D — это мечта летчика-истребителя, так как он сочетает в себе: 1) хорошую маневренность на большой высоте, 2) превосходную скороподъемность, 3) короткие дистанции взлета и посадки, 4) отличную управляемость на малых скоростях, 5) очень большой практический потолок, 6) высокую скорость в горизонтальном полете."[21]

Но не все обстояло так уж блестяще. "Скайрэй" проектировался как сверхзвуковой самолет, однако из-за недостаточно большой тяги двигателя скорость звука удавалось достичь только в пикировании. К тому же, при подходе к "звуковому барьеру" наблюдалась вибрация руля направления, поэтому максимально допустимую скорость сочли за благо ограничить значением М-0,95.

Скоростные полеты чередовались с испытаниями самолета на штопор. В целом "Скайрэй" показал хорошие штопорные характеристики, хотя однажды едва не случилась катастрофа: во время перевернутого штопора узлы крепления страховочных ремней не выдержали отрицательных перегрузок и летчика с силой отбросило в кабине на крышу фонаря. Из-за удара фонарь заклинило и выброситься с парашютом стало невозможно. К счастью, не потерявший присутствия духа испытатель сумел дотянуться до кнопки выпуска противоштопорного парашюта. Самолет вернулся в нормальный полет, и летчик благополучно произвел посадку.

В 1953 г. фирма Дуглас, наконец, получила обещанный двигатель J-40. На форсаже он мог развивать тягу 5260 кгс. Его установили на одном из двух опытных XF4D-1. Для устранения вибраций руля направления его сделали двухсекционным, причем одну из секций снабдили демпфером колебаний.

3 октября 1953 г. летчик-испытатель ВМС капитан Джеймс Вердин установил на оборудованном J-40 "Скайрее" абсолютный мировой рекорд скорости для самолета с турбореактивным двигателем. На трехкилометровой дистанции самолет развил 1212 км/ч (прежний рекорд принадлежал английскому истребителю Супермарин "Свифт" и равнялся 1176 км/ч). Через две недели Р.Ран на той же машине добился рекорда скорости на стокилометровом маршруте — 1171 км/ч. Дуглас F4D-1 и истребитель Норт Америкен F-100 были отмечены правительством США как лучшие самолеты 1953 г.

В 1954 г.г после испытаний XF4D-1 на авианосце "Корал Си", начался серийный выпуск самолетов "Скайрэй". Это был первый в мире серийный истребитель с крылом малого удлинения. Двигатель J-40 проявил себя ненадежным, и серийные машины снабжались ТРД Пратт-Уитни J-57 с тягой 6600 кгс на форсаже. Вооружение самолета состояло из четырех 20-мм пушек и подвешиваемых под крылом реактивных снарядов. Взлетный вес F4D-1 составлял около 10 тонн.

Производство "Скайрэя" продолжалось до 1959 г. За это время было построено 419 самолетов, они находились на вооружении до 1965 г. В 1964 г., в связи с появлением истребителя F-4 "Фантом", F4D-1 во избежание путаницы переименовали в F-6A. В наши дни "Скайрэй" можно увидеть только в музеях: музее военно-морской авиации в Пенсаколе и музее корпуса морской пехоты США в Куантико.

Благодаря относительно небольшой нагрузке на крыло самолет обладал хорошей вертикальной скоростью. 22 мая 1958 г. на нем было установлено сразу пять рекордов скороподъемности, при этом 15-километровой высоты "Скайрэй" достиг всего за две с половиной минуты.

Невысокая нагрузка на крыло упрощала взлет и посадку, и, в отличие от "Катлэсса", летные происшествия с F4D-1 случались редко. Летчики любили этот самолет и за надежность и легкость в управлении дали ему прозвище "Форд". После снятия с вооружения "Скайрэй" еще около десяти лет находился в резерве авиации флота, использовался для подготовки пилотов.[22]

Слабым местом самолета была его горизонтальная скорость: около 1000 км/ч. Между тем "сухопутная" истребительная авиация к 60-м годам уже перешла на сверхзвуковую технику.

В середине 50-х годов инженеры "Дугласа" попытались создать сверхзвуковой вариант "Скайрэя". Первоначально он назывался F4D-2, затем, когда объем планируемых изменений в конструкции возрос, самолету дали новое обозначение — F5D-1 "Скайлансер" ("Небесный улан").

F5D-1 впервые был испытан в полете 21 апреля 1956 г. От F4D-1 он отличался более тонким крылом, удлиненной носовой частью фюзеляжа, измененной формой воздухозаборников и новым вариантом двигателя J-57 с большей тягой. Максимальная скорость полета "Скайлансера" на высоте 10 км была около 1500 км/ч, у земли — 1206 км/ч.

В серию самолет не пошел, не выдержав конкуренции с "двухмаховыми" истребителями. Дело ограничилось постройкой четырех опытных экземпляров, которые позднее использовались в исследовательских программах НАКА. На одном из них летал знаменитый астронавт Нейл Армстронг, самолет в этом случае выполнял роль прототипа крылатой спасательной капсулы космического аппарата. Сейчас этот самолет выставлен в музее Армстронга в Вапаконете.

Перенесемся теперь в Западную Европу. В 50-е годы там тоже появилось немало реактивных "бесхвосток" с треугольным крылом.

В Англии пионером в деле создания таких самолетов стала фирма Авро, выпустившая первый в мире серийный бомбардировщик-"бесхвостку" с дельта-крылом — "Вулкан".

F4D-1

Авро-707

"Вулкан" В.2

Р.111А

FD.2


"Вулкан" занимает особое место в истории самолетостроения. Если в Германии и США основной областью применения схемы "бесхвостка" с треугольным крылом малого удлинения считали сверхзвуковые летательные аппараты (в первую очередь — истребители), то специалисты фирмы Авро решили воплотить эту компоновку в конструкции тяжелого дозвукового самолета. О том, как происходил выбор аэродинамической схемы "Вулкана", рассказывает главный конструктор фирмы С.Дэвис:

"...Из немецких источников мы знали, что для избежания резкого роста сопротивления при крейсерском полете при больших числах Маха требуется сочетание значительной стреловидности, меньшей, чем принято (по крайней мере для бомбардировщиков) относительной толщины крыла и пониженного коэффициента подъемной силы. Вначале мы остановились на самолете обычной схемы (с хвостовым оперением) с крылом стреловидностью 45° по линии 1/4 длины хорд, с относительной толщиной 12% у основания и с коэффициентом подъемной силы не более 0,2. Вскоре, однако, выяснилось, что взлетный вес такого самолета намного (фактически вдвое) превысит заданный а скорость и дальность будут меньше, чем требуется.

Первым шагом в отходе от классической компоновки явилось решение отказаться от хвостового оперения: большая стреловидность крыла, требуемая для полета на околозвуковых скоростях, обеспечивала достаточное плечо действия рулей "бесхвостки". Мы надеялись, что снижение веса и аэродинамического сопротивления, достигнутые благодаря ликвидации хвоста и сокращению длины задней части фюзеляжа, позволит уменьшить требуемые мощность силовой установки и запас топлива, а это приведет к общему снижению размеров и взлетного веса самолета. Как показали предварительные расчеты, при одинаковой стреловидности и соответствующей нагрузке на крыло бомбардировщик-"бесхвостка" будет иметь взлетный вес 137500 фн (62370 кг). Таким образом, требование заказчика вновь не могло быть выполнено. Кроме того, при данной схеме возникали сложности с размещением на самолете топлива и боевой нагрузки.

Более детальные расчеты позволили установить, что главным "виновником" превышения веса является крыло, характеризующееся сравнительно большой площадью, малой относительной толщиной и обычным удлинением. Чтобы снизить вес крыла при сохранении той же нагрузки на м², требовалось уменьшить его удлинение. Данное рассуждение, в конце концов, привело проектировщиков к выбору треугольной формы с удлинением примерно 2,4.

Из всего этого вытекает, что основным стимулом к уменьшению удлинения было стремление "сэкономить" вес конструкции и что дельтавидная форма крыла появилась, можно сказать, случайно."[23]

Описанные события происходили в 1947 г., после того, как правительство опубликовало требования к реактивному бомбардировщику, предназначенному для замены винтомоторных "Ланкастеров" и "Линкольнов".

Вначале проект самолета фирмы Авро (в то время он фигурировал в документах как "проект 698") представлял собой типичное "летающее крыло" в форме треугольника с килями на концах. На выбор схемы, несомненно, повлияла лекция Джека Нортропа о преимуществах "летающих крыльев", прочитанная в Англии перед членами Аэронавтического королевского общества в мае 1947 г.[24]

Однако, как показали аэродинамические исследования с моделями бомбардировщика, относительная толщина профиля, требуемая для воплощения в жизнь концепции "летающего крыла", вызвала бы слишком большое волновое сопротивление. Поэтому в 1948 г. проект был переработан: крыло сделали более тонким (8—10%), а так как его внутренний объем при этом уменьшился, самолет приобрел фюзеляж, в котором должны были размещаться экипаж, бомбы и часть топлива. Вместо концевых килей установили обычное центральное вертикальное оперение. Двигатели по-прежнему должны были находиться внутри крыла, в плоскости, проходящей вблизи центра тяжести самолета. Такая компоновка силовой установки позволяла избежать влияния изменения тяги на продольную балансировку летательного аппарата.

Авро 707 в Научно-техническом музее в Манчестере.


Окончательный облик бомбардировщика сформировался в 1948 г. Теперь это была уже, скорее, "бесхвостка", чем "летающее крыло". Самолет планировалось снабдить четыремя ТРД "Олимп", разрабатывавшимися в то время фирмой Бристоль.

Можно было приступать к строительству первых опытных образцов. Однако в связи с тем, что бомбардировщик имел кардинально новую схему, прежде решили испытать уменьшенный втрое прототип — Авро 707. Намечалось построить несколько таких самолетов. Их полеты должны были ответить на вопросы об особенностях пилотирования дельтакрылой "бесхвостки" на больших и малых скоростях, об аэродинамических свойствах треугольного крыла, о наивыгоднейшем положении центра тяжести и др.

Первый самолет из серии "707-х" предназначался для полетов на небольших скоростях. Поэтому управление рулями было механическим, без гидроусилителей. Серийный ТРД Роллс-Ройс "Дервент" находился в задней части фюзеляжа; воздух поступал к нему через ковшевидный заборник, расположенный на фюзеляже, за кабиной. В остальном схема самолета повторяла схему "Вулкана". Для ускорения постройки в конструкции Авро 707 использовали части от других самолетов. Так, фонарь кабины позаимствовали у истребителя Глостер "Метеор", передняя стойка шасси — тоже от "Метеора".

Первый Авро 707 выкатили из сборочного цеха в августе 1949 г. 4 сентября лейтенант Эрик Эслер занял место в кабине экспериментальной машины. Полет продолжался 35 минут и прошел успешно. Первый в Англии самолет с треугольным крылом доказал свою "дееспособность".

Два дня спустя Авро 707 перегнали в Фарнборо для показа на ежегодной авиационной выставке. Затем испытания продолжили. По словам Эслера, пилотирование "707-го" мало отличалось от полета на обычной реактивной машине.

Уже шла установка аппаратуры для измерения и регистрации параметров, но 30 сентября самолет разбился, Эслер погиб. Точную причину катастрофы установить не удалось. Так как при изучении остатков машины обнаружили, что один из подкрыльевых аэродинамических тормозов полностью отклонен, было высказано предположение, что в полете на малой высоте возникла неисправность в электрической системе выпуска тормозов. Тормоз внезапно раскрылся, обтекание крыла сразу же нарушилось и летчик не смог удержать аппарат от падения.[25]

После того, как эксперты пришли к заключению, что катастрофа никак не связана с аэродинамической схемой самолета, строительство второго экземпляра Авро 707 продолжили. На всякий случай его оборудовали катапультируемым сидением, а аэродинамические тормоза переделали таким образом, что при отклонении между ними и крылом образовывалась довольно большая щель, позволяющая воздуху беспрепятственно обтекать крыло.

Испытания этого самолета, получившего обозначение Авро 707В, начались в сентябре 1950 г. Он полностью выполнил всю программу, совершив за два года 380 полетов. Было установлено, что в диапазоне скоростей от 185 до 650 км/ч самолет устойчив и нормально слушается управления. При меньших скоростях (148— 185 км/ч) элероны продолжали сохранять работоспособность, однако рулей высоты уже "не хватало", чтобы удержать машину от сваливания на нос.

Следующий прототип, Авро 707А, был сконструирован для полетов на более высоких скоростях — до 800 км/ч. В связи с этим система управления рулями были сделана бустерной. Возухозаборники двигателя перенесли в основание крыла, так как скачки уплотнения и нестабильность потока нарушали бы работу воздухозаборника прежнего типа. Фюзеляж сделали более вытянутым, более обтекаемым. Самолет стал точнее соответствовать схеме и пропорциям бомбардировщика "Вулкан".

