Сверхзвуковые самолеты, стр. 118

Шасси-трехстоечное; передняя стойка убирается назад, главные-со спаренными колесами-вперед, в боковые ниши фюзеляжа. Требование базирования самолета на наскоро приготовленных аэродромах заставило конструкторов фирм «Мессье» и «Даути» отступить от общепринятого в современной авиации принципа и использовать пневматики низкого давления (0,35 МПа-в передней стойке и 0,49 МПа-в главных) для больших скоростей. Примененные бескамерные пневматики имеют усиленный нейлоновый корд, который характеризуется малым (по сравнению с чисто резиновым) стиранием и пониженным выделением тепла (вследствие меньшей деформации). Передняя стойка шасси-управляемая с возможностью поворота плоскости колес в диапазоне ± 55°. При номинальной взлетной массе самолета шасси допускает посадку с вертикальной скоростью 3,7 м/с. «Ягуар» является единственным в своем классе самолетом, который в спокойных атмосферных условиях может взлетать с площадок с травяным покрытием длиной около 1000 м.

Двигательная установка. Из оперативных требований и соображений безопасности принята двухдвигательная схема с использованием двигателей совместного англо-французского (фирмы «Роллс-Ройс» и «Тюрбомека») производства типа «Адур» RB172/T260. Установленные на первых опытных самолетах двигатели развивали статическую тягу 19,61 кН (2000 кГ) без форсирования и 29,42 кН (3000 кГ) на форсаже. Последние облетанные опытные образцы и 40 серийных самолетов оснащены модифицированными двигателями «Адур» Мк.101 с массой конструкции 729 кг и тягой соответственно 20,54 и 30,82 кН. Благодаря повышению допустимой температуры перед турбиной до 1150°С в двигателе модификации Мк102, используемой в последующих серийных самолетах, тяга была увеличена соответственно до 22,75 кН (2320 кГ) и 32,49 кН (3313 кГ) и в конечном итоге до 23,88 кН (2435 кГ) и 35,60 кН (3630 кГ). Двигатели установлены рядом в почти горизонтальной плоскости, в задней части фюзеляжа. Наклон их продольных осей по отношению к оси самолета составляет 6°. Запуск двигателей осуществляется независимо от наземных источников, с помощью турбостартера. Пять внутренних топливных баков общей емкостью 4500 л расположены в фюзеляже между каналами воздухозаборников и в околофюзеляжных частях крыла. Подкрыльные замки внешних подвесок позволяют нести 4 дополнительных топливных бака. Самолеты «Ягуар» модификаций А, В и S оснащены оборудованием для дозаправки во время полета (топливо- приемник расположен в передней части фюзеляжа, с правой стороны кабины). Два боковых воздухозаборника – прямоугольного сечения, сверхзвуковые, нерегулируемые, с клиновидными генераторами косого скачка и устройствами отвода пограничного слоя.

Вооружение. Все модификации, за исключением «Ягуара» В, имеют стационарное вооружение в виде двух пушек (калибр 30 мм) с запасом снарядов 150 шт. на каждую. Французские самолеты оснащены пушками DEFA, британские – пушками «Эйден» (модификация В оснащена одной пушкой). На самолете имеются пять замков внешних подвесок (по два под консолями крыла и один под фюзеляжем) с общей грузоподъемностью 4500 кг. На подкрыльных замках (грузоподъемность околофюзеляжных 1000 кг,

концевых 500 кг) могут быть подвешены бомбы, контейнеры НУРС SNEB или управляемые ракеты класса воздух-воздух «Мажик» фирмы «Матра». Подфюзеляжный замок (1000 кг) приспособлен для подвески бомб и управляемых ракет класса воздух-земля (тактического ядерного оружия AN-52 в модификации А).