Так же, как "707В", "707А" успешно прошел программу испытаний. С июля 1951 г. по май 1952 г. он 197 раз поднимался в воздух, общее время налета составило 92 часа.

В 1953 г., когда уже начались полеты "Вулкана", фирма Авро изготовила еще два "707-х". Один из них, Авро 707С, имел двухместную кабину и первоначально предназначался для обучения пилотированию треугольных "бесхвосток". Обе машины передали в авиационный центр в Фарнборо для летных экспериментов, где они прослужили до 1967 года.

Первый экземпляр самолета "Вулкан".


Военные торопили руководителей фирмы Авро: "холодная война" в разгаре, а стратегическая авиация Великобритании вынуждена вооружаться безнадежно устаревшими американскими бомбардировщиками В-29. Поэтому, как только появились первые положительные результаты испытаний Авро 707, на фирме приступили к постройке "Вулкана". Вместе с изготовлением рабочих чертежей и технологической оснастки она заняла около двух лет.

По размерам Авро 698 "Вулкан" намного превосходил другие "бесхвостки" с треугольным крылом. Он имел размах 30,2 м, длину — 29,6 м. Стреловидность крыла равнялась 52° — меньше, чем у конвэровских "бесхвосток", но больше, чем у самолетов с обычным стреловидным крылом; удлинение крыла — 2,84. Благодаря большой длине корневой хорды ее высота, при относительной толщине профиля 10%, составляла 1,8 м. Этого было вполне достаточно, чтобы разместить внутри крыла четыре мощных турбореактивных двигателя.

Конструкция планера самолета — вполне традиционная, основывающаяся на опыте производства бомбардировщика "Ланкастер". Крыло — двухлонжеронное, с пристыкованными к центроплану консолями. В качестве строительного материала применялся обычный дюралюминий. С каждой стороны крыла имелось по четыре рулевых поверхности: внутренние работали как рули высоты, внешние — как элероны. Их отклонение осуществлялось с помощью электродвигателя и трансмиссии, причем ради большей безопасности и живучести самолета в бою каждая поверхность имела отдельный электропривод. На крыле имелись также воздушные тормоза в виде восьми прямоугольных пластин, расположенных попарно сверху и снизу.

Топливо размещалось как в фюзеляже, так и в крыле. За порядком выработки горючего из баков следила электронная система. Это обеспечивало неизменность положения центра тяжести в полете.

Фюзеляж имел круглое сечение. Впереди находился отсек радиолокатора, за ним — гермокабина. Экапаж состоял из пяти человек. Сверху, под обтекателем, сидели первый и второй пилот; на "нижней палубе", спиной к летчикам, располагались бортрадист, штурман-бомбардир и оператор систем радиолокационного противодействия. За кабиной находился бомбоотсек длиной 8,5 м, рассчитанный на подвеску двадцати одной 454-кг бомбы.

Несмотря на все старания проектировщиков взлетный вес "Вулкана" — 68 тонн — в полтора раза превысил заданный в тактико-технических требованиях. Для того, чтобы уменьшить нагрузку на поверхность аэродромов, самолет снабдили многоколесным шасси. Каждая из подкрыльевых стоек имела по восемь колес, передняя опора — двухколесная.

Когда планер бомбардировщика был почти готов, выяснилось, что фирма Бристоль еще не закончила доводку "Олимпа". Чтобы не оттягивать начало испытаний, на первом самолете решили установить менее совершенные, но зато освоенные производством ТРД Роллс-Ройс "Эвон" с тягой 2950 кгс. Спеша приступить к полетам (на "пятки" наступал конкурент — бомбардировщик "Виктор" фирмы Хендли Пейдж), конструкторы Авро не стали герметизировать кабину, а топливные баки установили пока только в фюзеляже.

В таком виде 30 августа 1952 г. "Вулкан" совершил первый полет (летчик Р.Фок). При этом случилось небольшое происшествие: воздушный поток сорвал обтекатели, закрывающие убранные в крыло стойки шасси. Но так как вначале полеты должны были происходить на малых скоростях, на это решили не обращать внимания и продолжить испытания. В сентябре бомбардировщик, сопровождаемый двумя Авро-707, совершил полет на выставке в Фарнборо и, по отзывам прессы, был "гвоздем" аэрошоу.

После 32 часов полетов, продемонстрировавших нормальную устойчивость и управляемость машины, самолет вернули в сборочный цех для установки двигателей Армстронг Сиддли "Сапфир" с тягой по 3640 кгс. Одновременно бомбардировщик снабдили гермокабиной и крыльевыми топливными баками. Все это позволило летом 1953 г. приступить к его испытаниям на больших скоростях. По этой программе было выполнено 57 полетов.

Между тем на аэродром вышел второй экземпляр "Вулкана", со "штатными" двигателями Бристоль "Олимп" 100. Максимальная тяга каждого из них равнялась 4300 кгс. Испытания самолета начались в сентябре 1953 г.

Установка "Олимпа" позволила еще повысить скорость полета. Однако при числе Маха более 0,75 испытатели столкнулись с сильной вибрацией горизонтальный рулей. Это происходило из-за образования скачков уплотнения на крыле. Чтобы устранить это опасное явление, переднюю кромку сделали не прямой, а с изломом, увеличив длину хорды в зоне расположения рулей. Относительная толщина профиля на этом участке уменьшилась с 9,4% до 7,9%, и преждевременное образование скачков уплотнения прекратилось. Кроме того, для уменьшения индуктивного сопротивления концам крыла придали коническую крутку, а чтобы перемещение фокуса крыла на околозвуковых скоростях не влияло на пилотирование, на самолете установили устройство, автоматически отклоняющее рули высоты для сохранения продольной балансировки.

"Вулкан" В.2 во время одного из демонстрационных полетов.


В таком модифицированном виде в 1955 г. началось серийное производство бомбардировщика под маркой "Вулкан" В.1. Оно продолжалось до 1958 г., было выпущено 45 самолетов. С двигателями "Олимп" 101 (4x5000 кгс) бомбардировщик мог летать со скоростью 1030 км/ч, имел потолок 16800 м и дальность 4830 км с 9500 кг бомб на борту.

В сентябре 1956 г. на первом серийном "Вулкане" был совершен перелет из Лондона в Австралию и Новую Зеландию. Он прошел успешно, но на обратном пути при посадке в лондонском аэропорту Хитроу во время сильного тумана самолет разбился, погибли три члена экипажа. Так как катастрофа не была вызвана неисправностью в конструкции и системах "Вулкана", это печальное событие не повлияло на серийный выпуск самолета.

В 1958 г. на смену "Вулкану" В.1 пришел вариант В.2. Он отличался более мощными ТРД "Олимп"016 (позднее — "Олимп"301), удлиненной задней частью фюзеляжа, в которой разместили дополнительное оборудование, и увеличенным на 3,6 м размахом крыла. Вместо раздельных элеронов и рулей высоты на крыле установили элевоны. Взлетный вес самолета достиг 90 тонн, но в связи с увеличившейся площадью крыла нагрузка на 1 м² почти не изменилась. Максимальная скорость полета В.2 составила 1050 км/ч, потолок — 18000 м.

Производство самолетов "Вулкан" завершилось в 1964 г. Почти за 30 лет эксплуатации в ВВС эти бомбардировщики зарекомендовали себя как вполне надежные машины. Однако выпустили их сравнительно мало: в общей сложности около 60 экземпляров. Это объясняется тем, что в конце 50-х годов правительство Великобритании приняло решение о сокращении расходов на военную авиацию, сделав, как и другие страны, ставку на развитие ракетного вооружения.

Другим направлением в работах по "бесхвосткам" с дельта-крылом в Англии было изучение перспективности такой схемы для создания сверхзвуковых самолетов. Очевидно, что для этой цели требовалось очень тонкое треугольное крыло.

Экспериментальный P.III со снятыми законцовками крыла.


Стимулом послужили сообщения о полетах в США экспериментального самолета XF-92A и о планах создания фирмой Конвэр на его основе сверхзвукового истребителя. В конце 40-х годов английское министерство обороны предложило фирме Боултон Пол построить и провести испытания "бесхвостки" с тонким треугольным крылом, как у XF-92A. Разработку этой экспериментальной машины поручили на фирме конструкторской группе, возглавляемой Ф.Кроукомом и Д.Батчлером. Самолет получил обозначение Р.111.

Летные испытания Р.111 начались в октябре 1950 г. Самолет имел один воздухозаборник, в носу фюзеляжа. Он питал воздухом уже устаревший, но надежный ТРД Роллс-Ройс "Нин" с тягой 2300 кгс. Крыло — со стреловидностью 45° по передней кромке. С помощью съемных законцовок можно было изменять его размах и форму. С закрепленными законцовками крыло имело остроконечную форму и размах 11,1 м, когда законцовки снимали размах уменьшался до 9,1 м, а крыло приобретало форму треугольника со срезанными концами. Такой же возможностью "конвертироваться" обладал киль. Управление самолетом осуществлялось рулем направления и двухсекционными элевонами. Р.111 был рассчитан на высотные полеты с околозвуковыми скоростями, поэтому имел герметизированную кабину и гидроусилители в системе управления. При приближении к скорости звука предусматривалось автоматическое отклонение элевонов вверх для противодействия затягиванию в пикирование.

Во время демонстрационных полетов на аэрошоу в Фарнборо в 1952 г. маневренность и скороподъемность миниатюрного Р.111 впечатлили присутствующих. Однако основной задачей самолета была проверка аэродинамических характеристик дельта-крыла на различных скоростях: от минимальной до М = 0,93 —0,96. Чтобы следить за характером обтекания, на крыло наклеивали тонкие шелковые нити, а установленная на киле кинокамера фиксировала их отклонения в воздушном потоке.

Испытания Р.111 проходили около двух лет, затем самолет доработали (в частности снабдили аэродинамическими тормозами) и полеты продолжились.

Модифицированный Р.111А летал до июня 1958 г. и дал много ценных сведений об аэродинамике треугольного крыла.[26]

Если Р.111 был только первым шагом на пути к освоению больших скоростей, то "бесхвостка" Фейри FD.2 являлась уже настоящим сверхзвуковым самолетом. 12 марта 1956 г. Питер Твисс установил на нем абсолютный мировой рекорд скорости — 1822 км/ч. Это почти на 500 км/ч превышало прежний рекорд, достигнутый в 1955 г. на американском истребителе F-100.

К моменту начала работ по FD.2 фирма Фейри уже имела опыт проектирования аппаратов с треугольным крылом. В конце 40-х годов там занимались созданием небольшого реактивного самолета, который должен был взлетать без разбега с установленной на автомобиле наклонной рампы. Правительство не поддержало идею создания истребителя-перехватчика по типу этой своеобразной пилотируемой зенитной ракеты и предложило "Фейри" построить новый экспериментальный самолет с дельта-крылом, предназначенный для освоения сверхзвукового диапазона скоростей. Главный конструктор фирмы, Р.Ликли, рассказывает:

"Препятствием на пути развития сверхзвуковых самолетов в нашей стране после войны 1939—1945 гг. было мнение, что использование для этих целей пилотируемых аппаратов слишком опасно; однако затем возобладали более реалистические взгляды. В 1947 г. министерство обороны заявило о планах создания такого самолета, и в 1949 г. мы направили в министерство техническое описание летательного аппарата, предназначенного для исследований транс- и сверхзвуковых скоростей вплоть до М= 1,5.

...Конструкция предусматривала применение дельтовидного крыла с удлинением 2, двигателя Роллс-Ройс RA.5 в фюзеляже и воздухозаборников в основании крыла. Все это должно было обладать минимальной лобовой площадью и не иметь выступающих частей. Вообще, основной задачей при проектировании являлось создание машины с минимально возможным весом и до предела уменьшенными площадями крыла и миделевого сечения фюзеляжа. Вместе с тем, это должен был быть самолет, способный нормально управляться в воздухе и на земле, достаточно большой для установки на нем двигателя RA.5 и имеющий такой запас горючего, который обеспечивал бы выполнение полноценных исследовательских полетов."[27]

В 1950 г. "Фейри" получила заказ на два FD.2. Однако из-за того, что персонал фирмы в это время был загружен подготовкой к выпуску противолодочного самолета "Ганнет", работы по FD.2 начались только в 1952 г. Сборка первого экземпляра завершилась к осени 1954 г.

Самолет имел крыло со стреловидностью 60° и с относительной толщиной 4%. Чтобы обеспечить прочность и жесткость такого тонкого крыла, создатели самолета применили фрезерованную панельную конструкцию с толстой обшивкой (до 6 мм). Заднюю кромку занимали раздельные рули высоты и элероны.

Это был первый английский самолет с необратимой бустерной системой управления. Так как в случае отказа гидроусилителей пилот уже никак не мог воздействовать на управление, все основные агрегаты системы были дублированы.

В связи с тем, что на сверхзвуке эффективность рулей снижается, в контур управления ввели редуктор с регулируемым в зависимости от скорости передаточным отношением между углом отклонения ручки и углом поворота рулей.

Еще одним новшеством в конструкции FD.2 была отклоняемая вниз при посадке часть фюзеляжа перед кабиной; отклонение носового конуса происходило с помощью мощного гидроцилиндра. Это техническое решение, позволяющее значительно улучшить обзор с места пилота, было позднее повторено на сверхзвуковых пассажирских самолетах "Конкорд" и Ту-144.

Самолет Фейри FD.2 принес Англии мировой рекорд скорости.


Самолет имел стремительные, вытянутые вперед формы. Двигатель был способен развивать тягу 4540 кгс, а взлетный вес FD.2 равнялся 6100 кг. Таким образом, по тяговооруженности (отношение тяги к весу) машина не имела себе равных среди английских самолетов того времени.

Летные испытания FD.2 начались 6 октября 1954 г. П.Твисс свой отчет о первом вылете начал со слов: "Есть все основания считать, что самолет будет очень приятной в пилотировании машиной. Уже вскоре после взлета я почувствовал, что он отлично слушается рулей..."[28]

Но испытывали FD.2 недолго. 17 ноября, в четырнадцатом полете, произошла авария: из-за неисправности в системе подачи топлива на высоте 9000 м выключился двигатель, самолет стал круто планировать, летчик не дотянул до аэродрома и во время аварийной посадки "на брюхо" машина была изрядно повреждена. Ремонт занял восемь месяцев.

28 октября 1955 г. самолет впервые преодолел звуковой барьер. По словам летчика, это произошло практически незаметно, машина вошла в сверхзвуковую зону обтекания, как нож в масло.[29]

В начале 1956 г. на аэродром доставили второй экземпляр FD.2, на котором и был установлен мировой рекорд скорости. Однако вскоре после установления этого рекорда возникло неожиданное препятствие: из-за жалоб населения правительство запретило проводить полеты со сверхзвуковой скоростью на высоте менее 9000 м. Тогда, по согласованию руководства "Фейри" с фирмой Дассо, один из самолетов переправили во Францию. Там в малонаселенной юго-западной части страны осенью 1956 г. была выполнена часть программы (52 полета), связанная с испытаниями на небольших высотах при максимальной скорости.

В общей сложности два FD.2 поднимались в воздух около 250 раз. Летные исследования первой английской сверхзвуковой "бесхвостки" позволили собрать сведения об особенностях пилотирования на около- и сверхзвуковых скоростях, о величине нагрева обшивки, распределении температур и др. Но главное — был сделан вывод о целесообразности применения исследованной схемы при создании боевых самолетов.

Основываясь на этом выводе, фирма Фейри на основе экспериментального FD.2 разработала проект многоцелевого истребителя F.155T с расчетной скоростью полета М = 2,2. Но вскоре правительство Великобритании приняло решение о резком сокращении расходов на исследовательские работы в военной авиации. Среди жертв этого постановления был и F.155T, обещавший, на мой взгляд, стать более перспективной боевой машиной, чем единственный английский сверхзвуковой истребитель "Лайтнинг", принятый на вооружение в 1959 г.

В то время, когда во Франции проходили испытания FD.2, в этой стране полным ходом шли работы по созданию собственного истребителя-"бесхвостки" с треугольным крылом. Им стал знаменитый Дассо "Мираж".

Точкой отсчета в развитии французских реактивных "бесхвосток" следует считать миниатюрный экспериментальный самолет Ра-49. Конструктор этого аппарата, Р.Пайен, всегда тяготел к нетрадиционным схемам (вспомним его ромбовидный "Униплан" 30-х годов). После войны он направил в министерство авиации Франции несколько проектов реактивных бесхвостых самолетов с треугольным крылом. Было решено построить одну из этих машин, использовав ее в качестве недорогой "летающей лаборатории" для изучения дельта-крыла. Проектирование Ра-49 началось в 1951 г., а его первый полет состоялся 22 января 1954 г.

Ра-49 был самой маленькой из всех реактивных "бесхвосток". Его длина и размах составляли всего по 5,1 м. Взлетный вес самолета также был рекордно мал — 650 кг. Сзади на крыле находились элероны и рули высоты (позднее к ним добавили посадочные закрылки); киль, являющийся продолжением обтекателя кабины, заканчивался рулем направления. Все основные части самолета, за исключением шасси, были выполнены из дерева.

Под стать самолету был и двигатель — Турбомека "Палас" с тягой 160 кгс. Он помещался за кабиной летчика, а воздух к нему поступал через небольшие овальные воздухозаборники в основании крыла.

Этот почти игрушечный самолет неплохо летал. Он мог развивать скорость 495 км/ч, набирал высоту 8500 м, продолжительность полета составляла 1 час.

После появления в США и СССР сверхзвуковых боевых самолетов руководство Франции сочло необходимым начать разработку сверхзвуковых истребителей. В 1954 г. был объявлен конкурс на легкий самолет-перехватчик с небольшим радиусом действия и простым бортовым оборудованием (наводка на цель осуществлялась с наземной РЛС), но с очень хорошей скороподъемностью и большой горизонтальной скоростью полета.

Среди представленных на конкурс машин были две "бесхвостки" — Дассо "Мираж"1 и Сюд-Эст "Дюрандаль". Оба самолета роднило одинаковое по форме треугольное крыло и такое же треугольное вертикальное оперение. Угол стреловидности крыла "Миража"1 равнялся 55°, "Дюрандаля" — 60°. Органы управления были идентичны — элевоны и руль направления. Внешне самолеты отличались, главным образом, расположением воздухозаборников: у машины фирмы Сюд-Эст он находился в носу фюзеляжа, истребитель фирмы Дассо был снабжен боковыми воздухозаборниками и имел заостренный спереди фюзеляж.

"Мираж" вышел на испытания в июне 1955 г. — на год раньше, чем "Дюрандаль". В то время производство достаточно мощных для сверхзвукового полета турбореактивных двигателей во Франции еще только разворачивалось, поэтому на "Мираже" установили два ТРД "Вайпер" с тягой по 980 кгс и дополнительный ЖРД, способный увеличивать тягу еще на 1500 кгс. Однако даже с такой комплексной силовой установкой максимальная скорость самолета на высоте 12000 м лишь немного превысила сверхзвуковую, составив 1380 км/ч.

Летные испытания "Дюрандаля" начались 20 июня 1956 г. На самолете стоял новейший французский ТРД SNECMA "Атар" 101 с тягой 3400 кгс и ЖРД-ускоритель с тягой 825 кгс, имеющий 5-минутную продолжительность работы. Благодаря значительной тяговооруженности самолет мог развивать на высоте 12000 м скорость более полутора тысяч километров в час, а его максимальная скороподъемность достигала 200 м/с.

Однако к этому времени во взглядах на применение авиации произошли изменения. В связи с появлением на вооружении стран Варшавского договора баллистических ракет дальнего действия основная угроза стала исходить именно от них, а не от бомбардировщиков. К тому же получили развитие зенитные ракетные комплексы. Поэтому создание специализированных истребителей-перехватчиков стало менее актуальным и ни одна из перечисленных выше машин не была принята на вооружение. Перед самолетостроителями была поставлена новая задача: разработка многоцелевого "двухмахового" истребителя, который можно было бы использовать как для борьбы с самолетами противника, так и для атак наземных целей.

Фирма Дассо моментально среагировала на изменения в военной доктрине. Объединив аэродинамические достоинства своего "Миража"1 с мощностью двигателя "Атар", она выпустила истребитель "Мираж"III, имеющий собственную РЛС, обладающий большим радиусом действия и кроме пушечного вооружения способный нести бомбы и ракеты различного назначения. Первый его полет состоялся 17 ноября 1956 г. (летчик — Роланд Главани). 30 января 1957 г. "Мираж" развил скорость М= 1,5, а 24 октября 1958 г. первым из западноевропейских самолетов с турбореактивным двигателем достиг в горизонтальном полете двойной скорости звука.

Сохранив общую схему "Миража"1, конструкторы немало потрудились над улучшением аэродинамики самолета. Фюзеляж был перепроектирован с учетом "правила площадей", треугольное вертикальное оперение заменили на стреловидное, относительную толщину крыла уменьшили с 5% до 3 — 4,5%, стреловидность увеличили до 60°, передней кромке придали коническую крутку. Технической новинкой были вырезы ("запилы") шириной около 6 см на передней кромке крыла. Они выполняли роль аэродинамических гребней: образующиеся в месте "запилов" воздушные вихри препятствовали перетеканию потока по размаху.

Изменения коснулись и системы управления. На крыле кроме элевонов установили закрылки. Они позволяли менять балансировку в полете и, подчиняясь командам автопилота, демпфировали продольные колебания самолета, улучшая, тем самым, его динамическую устойчивость (такой же демпфер колебаний был подключен к рулю направления). Все управление было выполнено по необратимой бустерной схеме с дублированными гидроприводами рулей.

После этих усовершенствований (некоторые из них делались уже в процессе испытаний опытного экземпляра) самолет смог летать со скоростью, вдвое превышающей скорость звука. Его максимальная высота полета была равна 17000 м (с дополнительным ракетным двигателем — 23000 м), скороподъемность — 120 м/с, радиус действия (с подвесными топливными баками) — 1200 км. Посадочная скорость равнялась 290 км/ч. Вооружение — две встроенные пушки калибром 30 мм с боезапасом по 125 снарядов и 2 — 3 УРС на внешних подвесках. Обладая специальными пневматиками пониженного давления, самолет мог взлетать не только с бетона, но и с грунтовых аэродромов.

Небезынтересно сравнить "Мираж"III с американским истребителем Конвэр F-106. Обе эти "бесхвостки" появились практически одновременно и были рассчитаны на скорость, соответствующую М = 2. По схеме самолеты почти не отличались друг от друга, но по размерам, весу, запасу топлива и мощности двигателя F-106 значительно превосходил французскую машину. Эти отличия были характерны для всех американских истребителей, начиная с эпохи второй мировой войны. Дело здесь, в первую очередь, в географических особенностях — в маленькой Европе от самолета не требовалось большого радиуса действия, можно было уменьшить емкость баков, а следовательно и размеры летательного аппарата.

Дассо "Мираж"IIIЕ.


После полутора лет испытаний поступило решение о запуске "Миража"III в серийное производство. Выпуск начался в октябре 1960 г. и продолжался почти тридцать лет. Самолет применяли как истребитель-перехватчик ("Мираж"IIIС) и как истребитель-бомбардировщик ("Мираж"IIIЕ). В первом случае для большей скороподъемности он оборудовался вспомогательным жидкостно-ракетным двигателем, во втором — вместо ЖРД к самолету подвешивались топливные баки и дополнительное вооружение. "Мираж"IIIС легко можно было превратить в ''Мираж"IIIЕ: замена ЖРД на топливный бак занимала всего 20 минут.

На серийных образцах "Миража" было установлено три мировых рекорда скорости по замкнутому 100-км маршруту.

За долгое время выпуска самолет неоднократно модернизировали, главным образом за счет "начинки": увеличивалась мощность двигателя, менялись бортовое оборудование и вооружение. В 1967 г. начали выпускать специальный "экспортный" вариант "Мираж" 5 с более простым бортовым электронным оборудованием и усовершенствованной техникой наземного обслуживания. Он был спроектирован специально для поставок в развивающиеся страны.

Строились также вариант с подъемными двигателями в фюзеляже, обеспечивающими ему возможность вертикального взлета и посадки ("Бальзак", 1962 г.) и созданный на основе "Миража" 5 самолет "Милан" (1970 г.) с обычной силовой установкой, но с выдвигающимися из носовой части балансировочными поверхностями, предназначенными для уравновешивания момента от закрылков при посадке. Обе эти машины так и остались экспериментальными.

"Мираж" 5 ВВС Бельгии.


В общей сложности было выпущено 1422 "Миража". Кроме Франции (ее авиация получила 488 самолетов) они применялись в ВВС еще 19 стран, строились по лицензии в Австралии и Швейцарии, а без лицензии, "пиратским" способом — в Израиле. Это был, пожалуй, самый "многонациональный" из всех зарубежных реактивных истребителей.

Коммерческий успех самолета был вызван не какими-то его уникальными летными характеристиками — они были вполне стандартными, а тем, что он являлся одним из самых дешевых и простых в эксплуатации в классе "двухмаховых" истребителей. Так, цена "Миража"IIIС в начале 60-х годов была немногим более 1 млн. долларов, тогда как американский F4B "Фантом" стоил 2,3 млн. долларов, а трудоемкость технического обслуживания "Миража"5 на один час полета составляла всего 15 человеко-часов (у F4B — 35 человеко-часов).

"Мираж" явился первой "бесхвосткой", широко применявшейся в вооруженных конфликтах 60-х — начала 80-х годов. Он с успехом использовался Израилем в военных действиях против соседних арабских стран, участвовал в индо-пакистанском конфликте 1971 г., в ангольских событиях, применялся ВВС Аргентины против английских кораблей в сражении за Фольклендские (Мальвинские) острова в 1982 г. В воздушных боях он показал себя примерно равным советским МиГ-21.[30]

В некоторых странах самолеты до сих пор находятся на вооружении: в ВВС Пакистана имеется 45 "Миражей" III, Пакистана — 81, Швейцарии — 45, Бразилии — 16, Аргентины — 15, Ливана — 10. "Мираж"5 стоит на вооружении ВВС Египта, Ливии, Чили, Колумбии, Габона, Пакистана, Перу, Венесуэлы, Объединенных Арабских Эмиратов.