Размах крыла, м 8,69

Длина модификаций А и S (В и Е), м 15,52(16,42) 1)

Высота, м 4,92

Площадь несущей поверхности, м2 24,00

Масса пустого самолета, кг 7000

Взлетная масса (ном./макс.), кг 11000/15 500

Максимальная масса при посадке, кг 8450

Грузоподъемность узлов внешних подвесок, кг 4500

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 4500/3600

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 455/641

Максимальная удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 349

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,69/2,39

Максимальное число Маха 1,5

Максимальная скорость на высоте 11 000 м, км/ч 1800

Максимальная скорость у земли, км/ч 1300

Посадочная скорость, км/ч 213

Максимальная дальность (перегоночная), км 4210

Практический потолок, м 14 300

Радиус действия, км 575-1315

Продолжительность полета, ч 3

Длина разбега, м 580

Взлетная дистанция, м 940

Длина пробега, м 470

Посадочная дистанция, м 860

1) С ПВД 16,83 (17,53) м.

Ту-144-пассажирский самолет (150 посадочных мест) средней дальности конструкции А. Н. Туполева-СССР, 1968 г.

Рис. 2.154. Предсерийный самолет Ту-144.

История создания. Разработка самолета началась в 1964 г., модель была показана на Парижском Авиационном салоне в 1965 г., а облет совершен 31 декабря 1968 г. В испытательном полете 5 июня 1969 г. на высоте 11000 м была достигнута скорость, соответствующая M = 1,0, а 26 мая 1970 г. на высоте 16 300 м- M = 2,0. До осени 1970 г. опытный образец налетал 100 ч, достигнув максимальной скорости 2430 км/ч и высоты 16900 м. Впервые самолет был показан публично 21 мая 1970 г. в аэропорту «Шереметьево», а затем в 1971 г.-в Париже. В 1971 г. началась подготовка к строительству предсерийных самолетов. Серийные самолеты в отличие от опытных имеют другую форму поперечного сечения крыла, увеличенные размах и длину, убираемое переднее крыло, 8-колесные тележки главных стоек шасси (вместо 12-ко- лесных) и т.д. В 1973 г. эта модификация была показана в Париже. 25.10.1975 г. самолет начал эксплуатироваться на линии Москва-Алма-Ата (грузовые рейсы, с 1.11.1977 г.-пассажирские). Были также совершены пробные рейсы по маршруту Москва-Хабаровск.

Созданию самолета предшествовали обширные теоретические и экспериментальные работы, включавшие многочисленные испытания в аэродинамических трубах и натурных условиях при полетах самолета-аналога.

Описание самолета. Ту-144 представляет собой выполненный по схеме «бесхвостка» низкоплан. Оживальное крыло с отклоненным вниз носком имеет угол стреловидности передней кромки 76° в околофюзеляжных частях и 57° на всей остальной части. У серийных самолетов крыло значительно изменено (кроме увеличения размаха и кривизны профиля, использована аэродинамическая крутка, а концевые части крыла отклонены вниз). Крыло самолета (удлинения 1,63 и сужения 7, многолонжеронной конструкции) состоит из основной и отъемных частей и имеет силовую нагруженную обшивку в виде монолитных фрезерованных панелей. У серийных самолетов предусмотрено дополнительное убирающееся переднее крыло. Это многоразрезное (типа ЦАГИ) прямое крыло с размахом около 3 м и отрицательным поперечным V располагается в носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа. Каждая его консоль имеет выпукло- вогнутый профиль и оснащена четырьмя постоянными щелями. Убирающееся переднее крыло используется только во время взлета и посадки.

Управление самолетом осуществляется с помощью четырехсекционных элевонов (на каждой консоли) и двухсекционного руля направления, расположенного на классическом вертикальном оперении. Киль самолета, так же как и крыло, многолонжеронной конструкции, выполнен заодно с хвостовой частью фюзеляжа. Внутренний объем киля использован в качестве топливного кессон-бака.

Фюзеляж круглого сечения имеет носовой обтекатель кабины экипажа, отклоняющийся вниз под углом 12° в условиях взлета и на 17° при посадке. Остекление кабины экипажа прототипа состоит из двух передних, а также боковых окон. Носовой обтекатель снабжен четырьмя продольными удлиненными боковыми окнами, обеспечивающими видимость вперед во время его подъема и в крейсерском полете.