"Мираж III послужил прототипом сверхзвукового бомбардировщика "Мираж"IV. Идея постройки такого самолета возникла во второй половине 50-х годов, когда во Франции развернулись работы по созданию атомной бомбы. В связи с большими расходами, связанными с ядерной программой, при разработке самолета-носителя решили пойти наиболее простым и дешевым путем: построить бомбардировщик в виде увеличенного варианта уже существующего истребителя.

Бомбардировщик "Мираж"IV взлетает со стартовыми ракетными ускорителями.


Контракт на создание Миража IV фирма Дассо получила в апреле 1957 г., первый опытный экземпляр был готов в декабре 1958 г., а его первый полет состоялся 17 июня 1959 г. под управлением Р.Главани. Так как самолет не имел принципиальных отличий от "Миража" III, никаких неожиданностей при испытаниях не было. В конце 1959 г., в 33-м полете, бомбардировщик достиг расчетной скорости М = 2 и высоты 18000 м, а в 1960 г. на нем был установлен мировой рекорд в полете по 1000-километровому замкнутому маршруту — 1822 км/ч. После этого последовало решение о серийном выпуске. Он продолжался с 1963 по 1967 гг. На вооружение французких ВВС поступило 62 самолета.

Как я уже отмечал, по конструкции "Мираж" IV отличался от "Миража"III, главным образом, габаритами: по размерам он был больше примерно в полтора раза, по весу — втрое. Два расположенных в фюзеляже двигателя "Атар"9К создавали суммарную тягу 14000 кгс на форсаже и 9400 кгс на обычном режиме. Крыло по форме было такое же, как у "Миража"III, но имело меньшую относительную толщину: 3,8% у основания и 3,2% на концах. Оно было выполнено в виде кессона с толстой обшивкой, что позволило использовать весь внутренний объем крыла как топливный бак. Всю заднюю кромку занимали элевоны; вместо балансировочных закрылков бомбардировщик был оборудован системой перекачки горючего в специальный бак, расположенный в основании киля. Кабина — двухместная, впереди находилось кресло летчика, за ним — штурмана.

При проектировании "Миража"IV конструкторы столкнулись с проблемой, которая уже возникала в процессе разработки В-58: в забитом до отказа топливом и оборудованием фюзеляже не оставалось места для бомбоотсека. Поэтому атомную бомбу (ее мощность составляла около 60 кт, а вес — 1т) пришлось подвесить снаружи, лишь немного "утопив" ее в специальном углублении в фюзеляже. Оборонительного вооружения на самолете не было — надеялись на его высокую скорость.

В момент появления "Миража"IV его рассматривали как временную замену настоящему бомбардировщику, значительно больших размеров и грузоподъемности. Однако средств на создание такой машины не хватило, и "Мираж"IV так и остался единственным французским ударным самолетом стратегического назначения. В 80-е годы 12 самолетов переоборудовали в разведчики, а 18 машин приспособили для несения ракеты ASMP с ядерной боеголовкой. Сейчас на вооружении Франции осталось только пять "Миражей" IV.

Так же, как В-58, "Мираж" IV обладал весьма ограниченными радиусом действия и величиной бомбовой нагрузки, что снижало его ценность в роли стратегического бомбардировщика. В случае сверхзвукового броска к цели и возврата на базу на дозвуковой скорости максимально возможное удаление от места старта составляло всего 1240 км. Из этого следовало, что, к примеру, вторгнуться на территорию СССР самолет мог только в случае дозаправки в воздухе, а чтобы долететь до Москвы, потребовалось бы дважды прибегнуть к помощи топливозаправщика.

Главным достоинством французского сверхзвукового бомбардировщика была его сравнительно невысокая стоимость: на деньги, затраченные на один "Хастлер", можно было построить три "Миража" IV. Для не такой богатой как США Франции это имело большое значение. Кроме того, благодаря меньшей, чем у В-58, нагрузке на крыло самолет обладал лучшими взлетно-посадочными характеристиками. Поэтому число аварий за время эксплуатации было невелико.

"Миражи"IIIА, С, "Бальзак" и их "большой брат" "Мираж" IV представлены в экспозиции Музея авиации и космонавтики в Бурже. "Мираж"IIIС можно увидеть также в Музее ВВС, расположенном в швейцарском городе Дубендорф.

Еще одной европейской страной, где освоили выпуск сверхзвуковых самолетов-"бесхвосток", была Швеция. Это нейтральное государство стремилось самостоятельно развивать военную авиацию. После второй мировой войны шведским конструкторам удалось создать ряд истребителей, полностью оригинальных по конструкции и вполне отвечающих требованиям времени в техническом отношении. Одним из таких самолетов был J-35 "Дракен" ("Дракон").

Начало работ по этому самолету приходится на конец 40-х годов, когда авиастроительная фирма Свенска Аэроплан (SAAB) получила задание на истребитель, способный осуществлять перехват бомбардировщиков, летящих с околозвуковой скоростью. Понятно, что для этого он должен обладать возможностью полета с М>1. Задача усложнялась тем, что военные хотели эксплуатировать самолет со сравнительно небольших аэродромов. Следовательно, наряду с большой скороподъемностью и сверхзвуковой скоростью он должен был иметь взлетно-посадочные характеристики, как у дозвуковых машин.

Чтобы выполнить эти противоречивые условия, требовалось спроектировать легкий по конструкции аппарат с очень малым волновым сопротивлением и со сравнительно небольшой нагрузкой на крыло. Главные конструкторы фирмы SAAB Ларе Бризинг и Эрик Братт пришли к заключению, что наилучшие результаты даст применение схемы "бесхвостка" с тонким треугольным крылом малого удлинения.

До сих пор мы рассматривали дельтавидные самолеты с прямолинейной передней кромкой крыла. Шведские авиаконструкторы решили установить на истребителе крыло переменной стреловидности. У основания оно имело угол наклона около 80°, а примерно на полуразмахе стреловидность уменьшалась до 57°. Таким образом, крыло состояло как бы из двух треугольников, вписанных один в другой. Такая форма получила название "двойная дельта".

SAAB-210 — первый реактивный самолет с крылом типа "двойная дельта".


Крыло с изломом по передней кромке имеет ряд преимуществ перед обычным треугольным. Одни из них — большая подъемная сила частично "спрямленных" концов крыла на посадке, возможность увеличения высоты корневого сечения за счет удлиненной хорды — достаточно очевидны. Другие, например меньшее перемещение точки приложения подъемной силы при переходе на сверхзвук, стали известны позднее. Суть вышеупомянутого явления заключается в следующем: на дозвуковой скорости главным источником подъемной силы служат внешние части крыла, а при переходе через "звуковой барьер" характер обтекания меняется так, что вытянутая вперед корневая часть начинает активно генерировать направленную вверх силу, удерживая тем самым аэродинамический фокус от сдвига назад. Выяснилось также, что сходящие с основания крыла вихри улучшают боковую устойчивость самолета. Недостаток же крыла типа "двойная дельта" по сравнению с треугольным один: оно сложнее в производстве.

Надо сказать, что специалисты фирмы SAAB были не первыми, кто решил применить на летательном аппарате крыло переменной стреловидности. В 1940 г. в Японии Х.Кимура построил и испытал бесхвостый планер KU-3 с крылом, стреловидность которого резко менялась по размаху.[31] Чуть дальше я расскажу о работах Б.И.Черановского по "бесхвосткам" с треугольным крылом переменной стреловидности. Заслуга шведских конструкторов состоит в том, что они первыми довели идею до стадии самолета, причем не экспериментального, а серийного.

Появлению истребителя предшествовала большая подготовительная работа. Одним из ее этапов стало создание опытного реактивного самолета SAAB-210. Он предназначался для предварительного изучения характеристик треугольного крыла двойной стреловидности.

По схеме SAAB-210 был уменьшенной вдвое по размаху копией будущего истребителя. Воздухозаборники ТРД Армстронг-Сиддли "Аддер" с тягой 480 кгс вначале находились в носовой части фюзеляжа, затем, в процессе испытаний, их перенесли в основание крыла. Для изменения центровки в полете на самолете имелась система перекачки жидкости между балансировочными баками в носу и хвосте фюзеляжа.

Летные испытания SAAB-210 начались 6 декабря 1951 г. За год было сделано свыше ста полетов, большую часть которых выполнил ведущий летчик фирмы SAAB Б.Олув. Несмотря на небольшую мощность двигателя, самолет мог развивать скорость, как у лучших истребителей периода второй мировой войны — 650 км/ч. Характеристики машины на взлетно-посадочных скоростях — главная забота конструкторов дельтавидных "бесхвосток" — также оказались вполне приемлемыми.

По окончании испытаний SAAB-210 фирма получила контракт на постройку боевой машины — истребителя J-35 "Дракен". Ее первый полет состоялся 25 октября 1955 г. Вскоре после этого была достигнута сверхзвуковая скорость. В 1960 г. начался серийный выпуск самолета.

J-35 имел крыло с переменным углом стреловидности по передней кромке. При площади 49 м² его размах был всего 9,4 м. Таким образом, удлинение крыла равнялось 1,8 — меньше, чем у других реактивных "бесхвосток". Относительная толщина профиля составляла 5%; благодаря большой длине корневой части крыла ее высота оказалась достаточной, чтобы разместить внутри каналы воздухозаборников, топливные баки, ниши уборки шасси и даже кое-какое оборудование.

Истребитель был снабжен ставшей уже стандартной для "сверхзвуковиков" дублированной необратимой бустерной системой управления и механизмом загрузки рычагов управления, автоматически регулирующим величину усилия в зависимости от скорости полета. Органы управления состояли из двухсекционных элевонов, руля направления и аэродинамических тормозов.

В качестве силовой установки применялся турбореактивный двигатель Свенска RM6B — лицензионное воспроизводство английского Роллс-Ройс "Эвон". Общий объем топливных баков, расположенных в крыле и в фюзеляже, равнялся 4000 л. Порядок выработки топлива из баков регулировался электронно-механической системой. Это позволяло плавно менять положение центра тяжести самолета, а следовательно, и запас продольной устойчивости. В первой половине полета центровка постепенно перемещалась назад, увеличивая маневренность машины в момент выполнения боевого задания; во второй фазе полета центр тяжести перемещался вперед и при посадке занимал примерно такое же положение, как при взлете.

J-35 имел четырехопорное шасси. Четвертая, хвостовая опора облегчала выполнение посадки с большим углом атаки и обеспечивала более эффективное аэродинамическое торможение во время пробега — опираясь на нее, самолет катился по полосе с высоко поднятым носом.

Максимальная скорость истребителя на высоте 11000 м составляла 2125 км/ч, скороподъемность у земли — 175 м/с, практический потолок — 18000 м, радиус действия (без подвесных баков) — 560 км. Благодаря аэродинамическим достоинствам формы крыла J-35 и упомянутым выше особенностям шасси его посадочная скорость (215 км/ч) была значительно меньше, чем у "Миража"III, имеющего такую же нагрузку на крыло. Вооружение состояло из двух 30-мм пушек "Аден" английского производства и управляемых ракет класса "воздух-воздух".

J-35A в филиале Немецкого музея в Шляйсхайме.


Производство самолета продолжалось до начала 70-х годов, пока ему на смену не пришел истребитель JA-37 "Вигген", выполненный по схеме "утка". За этот период заводы выпустили около 600 "Дракенов". В течение почти двух десятилетий они являлись основными истребителями-перехватчиками вооруженных сил Швеции, а также поставлялись в военно-воздушные силы Австрии, Дании и Финляндии.

J-35 находится в коллекциях технических и военный музеев Швеции (8 самолетов), Германии (1 самолет), Бельгии (1 самолет).

Швеция была не единственным нейтральным государством, прилагавшим усилия для создания собственных сверхзвуковых самолетов. В Канаде в 50-е годы построили и испытывали двухместный истребитель-перехватчик CF-105 "Эрроу" ("Стрела"), рассчитанный на полет со скоростью, более чем вдвое превышающей скорость звука. Его спроектировали на фирме Авро-Канада.

"Авро-Канада" являлась отделением английской самолетостроительной фирмы Авро. После войны она стала работать на канадскую индустрию. В 1951 г., уже через год после выпуска дозвукового истребителя CF-100 "классической" схемы, там занялись проектированием сверхзвуковой боевой машины для ПВО страны. С помощью Канадского авиационного научно-исследовательского института были определены схема и основные параметры самолета. Это должна была быть "бесхвостка" с двумя мощными турбореактивными двигателями канадского производства, рассчитанная на полет с М = 2,35. Так как появление такой машины позволило бы на долгие годы обеспечить канадские ВВС первоклассной техникой, военное руководство проявило к проекту большой интерес и в 1954 г. выделило средства на постройку двух опытных самолетов. Первый из них, CF-105 Mk.l, был построен в середине 1957 г., а 25 марта 1958 г. летчик Я.Жураковский приступил к испытаниям машины. Канадские ТРД находились еще в стадии испытаний, поэтому на самолет установили два американских Пратт-Уитни J-75.

От других истребителей-"бесхвосток" CF-105 отличался, прежде всего, размерами и весом. Он имел размах 15 м, а взлетный вес самолета достигал 34 тонн — больше, чем у зачисленного в ранг стратегических бомбардировщиков "Миража" IV. Эта "переразмеренность" объясняется желанием конструкторов и военных обеспечить перехватчику такой радиус действия, чтобы он, базируясь на аэродромах южной индустриальной части страны, мог "достать" противника в самых отдаленных приграничных районах, в том числе и в заполярной зоне Канады. Отсюда — необходимость в огромном запасе топлива и, как следствие, большие размеры и вес машины.

Канадский CF-105 был построен только в одном экземпляре.


Самолет имел верхнерасположенное треугольное крыло. Такая компоновка облегчала доступ к двигателям и оборудованию, но зато увеличивала высоту подкрыльевых стоек шасси. Относительная толщина профиля была менее 4%, угол стреловидности — 62°. Перехватчик планировалось снабдить автоматической системой наведения и управления огнем "Хьюз", такой же, как на американском F-102. Влияние США сказалось и на выборе вооружения — оно должно было состоять только из управляемых ракет класса "воздух-воздух".

На испытаниях CF-105 Mk.l достиг скорости 1600 км/ч. Серийные самолеты планировалось снабдить ТРД "Ирокез" Р-13 канадской фирмы Оренда с тягой 9000 кгс (13600 кгс — на форсаже). По расчетам, с ними CF-105 должен был развивать скорость 2500 км/ч и набирать высоту 21000 м за 4 минуты. Ни один самолет конца 50-х годов не обладал такими характеристиками.

Но чем совершеннее самолет, тем он дороже. Когда выяснилось, что с учетом проектно-конструкторских работ выпуск ста самолетов обойдется казне в 1,6 млрд, долларов, правительство в 1959 г. распорядилось прекратить испытания и аннулировало заказ на производство первых 37 "Эрроу". Оно нашло более дешевую замену CF-105 — американские зенитные ракеты "Бомарк". С 60-х годов Канада формирует свои ВВС на основе американской авиатехники.

В Аргентине в 50-е годы также проектировали сверхзвуковой истребитель- "бесхвостку" с треугольным крылом. Инициатором и руководителем проекта был небезызвестный Р.Хортен. По существу это было продолжением работ по созданию сверхзвукового перехватчика, проводимых Хортеном в Германии в конце второй мировой войны.

Самолет, который назвали 1.Ае.37, должен был представлять собой "летающее крыло" с размахом 10 м и стреловидностью 63,4°. В соответствии с "творческим кредо" Р.Хортена летчика решено было расположить лежа в выступающей вперед конусообразной застекленной гондоле. Два турбореактивных двигателя аргентинского производства планировалось поместить внутри крыла. Они должны были развивать тягу, достаточную для полета со скоростью 1300 км/ч. Взлетный вес перехватчика оценивался в 7000 кг.

Работы начались в 1953 г. с испытаний беспилотной модели, запускаемой с помощью катапульты. Следующим этапом явилась постройка планера 1.Ае.37-Р, по размерам и форме точно соответствующего истребителю. На нем выполнили 50 полетов, затем над пилотом сжалились, переделали "лежачий отсек" в обычную кабину с креслом, и испытания продолжились. Среди летчиков, пилотировавших 1.Ае.37-Р, был и испытатель первых "летающих крыльев" братьев Хортен Хайнц Шайдхауэр.

Пока исследовались характеристики безмоторного прототипа, Р.Хортен спроектировал двухместный дальний разведчик 1.Ае.48 с двумя турбореактивными двигателями фирмы Роллс-Ройс под крылом, с тягой по 5000 кгс каждый. В отличие от 1.Ае.37 самолет должен был иметь фюзеляж и крыло тонкого профиля. Расчетная максимальная скорость 1.Ае.48 составляла 2335 км/ч.

В 1959 г., когда уже началась постройка двух 1.Ае.37 и подготовка к изготовлению первого 1.Ае.48, правительство прекратило финансирование работ. Причина была все та же — нехватка денег у государства.

В нашей стране в первые два послевоенных десятилетия реактивных "бесхвосток" не строили, хотя предложений было немало. Дело заключалась не в экономике — страна "вытягивала" куда более дорогостоящие проекты, просто ведущие научные организации, определявшие техническую политику в самолетостроении, как правило, не поощряли отход от "классической" схемы. Основоположник отечественного "бесхвосткостроения" Б.И.Черановский в своей рукописи "Летающее крыло" (1953 г.) отмечал: "В то время, как мы безрезультативно обращались за помощью в наши научные и административные учереждения, подвергались критике незадачливых теоретиков, заграницей практически глубоко занимались изучением вопроса, всесторонне исследовали различные формы и конфигурации Л.К. (летающего крыла — Д.С.). Мы отстали невероятно. Нам нужно догонять упущенное."[32]

Свою роль сыграло и то, что такие известные немецкие конструкторы "бесхвосток", как А.Липпиш и Р.Хортен, после окончания войны оказались в распоряжении союзных войск западных стран.

И все же кое-что в этом направлении было сделано. Я уже писал о проекте двухдвигательной "бесхвостки" И.В.Четверикова. Тогда же, в 1947— 1948 гг., Б.И.Черановский, возглавлявший в это время небольшое конструкторское бюро при Московском авиационном институте, разработал проект одноместного реактивного самолета Че-24 типа "летающее крыло". Самолет отличался "зализанными" очертаниями, более характерными для самолетов наших дней, чем для "бесхвосток" 40-х — 50-х годов. Треугольное крыло плавно меняющейся стреловидности по форме напоминало крыло "Конкорда" или первого Ту-144. Его размах был около 7 м, удлинение — 1,8. "При выборе схемы предполагалось, — отмечал конструктор, — что подобная форма крыла обеспечивает удовлетворительные аэродинамические характеристики самолета на околозвуковых и малых скоростях полета."[33]

В слегка выступающем из крыла фюзеляже должен был находиться турбореактивный двигатель А.М.Люлька ТР-1А, воздухозаборники располагались на передней кромке крыла. Расчетный взлетный вес Че-24 составлял 4500 кг, максимальная скорость полета — 1000—1050 км/ч. Самолет планировалось построить в трех экземплярах на авиационном заводе №30 в Москве и передать на испытания в конце 1948 г.[34]

Модель истребителя Че-24.


Для проверки устойчивости и управляемости спроектированного самолета при небольших скоростях полета в МАИ в 1948 г. построили два планера с крылом переменной стреловидности. Первый из них, Че-22 (БИЧ-22), был одноместным, с крылом размахом 7,5 м и удлинением 4. Второй планер, Че-23 (БИЧ-23), имел двухместную кабину и предназначался для обучения пилотированию на "летающем крыле". Он отличался также большей стреловидностью концов крыла, поэтому размах получился меньше — 6,7 м. Обе машины имели деревянную конструкцию, обшитую частично фанерой, частично полотном.

Испытания Че-22 начались осенью 1948 г., Че-23 — в феврале 1949 г. И.А.Петров, летавший на этих машинах, отмечал хорошую устойчивость и управляемость планеров, а 17 июня 1949 г. во время воздушного параде в Тушине он с успехом продемонстрировал на Че-22 весь комплекс фигур высшего пилотажа. После этого Добровольное общество содействия авиации (ДОСАВ) решило выпустить серию из десяти Че-22. "Летные испытания показали, что планер БИЧ-22 обладает хорошими летными и аэродинамическими данными и, кроме того, он весьма интересен по конструктивному замыслу", — писал руководитель ДОСАВ А.Волков в Совет Министров, обосновывая этот заказ.[35]

Производство планеров было освоено в конце 1949 г. в одной из подмосковных мастерских ДОСАВ, но при испытаниях первой серийной машины произошла авария, стоившая Петрову жизни, и выпуск Че-22 прекратили. Это печальное событие поставило крест на дальнейшей авиаконструкторской деятельности Б.И.Черановского. А жаль — проект Че-24 был весьма многообещающим.

Другой организацией, где после войны велись работы по созданию реактивной "бесхвостки" с треугольным крылом, стало ОКБ Новосибирского авиазавода (завод № 153). Руководил им Олег Константинович Антонов.

Задание на создание экспериментального истребителя, получившего условное обозначение "М", Москва дала весной 1947 г. Это должен был быть одноместный самолет схемы "летающее крыло" с двумя ТРД РД-10 с тягой по 900 кгс, расположенными в основании крыла, и с расчетной скоростью полета 950 км/ч.[36] Однако вскоре истребитель перепроектировали под один более мощный двигатель РД-45. Из-за больших поперечных размеров РД-45 диаметр фюзеляжа пришлось увеличить, т.е. отойти от схемы "летающее крыло". Длина самолета равнялась 10,6 м, размах — 9,3, удлинение крыла — около 3.

Как тогда было принято, прежде, чем приступить к изготовлению самолета, построили его безмоторный аналог. Планеру дали обозначение Э-153. Для взлета за самолетом-буксировщиком использовалась отделяемая тележка, посадка должна была осуществляться на прикрепленную под фюзеляжем лыжу.

Испытывать Э-153 поручили М.Л.Галлаю, имевшему опыт полетов на "бесхвостке" Me-163. Но в воздухе машина так и не побывала: в июле 1948 г., когда все было готово к первому полету, из Министерства авиационной промышленности, проводившего тогда сокращение экспериментальных тем, пришел приказ прекратить работы по истребителю. Вскоре изменилась и направленность деятельности ОКБ Антонова: там сконцентрировались на создании военно-транспортных и пассажирских самолетов.[37]

В 1949 г. на подмосковном Опытном заводе № 1, где находились вывезенные из Германии после войны авиационные специалисты, началось проектирование сверхзвукового перехватчика схемы "бесхвостка" с треугольным крылом малого удлинения. Инициатором этого замысла был бывший конструктор фирмы Хейнкель Зигфрид Гюнтер. За основу самолета, получившего обозначение "486", взяли экспериментальный ракетный самолет "346" со стреловидным крылом и обычным хвостовым оперением, построенный в 1946 г. в Германии и позднее испытывавшийся в СССР.

Так же, как "346", "486" должен был быть снабжен многокамерным ЖРД. Крыло имело стреловидность по передней кромке 60°, на задней кромке находились закрылки и элевоны. Взлет предполагалось осуществлять с отделяемой тележки, посадку — на лыжу.

Для проведения предварительных испытаний и снятия летных характеристик на скорости до 500 км/ч в 1950 г. на заводе построили деревянный планер "466", повторявший по схеме самолет "486". Начались его продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ.

Однако к тому времени стало очевидно, что применение ЖРД на боевых самолетах нецелесообразно, так как продолжительность полета слишком мала. Поэтому летом 1951 г. МАП распорядилось прекратить финансирование проекта.[38]

Картина развития реактивных "бесхвосток" с треугольным крылом в 50-е и начале 60-х годов была бы неполной без упоминания об опытах применении этой схемы на самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП). Создателей первых СВВП привлекала компактность и меньший вес конструкции самолета без горизонтального оперения.

Известны четыре экспериментальные вертикально-взлетающие "бесхвостки". Это — американские Конвэр XFY-1 (1954 г.) и Райан Х-13 (1955 г.), английский Шорт S.C.1 (1957 г.) и французский Дассо "Бальзак" (1962 г.), представляющий собой модификацию истребителя "Мираж"III. Турбовинтовой XFY-1 и турбореактивный Х-13 были спроектированы для взлета и посадки с вертикальным положением фюзеляжа; английский и французский СВВП имели в фюзеляже специальные взлетные двигатели, направленные соплами вниз, и могли подниматься вверх из обычной горизонтальной позиции.

Все указанные машины в процессе испытаний доказали способность вертикально подниматься в воздух и опускаться на землю. Тем не менее, ни один из них не стал образцом для серийной машины. Идея стартующего в вертикальном положении самолета оказалась неприемлемой из-за отсутствия у летчика обзора вниз при взлете и посадке, а основным камнем преткновения на начальном этапе развития СВВП с подъемными двигателями была ненадежность техники обеспечения устойчивости и управляемости во время перехода от горизонтального к вертикальному полету. Так, катастрофа "Бальзака" в 1965 г. произошла из-за потери поперечной устойчивости во время посадки.

В целом же, 50-е годы можно назвать "золотым веком" бесхвостых самолетов. Из восемнадцати типов зарубежных сверзвуковых самолетов, строившихся серийно в то время, семь имело схему "бесхвостка". В основном, это были истребители. Их общий выпуск составил около 2500 экземпляров. Большинство этих машин характеризовалось вполне нормальной устойчивостью и управляемостью, они были более технологичны в производстве, чем самолеты обычной схемы. Как отмечалось, на "бесхвостках" установили целый ряд мировых рекордов скорости, высоты и скороподъемности.

Несмотря на это, в 60-е годы интерес к военным самолетам бесхвостой схемы резко упал. Это объясняется, прежде всего, возросшим вниманием к характеристикам маневренности. В 50-е и начале 60-х годов основными требованиями, предъявляемыми к истребителю, были большая высота и скорость полета. Применение схемы "бесхвостка" вполне отвечало этим условиям. Однако опыт применения авиации в военных конфликтах 60-х годов показал, что маневренность самолета по-прежнему играет чрезвычайно важную роль в воздушных боях. А по этому показателю "бесхвостка" проигрывала "нормальному" самолету: при резком отклонении элевонов вверх подъемная сила крыла в первый момент падала, вместо того, чтобы сразу начать набор высоты, машина "проваливалась" и только потом начинала "идти за ручкой". Хуже были и разгонные характеристики бесхвостого истребителя — сказывалась большая площадь крыла.

Следует напомнить также о меньшем по сравнению с обычным самолетом значении коэффициента подъемной силы при посадке. Для аппаратов с треугольным крылом этот недостаток усугублялся тем, что очень большие углы атаки, на которых могло бы быть реализовано максимальное значение подъемной силы (20° — 25°), были неприменимы из-за опасности касания хвостовой частью фюзеляжа взлетно-посадочной полосы и неудовлетворительного обзора из кабины летчика. Да и управлять самолетом на этих, близких к критическим, углах было непросто.

Итак, в 60-е годы "бесхвостка" вышла из фавора. За это десятилетие был построен только один новый боевой самолет данной схемы. Зато по своей конструкции и характеристикам это была поистине уникальная машина. Речь пойдет о стратегическом разведчике Локхид SR-71.

Разработка самолета началась в 1959 г., когда ЦРУ объявило конкурс на создание машины для замены разведчика Локхид U-2. Длиннокрылый U-2 мог совершать полеты на высоте более 21 км, что одно время делало его недосягаемым для советских истребителей. Однако специалисты понимали, что техника ПВО развивается и скоро разведчик утратит свою неуязвимость. Они как в воду глядели: 1 мая 1960 г. зенитная ракета сбила U-2 в районе Свердловска. За этим инцидентом последовали другие. U-2 сбивали советскими ракетами и над Китаем, и над Кубой. Срочно требовался новый самолет-разведчик.

Победителем в конкурсе стал проект Клэренса Джонсона, главного конструктора U-2. Если раньше основной характеристикой была высотность, то теперь ставку сделали на скорость. Новый стратегический разведчик должен был летать в три раза быстрее звука!



Вертикально-взлетающие " бесхвостки": Шорт SC.1 (а), Конвэр XFY-1 (б), Дассо "Бальзак" (в).


Пожалуй, ни один американский самолет не был окружен такой пеленой секретности, как SR-71. Один из его создателей, Бен Рич, вспоминает: "О работах по самолету знали только руководители ЦРУ, несколько человек из ВВС, несколько конгрессменов и, конечно, президент Эйзенхауэр. Засекреченность была не меньше, чем во времена "Манхеттенского проекта" (программа создания атомной бомбы — Д.С.)... Нам, участникам проектирования, было запрещено упоминать название "Локхид", на чертежах никогда не ставился штамп с указанием разработчика. Части для самолета высылались на адрес несуществующей фирмы C&J Engineering; мы же, отправляя письма, должны были пользоваться почтовыми отделениям в разных частях города. В помещения, где велось проектирование, никого не допускали, даже уборщиков."[39]

Первый раз официальные лица упомянули о самолете в печати в 1964 г., когда он уже вовсю летал: машина, пилотируемая Лу Шальком, впервые поднялась в воздух 26 апреля 1962 г. Но даже сейчас, через тридцать пять лет после первого полета, многие моменты из его истории по-прежнему остаются за семью печатями.

Испытания опытных образцов проходили на секретной базе ВВС Палмдейл в пустыне штата Невада. Первые экземпляры представляли собой одноместный разведчик, носивший обозначение А-12. Они имели взлетный вес 53100 кг и были снабжены двумя двигателями J-75 с тягой по 7720 кгс. С 1963 г. на самолет стали устанавливать новые ТРД J-58, развивавшие вдвое большую тягу.

Испытания шли не гладко: к 1967 г. из пятнадцати построенных А-12 из- за неполадок в системе управления и топливной системе разбились четыре машины. Но главное было достигнуто — самолет летал со скоростью М = 3 (впервые "трехмаховый" рубеж был преодолен в июле 1963 г.). По неофициальным данным, в ноябре 1964 г. на А-12 выполнили первый разведывательный полет над Кубой; в 1967 г. три самолета были направлены на авиабазу на японском острове Окинава для воздушной разведки в небе Вьетнама и Северной Кореи. Разведывательные полеты происходили на высоте 24000 м при скорости 3325 км/ч.

Стратегический разведчик А-12.


В октябре 1964 г. на военно-воздушной базе Эдвардс журналистам продемонстрировали три самолета YF-12A — двухместные истребители-перехватчики, созданные в 1963 г. на основе А-12. Они имели мощный радиолокатор фирмы Хьюз весом более 600 кг и несли во внутренних отсеках управляемые ракеты GAR-9 класса "воздух-воздух".

В серию эти машины не пошли, а вот следующий вариант — двухместный стратегический разведчик SR-71 — был принят на вооружение и применялся долгие годы.

Когда в журналах появились фотографии YF-12A, а затем и SR-71, первое, что бросалось в глаза — это абсолютно сюрреалистический облик самолета. Он не имел даже отдаленного сходства ни с одним из летательных аппаратов прошлого. Позднее выяснилось, что и "внутреннее содержание" машины под стать ее необычной форме. Недаром 24 сентября 1964 г. президент Линдон Джонсон вручил Клэрэнсу Джонсону за создание самолета высшую награду Национальной аэронавтической ассоциации США.

Так как А-12, YF-12A и SR-71 не очень сильно отличались по конструкции, я остановлюсь в деталях только на последней из этих машин. О ней впервые стало известно из речи Линдона Джонсона в Конгрессе 24 июля 1964 г.:

"Я бы хотел сообщить, — заявил тогда президент США, — об успешном развитии программы нового пилотируемого летательного аппарата для Стратегического авиационного командования. Это новый самолет SR-71 — перспективный дальний стратегический военный разведчик, способный вести разведку в любых точках Земного шара. ...Самолет будет летать со скоростью, более чем в три раза превышающей скорость звука и на высоте более 80000 футов. На нем будет установлено самое совершенное в мире разведывательное оборудование. Появление этого самолета обеспечит стратегические вооруженные силы США беспрецедентным средством для ведения дальней разведки.

А-12 в двухместном учебно-тренировочном варианте.


Самолет будет применяться как во время военных действий, так и в ситуациях, при которых существует опасность конфронтации вооруженных сил США с войсками других стран.

На SR-71 стоят те же двигатели J-58, как на упоминавшемся ранее экспериментальном перехватчике (YF-12A — Д.С.), но самолет имеет значительно больший вес и большую дальность полета. Возросший взлетный вес позволяет разместить на самолете разнообразное оборудование для выполнения Стратегическим авиационным командованием дальней разведки в военной обстановке.

Программа создания SR-71 стоимостью миллиард долларов началась в 1963 г. Испытания первого боевого самолета состоятся в начале 1965 г., вскоре после этого самолеты начнут поступать на вооружение Стратегического авиационного командования."[40]

Первый полет SR-71 произошел 19 октября 1964 г., т.е. раньше намеченной даты. Самолет пилотировал Боб Гиллиланд. Машина находилась в воздухе более часа и достигла сверхзвуковой скорости, что является своего рода рекордом для первого испытательного вылета. После "доводочной" стадии, занявшей около двух лет, SR-71 поступил на вооружение.

Главная особенность аэродинамической компоновки SR-71 — это применение "сплющенного" из-за развитых боковых наплывов фюзеляжа, создающего в полете подъемную силу. Наплывы имелись также в зоне соединения крыла и гондол двигателей. Это было сделано для того, чтобы максимально "сгладить" перераспределение аэродинамических сил на сверхзвуке, сказывающееся в падении аэродинамического качества — стратегический разведчик должен иметь большую дальность полета. Внешние части крыла, снабженные элеронами, имели спереди заметную коническую крутку, помогающую уменьшить индуктивное сопротивление на дозвуковой скорости. Рули высоты расположены ближе к основанию крыла. Относительная толщина профиля 3,2%, т.е. меньше, чем у других "бесхвосток"; стреловидность внешних частей крыла 53°.

В связи с тем, что двигатели на SR-71 разнесены на довольно большое расстояние, отказ одного из них вызвал бы очень сильный разворачивающий момент. Чтобы удержать самолет на курсе, требовались мощные рули. Поэтому вместо привычного центрального киля с рулем направления Джонсон применил двухкилевое оперение, причем кили не имели рулей, а могли сами поворачиваться вокруг оси. Для улучшения продольной устойчивости они были "завалены" внутрь на угол 15°. Отклонение килей, так же, как и других поверхностей управления, осуществлялось, естественно, с помощью гидроусилителей.[41]

Много сложных проблем вызывал нагрев конструкции во время полета с максимальной скоростью. С ними столкнулись еще при создании В-58, но тот самолет был "двухмаховый", a SR-71 должен был летать с М = 3. Так как превращающаяся в тепло кинетическия энергия частиц воздуха пропорциональна квадрату скорости, то температура нагрева получалась вдвое больше, чем у В-58 — более 3000°С. Поэтому специалистам фирмы Локхид пришлось отказаться от дюралюминиевых сплавов и применить более жаростойкий, но и значительно более дорогой и сложный в производстве титановый сплав. Из этого сплава изготовлено 85% конструкции, остальные 15% приходятся на композиционные материалы. Прозрачные панели кабины были выполнены из кварца. Чтобы улучшить отдачу тепла в атмосферу, самолет покрыли специальной черной краской, поэтому он получил название "Блэкберд" ("Черный дрозд").

Немало неприятностей доставляло коробление обшивки из-за неравномерности нагрева различных ее частей в полете. В конце концов в самой термонапряженной части крыла — между двигателями — обшивку решили сделать гофрированной. Теперь при нагреве она уже не вспучивалась: расположенные "по-потоку" выступы и вогнутости играли роль продольных ребер жесткости, а температурное расширение в направлении поперечной оси поглощалось способностью гофрированного листа сжиматься и распрямляться, как гармошка. Так казалось бы давно ушедшая в историю гофрированная обшивка еще раз послужила авиации.

Самолет имел двигатели J-58, специально разработанные для него фирмой Пратт-Уитни. Каждый из них на форсаже мог развивать тягу 14740 кгс. В то время это были самые мощные турбореактивные двигатели. Регулируемые воздухозаборники были сконструированы таким образом, что при максимальной скорости полета брали на себя основную работу по сжатию воздуха и тот поступал по обводным каналам прямо в форсажную камеру. В результате из турбореактивного двигатель, по существу, становился прямоточным. Это позволяло экономить топливо, так как при очень большой скорости КПД прямоточного возушно-реактивного двигателя выше, чем у обычного ТРД.

Топливные баки занимали почти всю длину фюзеляжа. Их общая емкость составляла более 40 тысяч литров. Из-за динамического нагрева конструкции стенки баков могли накаляться до 280°С, поэтому для SR-71 пришлось создать специальное горючее, с необычно высокой температурой воспламенения. Были разработаны также особые термостойкие сорта масла и гидравлической жидкости.

"Дюрандаль"

"Мираж"! 11

"Мираж"! V

SR-71

CF-105

"Мираж"2000

J-35

SR-71 — самый скоростной серийный самолет.


Основные стойки шасси имели не два или четыре, как принято, а три колеса. Покрышки были сделаны из специального синтетического материала, сохраняющего прочность при высоких температурах. Они выдерживали разбег до скорости 555 км/ч.

SR-71 поступил на вооружение летом 1966 г., до конца 1967 г. был построен 31 самолет. Стоимость каждого из них превышала 50 млн. долларов. SR-71 использовался почти во всех "горячих точках" планеты, но сбить его ни разу не удалось. Вместе с тем, довольно много машин погибло в авариях: только за один 1967 г. было потеряно три самолета.

При полете на задание SR-71 обычно взлетал с неполными баками. Затем он получал топливо от самолета-заправщика и на сверхзвуковой скорости совершал облет и фотографирование цели. Радиус действия самолета составлял около 2500 км, максимальная скорость полета — 3420 км/ч (на высоте более 23 км), практический потолок — 25000 м.

По отзывам летчиков, на дозвуковой скорости самолет довольно неповоротлив, на сверхзвуке пилотировать его приятнее. Благодаря наличию электронной системы повышения устойчивости он хорошо "держит" заданную траекторию полета. Никакой посадочной механизации на крыле нет, но из-за образующейся при приземлении мощной "воздушной подушки" посадочная скорость SR-71 не больше, чем у других тяжелых сверхзвуковых самолетов — около 300 км/ч.[42]

Мощный кондиционер поддерживал в кабинах летчика и оператора бортового оборудования нормальную температуру. После посадки экипаж еще с полчаса должен был находиться в самолете, дожидаясь, пока остынет раскаленный фюзеляж и к кабине можно будет приставить стремянку для выхода.

SR-71 находились на вооружении более 20 лет. Общий налет всего парка самолетов составил 53490 часов, из них 11675 часов — со скоростью М>3. Предполетная подготовка этой сверхсложной машины требовала массу времени, а один вылет стоил многие десятки тысяч долларов, так что существование "чудо-разведчика" обходилось стране недешево. В конце 80-х годов, в связи с развитием технических возможностей спутников-"шпионов" с одной стороны, и с "потеплением" международной обстановки, связанным с демократическими переменами в СССР — с другой, было принято решение снять SR-71 с вооружения. Из оставшихся к этому времени 20 самолетов часть передали в музеи (в частности — в Музей ВВС в Райт-Филде и в Аэрокосмический музей в Вашингтоне), три SR-71 направили в НАСА для использования при исследованиях атмосферы, а несколько экземпляров законсервировали, чтобы при необходимости их можно было снова ввести в строй. В 1994 г. Конгресс США решил вернуть на вооружение три машины, предварительно переоснастив их самым современным оборудованием.

SR-71 является держателем многих абсолютных мировых рекордов. Среди них — рекорд скорости на дистанции 15 — 25 км (3530 км/ч) и рекорд высоты в горизонтальном полете, равный 25929 м. Они были установлены в 1976 г. и остались непревзойденными. Последний рекорд SR-71 поставил 6 марта 1990 г. во время перелета из Калифорнии в Вашингтон для передачи самолета в Аэрокосмический музей. Расстояние от Тихого до Атлантического океана SR-71 преодолел за 67 минут 54 секунды, показав на этом сверхдальнем маршруте среднюю скорость 3418 км/ч.

В конце 60-х — начале 70-х годов в СССР также велись работы по созданию "трехмахового" боевого самолета-"бесхвостки". Речь идет о проекте стратегического многоцелевого ударно-разведывательного самолета ОКБ П.О.Сухого Т-4МС ("200") со взлетным весом 170 т и расчетной дальностью полета 16000 км. Он должен был действовать на высокой скорости как с больших (11 — 18 км), так и с предельно малых высот. Замысел не был реализован, но с технической точки зрения он настолько интересен, что о нем нельзя не рассказать. Вспоминает один из авторов проекта, Олег Сергеевич Самойлович:

Так, согласно проекту, выглядел бы в полете ракетоносец Т-4МС.


"Аванпроект самолета Т-4МС разрабатывался по конкурсу, проводимому между конструкторскими бюро П.О.Сухого, А.Н.Туполева и В.М.Мясищева во исполнении Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 28.11.1967 г. В качестве первоначального варианта самолета в КБ Сухого рассматривалась возможность воспроизводства в увеличенном масштабе двухрежимного дальнего самолета-ракетоносца Т-4М схемы "утка" с крылом изменяемой стреловидности (модификация сверхзвукового самолета-ракетоносца с крылом типа "двойная дельта" Т-4). Однако проведенные проработки показали, что прямое масштабное изменение самолета Т-4М приводит к резкому росту габаритов и веса самолета и невозможности размещения всей заданной номенклатуры вооружения. Стало ясно, что нужно искать новые варианты аэродинамической компоновки самолета.

Окончательным вариантом компоновки, принятым в аванпроекте, явилась схема типа "летающее крыло" малого удлинения, оснащенное поворотными консолями малой (по отношению к несущему корпусу) площади.

Компоновочная схема была разработана ведущим конструктором Л.И.Бондаренко под руководством начальника отдела проектов О.С.Самойловича и главного конструктора Н.С.Чернякова.

Профиль несущего корпуса с относительной толщиной 6% имел деформацию срединной поверхности и геометрическую крутку, обеспечивающую самобалансировку самолета на скорости полета М = 3. Деформация и крутка распространялись и на поворотные консоли, имевшие переменную по размаху толщину — от 11% до 7%.

Фюзеляж, как таковой, на самолете отсутствовал, строительные высоты обеспечивали нормальное размещение кабины экипажа и отсеков вооружения внутри несущего корпуса.

Поворотные консоли имели предкрылки и поворотные закрылки, расположенные по всему размаху консолей.

Балансировка и управление самолетом в продольном канале осуществлялись рулями высоты, расположенными на задней кромке несущего корпуса между мотогондолами. Для создания дополнительного кабрирующего момента при отклоненных закрылках на режимах взлета и посадки самолета применялись щитки, расположенные на верхней поверхности несущего корпуса над мотогондолами.

Обеспечение устойчивости и управляемости в путевом канале осуществлялось двумя цельноповоротными килями. Органами поперечного управления служили кренеры (разновидность интерцепторов, предложенная Л.И.Бондаренко), расположенные на верхней поверхности поворотных консолей.

Система управления самолетом — электродистанционная, с четырехкратным резервированием, обеспечивающая искусственную устойчивость при собственной статической неустойчивости 2 — 3%.

По результатам испытаний моделей самолета в аэродинамических трубах ЦАГИ были получены очень высокие значения максимального аэродинамического качества: 17,5 на М = 0,8 (крыло развернуто) и 7,3 на М = 3,0 (крыло сложено).

Самолет проектировался под двигатели К-101 с изменяемой, в зависимости от режима полета, степенью двухконтурности (главный конструктор П.А.Колесов). На Т-4МС должны были стоять 4 двигателя с максимальной тягой по 20 т каждый, расположенные в двух мотогондолах, подвешенных под несущим корпусом.

В конструкции самолета широко использовались композиционные материалы и высокопрочные титановые сплавы, что позволяло при нормальном весе боевой нагрузки 9 т, размещаемой в двух отсеках вооружения, получить весовую отдачу по топливу, равную 62%.

Экипаж состоял из летчика, штурмана-оператора и бортинженера, которые находились в кабине, не имевшей традиционного фонаря. Обзор вперед был возможен только при отклоненной вниз (режимы взлета, посадки и полета на малой высоте) носовой части несущего корпуса. Это конструкторское решение было заимствовано с самолета Т-4, проходившего испытания в 1972-1973 гг.

Итоги конкурса подводились в 1971 г. По заключениям специалистов МАП и ВВС лучшим был признан проект ОКБ П.О.Сухого. Однако в силу большой загрузки ОКБ (в это время на различных стадиях разработки находились самолеты Су-24, Су-25, Су-27) проектирование стратегического многоцелевого самолета было поручено ОКБ А.Н.Туполева. Этим самолетом стал Ту-160."

Создание системы искусственной устойчивости, о которой упоминалось в описании проекта Т-4МС, послужило импульсом к появлению новых самолетов-"бесхвосток".

Идея применения на летательном аппарате принципа искусственной устойчивости не нова. О такой возможности писал еще К.Э.Циолковский.[43] В 1947 г. Джек Нортроп на заседании Королевского аэронавтического общества в Лондоне высказал мысль о создании бесхвостых самолетов с искусственной устойчивостью. Суть идеи, как отмечал конструктор, "...заключается в расположении центра тяжести за аэродинамическим центром давления, при этом теряется продольная устойчивость, считавшаяся ранее необходимой для всякого удовлетворительного самолета; ее заменяют надежными (а, возможно, дублированными) автопилотами, которые перенимают функцию устойчивости у планера и смогут, по всей вероятности, лучше поддерживать самолет в надлежащим положении, чем при обычном методе. ...Если центр тяжести находится позади аэродинамического центра, то самолет будет продольно сбалансирован при большом угле атаки и отклоненных вниз, а не вверх от нейтрального положения закрылках или рулях высоты, что увеличит кривизну профиля и повысит подъемную силу крыла".[44]

Первый экземпляр самолета "Мираж" 2000.


Понятно, что отказ автоматического регулятора устойчивости означал бы гибель самолета. А так как в те годы время наработки на отказ даже у лучших автопилотов не превышало 200 часов, идею Норторопа сочли неприемлемой и вскоре о ней забыли. Но к 70-м годам быстрый прогресс в области электроники позволил создавать практически безотказно работающие автоматические устройства, что сделало идею актуальной. В 1972 г. начались испытания опытного боевого самолета ОКБ Сухого Т-4 с электродистанционной автоматической системой управления, обеспечивающей пилотирование статически неустойчивой машины. Первым серийным самолетом с системой искусственной устойчивости стал американский истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16 (первый полет — в 1974 г.).

Т-4 был выполнен по схеме "утка", F-16 имел "классическую" схему. Наиболее же заметное улучшение характеристик в случае использования искусственной устойчивости было бы на "бесхвостке", так как при расположении центра тяжести позади фокуса крыла исчезали почти все недостатки, присущие этой схеме. Неудивительно поэтому, что уже через год после появления F-16 фирма Дассо-Бреге приступила к созданию истребителя-"бесхвостки" "Мираж"2000 с системой искусственной устойчивости.

Самолет представлял собой развитие "Миража"III. По схеме, расположению органов управления и размерам он практически не отличался от первой серийной "бесхвостки" фирмы Дассо. Из-за больших запаса топлива и боевой нагрузки вес самолет возрос, но благодаря увеличенной площади крыла нагрузка на квадратный метр не изменилась.

Тем не менее новшеств у "Миража"2000 было немало. Прежде всего, это, конечно, система искусственной устойчивости. Она состояла из автопилота, электродистанционной системы управления, подающей сигналы к рулям по проводам, и гидравлической системы, служащей для отклонения рулей. Для безопасности электропроводная система имела четыре параллельные линии передачи командных импульсов (в менее ответственном канале путевого управления применено трехкратное резервирование), а гидросистема состояла из двух независимых подсистем. И все же французские конструкторы не рискнули полностью отказаться от принципа статической устойчивости — самолет сцентрирован таким образом, что искусственная устойчивость необходима ему на многих, но не на всех режимах полета.

Вместо обычной конической крутки передней кромки на "Мираже"2000 используются отклоняемые в зависимости от скорости и угла атаки носки крыла. При повороте они несколько выдвигаются вперед, обеспечивая плавное изменение контура крыла. В отличие от постоянной конической крутки такой способ позволяет варьировать кривизну профиля, увеличивая ее при маневрировании в воздушном бою или при посадке и уменьшая в прямолинейном полете со сверхзвуковой скоростью.

"Миражи"2000 на боевом дежурстве.


Для более плавного обтекания в зоне соединения крыла с фюзеляжем сделаны обтекатели ("зализы"), а перед крылом на воздухозаборниках установлены небольшие поверхности. Последние, так же, как наплывы на крыле "Дракена", генерируют воздушные вихри, улучшающие продольную и поперечную устойчивость на больших углах атаки.

В конструкции самолета наряду с алюминиевыми сплавами применены композиционные материалы. Из них изготовлены створки отсеков шасси, аэродинамические тормоза, закабинный обтекатель, большая часть киля.

Как и другие современные самолеты, "Мираж"2000 снабжен двухконтурным турбореактивным двигателем SNECMA М-53. Дополнительный воздух, поступающий в камеру сгорания через внешний контур, улучшает экономичность силовой установки.

Возросшая тяговооруженность, система искусственной устойчивости и аэродинамические усовершенствования обеспечивают новому "Миражу" лучшие высотно-скоростные и маневренные характеристики, чем у "Миража"III. Его максимальная скорость на высоте равна 2340 км/ч (М = 2,2), практический потолок — 18000 м, а коэффициент максимальной перегрузки, характеризующий маневренность самолета — больше почти вдвое. Вместе с тем, посадочная скорость "Миража"2000 на 58 км/ч меньше, чем у его предшественника.

Проектирование "Миража"2000 началось в конце 1975 г., первый полет состоялся 10 марта 1978 г. В 1983 г. самолет приняли на вооружение. Это многоцелевая машина: она может применяться как истребитель-перехватчик, самолет для завоевания господства в воздухе и истребитель-бомбардировщик. Бортовое вооружение состоит из двух 30-мм пушек, а под самолетом, в зависимости от его назначения, подвешиваются ракеты или бомбы. Есть среди выпускаемых вариантов и образцы, способные нести атомное оружие — "Мираж"2000N. Они входят в состав сил стратегических вооруженных сил (поставленно 65 машин) и предназначены для замены "Миража"IV. Всего же на вооружении ВВС Франции находится 225 "Миражей" 2000. Эти самолеты имеются также в авиации Египта, Ереции, Индии, Перу, Тайваня и Объединенных Арабских Эмиратов.

Экспериментальный F-16XL был создан как попытка расширить боевые возможности истребителя F-16.


Летом 1994 г. два "Миража"2000 из состава знаменитого полка "Нормандия-Неман" были показаны в нашей стране во время дружественного визита делегации французских ВВС в Россию. Некоторым из наших пилотов удалось полетать на них. Отзывы о самолете были положительные. Вот, например, мнение командира расположенного в Липецке исследовательско-инструкторского авиаполка полковника К.П.Куйжуклу:

"Кабина меньше, чем у наших самолетов, но удобная. Маленькие, по сравнению с нашими, шкалы приборов, хотя на приборной доске еще много пустого места. Обзор из кабины очень хороший. Самолет прекрасно управляется по всем осям, видно, что четко работает система автоматического управления. Маневренность очень хорошая, самолет легко выходит на перегрузку 8 единиц. Разгонные характеристики хуже по сравнению с МиЕ-29 и Су-37. Очень хорошо самолет ведет себя на малых скоростях; так, на скорости 150 узлов (270 км/ч) энергично создается крен 60° и с перегрузкой 3 единицы выполняется разворот. Очень прост самолет на посадке..."[45]

Американская фирма Дженерал Дайнемикс также построила многоцелевой истребитель-"бесхвостку". Он имеет обозначение F-16XL и создан на основе серийного F-16. Модификация заключалась в замене обычного крыла и горизонального оперения треугольным крылом малого удлинения. При этом конструкторы рассчитывали "убить сразу двух зайцев": обеспечить возможность крейсерского полета на сверхзвуковой скорости благодаря меньшему аэродинамическому сопротивлению "бесхвостки" при М>1 и увеличить дальность полета — внутренний объем дельта-крыла позволял сделать крыльевые топливные баки более емкими. Для того, чтобы самолет обладал удовлетворительной подъемной силой на дозвуковых скоростях, внешние части крыла сделали с уменьшенным углом стреловидности, как на шведском "Дракене", а в месте излома установили аэродинамические перегородки. Длина фюзеляжа по сравнению с прототипом увеличилась на 1,4 м, площадь крыла возросла более, чем в два раза: с 27,9 м² до 61,6 м². Для управления самолетом служили элевоны, выполняющие также функции закрылков, элероны и обычный руль направления на киле. Так же, как F-16, F-16XL оборудован системой искусственной устойчивости.

Аэродинамические исследования моделей самолета начались в 1977 г. Они показали, что выбранная схема при М = 2 позволяет увеличить аэродинамическое качество по сравнению с обычным F-16 с 4,5 до 5,8, т.е. более, чем на 20%. Правда на дозвуке наблюдалась обратная картина: сказывалось вдвое меньшее удлинение крыла F-16XL.

Для исследований в полете "Дженерал Дайнемикс" в 1982 г. изготовила два экземпляра "бесхвостки": один — одноместный, со "штатным" ТРДДФ F100 с тягой 6655 кгс (на форсаже — 10810 кгс), другой — двухместный, с более мощным двигателем F110 (7700/13150 кгс). Самолеты должны были участвовать в конкурсе на многоцелевой истребитель, предназначенный для замены устаревшего F-4 "Фантом". Поэтому они летали с вооружением, в том числе с подвесным. Благодаря полуконформной ("поджатой" к крылу) подвеске ракет и бомб, дополнительное сопротивление было меньше, чем в случае установки вооружения на обычных пилонах. Максимальный взлетный вес самолета равнялся 21770 кг (у F-16A — 16060 кг), но из-за большой площади крыла нагрузка на квадратный метр была ниже, чем на серийных F-16.

Испытания F-16XL начались в летном центре фирмы Дженерал Дайнемикс в Форт-Уэрте (штат Техас), затем самолеты перегнали на базу ВВС Эдвардс в Калифорнии. К сентябрю 1983 г. обе машины совершили 418 полетов. С шестью ракетами под крылом они развивали скорость М= 1,95 без включения форсажа. По сообщениям в печати, при маневрировании F-16XL мог выходить на очень большие углы атаки (до 106°), после чего возвращался к нормальному полету без вмешательства летчика в управление.[46]

Тем не менее, в серию F-16XL не пошел. Военные отдали предпочтение двух двигательной машине, и в качестве нового многоцелевого истребителя был принят самолет Макдонелл-Дуглас F-15E с двумя ТРДДФ F100. Невостребованные F-16XL в 1989 г. передали в НАСА для исследований системы ламинаризации обтекания крыла.

В настоящее время сверхзвуковые "бесхвостки" вновь "вышли из моды". Им на смену пришли боевые самолеты других схем, в частности — с поворотным горизонтальным оперением перед крылом. Такая схема в сочетании с электронной системой управления и обеспечения устойчивости открывает новые возможности для улучшения маневренности. Так, например, при совместном действии переднего руля и закрылков самолет может набирать высоту, не меняя при этом угол атаки.

Не следует, однако, считать, что дельтавидная "бесхвостка" окончательно и бесповоротно выброшена из творческого багажа конструкторов. Сейчас в Индии готовится к испытаниям недорогой многоцелевой истребитель LCA. Он имеет бесхвостую схему и треугольное крыло. Самолет предназначен для замены советских МиГ-21, строившихся в Индии по лицензии.

В разработке LCA индийским инженерам оказала помощь фирма Дассо- Бреге. В отличие от "Миражей" он имеет верхнее расположение крыла и другую форму воздухозаборников. На серийных истребителях планируется устанавливать двигатели индийского производства. Расчетный взлетный вес самолета — 8500 кг, максимальная скорость — 1700 км/ч.

Так что дело, начатое Москалевым и Липпишем, если не побеждает, то живет...


Источники и комментарии

1. Архив Научно-мемориального музея Н.Е.Жуковского. Фонд Р.Л.Бартини. Оп. 5267. Д. 198, 199.

2. Архив РАН. Разряд IV. Оп.17. Д.101.

3. Архив Научно-мемориального музея Н.Е.Жуковского. Фонд Б.И.Черановского. Оп. 5320. Д. 9, 10.

4. РГАЭ. Ф. 8044. Он. 1. Д. 1321. Л. 248-249.

5. A.Lippisch. The delta wings. Ames, 1981. P. 80. Как следует из сказанного, концепция сверхзвукового самолета Липпиша была, в целом, аналогична проекту истребителя Бартини 1942 г.

6. R.Horten, P.Selinger. Nurfliigel. Die Geschichte der Horten-Flugzeuge 1933—1960. Graz, 1983. S. 150-153, 158-161.

7. H.A.Wilson, J.C.Lovell. Full-scale investigation of the maximum lift and flow characteristics of an airplane having approximately triangular plan form // NACA RM № L6K20. Washington, 1947.

8. R.Smelt. A critical review of German research on high-speed airflow // RAS Journal. 1946. № 432. P. 899—934. Модель Липпиша, подвергнутая исследованиям в Германии, имела более тонкий профиль крыла, поэтому ее аэродинамические характеристики были намного лучше, чем у DM-1.

9. J.Miller. Convair В-58. Arlington, 1985. Р. 13.

10. А.Бурштейн в письме историку авиации Р.Халлиону (1972 г.) по этому поводу пишет: "Мы слышали о работах Липпиша и это давало нам определенную моральную поддержку, но не более... Мы отказались следовать многим его идеям, таким, например, как применение очень толстого профиля". (R.Hallion. Lippisch, Gluhareff and Jones: the emergence of the delta planform and the origins of the sweptwing in the United States // Aerospace Historian. 1979. № 1. P .7).

11. XF-92A — the flying triangle // Flying. 1949. № 3. P. 24, 63—64.

12. Ф.К.Эверест. Человек, который летал быстрее всех. М., 1960. С. 134.

13. Miller. Р. 16.

14. Эвер ест. С. 135-136.

15. L.Loftin. Quest for performance. The evolution of modern aircraft. Washington, 1985. P. 262.

16. Там же. С. 491.

17. В.Long. Seadart // AAHS Journal. 1979. № 1. P. 6.

18. При переходе на сверхзвук равнодействующая аэродинамических сил крыла смещается назад, расстояние от фокуса крыла до центра тяжести самолета увеличивается и, чтобы парировать возросший продольный момент от действия подъемной силы, горизонтальные рули (элевоны) приходится отклонять вверх на больший угол. У "бесхвостки" перемещение фокуса меньше, чем у самолета нормальной схемы.

19. Loftin. Р. 381.

20. N.Williams. The X-Rays: Douglas' XF4D-1 Skyrays // American Aviation Histirical Society Journal. 1977. № 4. P. 247. В других зарубежных источниках (например, Jane's Encyclopedia of Aviation. New York, 1989) первый полет датируется 23 января.

21. Williams. Р. 249.

22. И.Кудишин. Перехватчик по прозвищу "Форд" // Крылья Родины. 1995. № 2. С.19.

23. S.Davies. The history of the Avro Vulcan // Aeronautical Journal. 1970. Vol. 74. P. 350.

24. J.Northrop. The development of all-wing aircraft // RAS Journal. 1947. June.

25. Davies. P. 354.

26. В 1952 г. фирма Боултон-Пол выпустила на испытания экспериментальный самолет Р.120. По форме он повторял Р.111, но на киле было установлено цельноповоротное горизонтальное оперение. Через несколько недель после начала полетов Р.120 разбился из-за бафтинга хвостового оперения.

27. Lickley R., Twiss L. The Fairy Delta 2 // RAS Journal. 1957. Vol. 61. № 559. P. 439—440.

28. Там же. С. 447.

29. Там же. С. 448.

30. М.А.Левин, В.Е.Ильин. Современные истребители. М., 1994. С. 227, 229—230.

31. E.Wooldridge. Winged wonders. The story of flying wing. Washington, 1988. P. 85—86.

32. Архив Научно-мемориального музея H.E.Жуковского. №5320/13. Л. 19—20.

33. Там же. Л. 18.

34. РГАЭ. Ф. 8044. On. 1. Д. 1579. Л. 112; Д. 1697. Л. 125.

35. РГАЭ. Ф. 8044. On. 1. Д. 1927. Л. 64.

36. РГАЭ. Ф. 8044. Он. 1. Д. 1558. Л. 46.

37. А.Ю.Совенко, В.М.Заярин. Истребители "Ан" // Аэрохобби. 1994. № 4. С. 15—17.

38. Д.А.Соболев. Немецкий след в истории советской авиации. Об участии немецких специалистов в развитии авиастроения в СССР. М" 1996. С. 102-106.

39. J.Miller. Lockheed Martin's Skunk Works. Leicester, 1995. P. 115.

40. Там же. С. 145.

41. Ha YF-12A, в носу которого расположен радиолокатор, имелись также небольшие кили под гондолами двигателей и подфюзеляжный киль, выпускаемый сразу после взлета и убираемый перед посадкой. У SR-71, отличающегося улучшенными обводами носовой части фюзеляжа, требуемая путевая устойчивость и управляемость достигались без этих дополнительных килей.

42. Д.С.Комиссаров, К.Г.Удалов. Самолет SR-71. М., 1993.

43. К.Э.Циолковский. Аэроплан или птицеподобная (авиационная) летательная машина. Избр.труды. М., 1962. С. 33—70.

44. Д.Нортроп. Развитие самолетов типа "летающее крыло". М., 1948. С. 6—7.

45. С.Аверченко. "Мираж"-2000 на земле и в воздухе // Авиация и космонавтика. 1994. Вып. 4. С. И.

45. Техническая информация ЦАГИ. 1985. № 19. С. 8.

47. В данную главу не попали самолеты так называемых конвертируемых схем, у которых расположенное перед крылом горизонтальное оперение (ПГО) подвижно на взлетно-посадочных режимах, а в крейсерском полете фиксируется параллельно продольной оси самолета (ХВ-70 "Валькирия", Т-4 ("100") ОКБ П.О.Сухого). Я не могу согласиться с теми, кто считает эти машины "бесхвостками". По определению, "бесхвостка" — это схема самолета, отличающаяся отсутствием у него горизонтального оперения, а ПГО, подвижно оно или нет — все равно оперение. Не рассматривается также история создания воздушно-космических самолетов (это, все же, космическая техника) и не включены сведения о дельтапланах и самолетах-"самоделках" последних десятилетий, ибо не они определяют тенденции развития современной авиационной техники.


ТЕЛЕГРАМ

Канал с обзорами, анонсами новинок и книжными подборками

Книжный Вестник

Бот для удобного поиска книг (если не нашлось на сайте)

Поиск книг

Свежие любовные романы в удобных форматах

Любовные романы

О психологии, саморазвитии и личностном росте

Саморазвитие

Детективы и триллеры, все новинки

Детективы

Фантастика и фэнтези, все новинки

Фантастика

Отборные классические книги

Классика
ВКОНТАКТЕ

Цитаты, афоризмы, стихи, книжные подборки, обсуждения и многое другое

Книжный Вестник
БИБЛИОТЕКИ

Библиотека с любовными романами, которая наверняка придётся по вкусу женской части аудитории

Любовные романы

Библиотека с фантастикой и фэнтези, а также смежных жанров

Фантастика

Самые популярные книги в формате фб2

Топ фб2 книги