Сверхзвуковые самолеты, стр. 65

В конце 1951 г. начались работы по созданию самолета Х-1 А, представляющего собой усовершенствованный вариант третьего образца самолета Х-1, который предназначался для исследований при более высоких сверхзвуковых скоростях полета. Летные испытания этого самолета были начаты в апреле 1953 года. 12 декабря пилот Ч. Егер достиг на нем максимальной скорости 2655 км/ч (М = 2,5) на высоте свыше 21000 м, а летом 1954 г.-максимальной высоты 27 450 м. Летом 1955 г. самолет Х-1А взорвался спустя 17 с после его отделения от самолета-носителя В-29. Второй экземпляр самолета Х-1 А, приспособленный для проведения исследований аэродинамического нагрева, получил обозначение Х-1 В. Исследования проводились в 1954-1958 гг., после- чего самолет был переоборудован для оценки эффективности системы трехосного струйного (реактивного) управления.

Рис. 2.1. Первые опытные образцы экспериментального одноместного самолета Х-1 с ракетным двигателем.

Кроме вышеназванных пяти самолетов, был построен также опытный образец модификации X-1D (программа Х-1С была аннулирована до завершения разработки соответствующего варианта самолета), который взорвался 23.08.1951 г. во время своего первого полета в воздухе в момент отделения от носителя В-50 (модификация В-29). На этом закончилась наиболее дорогостоящая и рискованная (по тем временам) исследовательская программа. Тем не менее она позволила получить множество ценных данных, касающихся главным образом поведения самолета в области околозвуковых скоростей.

Описание самолета. Самолет Х-1 является среднепланом, построенным по классической схеме, с прямым трапециевидным крылом удлинения 6,0. В зависимости от модификации самолета крылья выполняются из ламинарных профилей относительной толщины: 10% (второй экземпляр Х-1 до переделки), 8% (первый и третий экземпляры Х-1 и Х-1 D) и 4% (Х-1 А и Х-1Е). Они оснащены закрылками и элеронами. Обшивка крыла выполнена из дюралевых листов толщиной 12,7 мм в околофюзеляжных частях и приблизительно 3,2 мм на концах. Оперение-классической схемы, с рулями высоты и направления, причем стабилизатор закреплен шарнирно и оснащен серводвигателем с винтовым домкратом, обеспечивающим изменение угла установки стабилизатора в полете. Так как самолет рассчитывался на максимальную скорость около 2720 км/ч, то основное внимание было уделено аэродинамическому проектированию фюзеляжа.

В рамках предварительных исследований проводился анализ траекторий баллистических моделей и возникающих при их движении ударных волн. Эти исследования проводились с использованием фотоснимков, полученных при испытаниях на баллистических трассах, которые дополнялись испытаниями соответствующих моделей в аэродинамической трубе. В результате было установлено, что наилучшей для корпуса сверхзвукового самолета является форма, близкая к оживальной форме снаряда. Из этих соображений кабина пилота была полностью вписана в геометрический контур фюзеляжа с использованием для этого неразъемного фонаря и расположенной с правой стороны дверцы кабины. Частые аварии и катастрофы вынудили конструкторов использовать типовой фонарь кабины с неподвижной передней и откидной остальной частью. Модифицированная защита кабины использовалась в самолетах Х-1 А, Х-1 В и Х-1Е. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убиралось в фюзеляж. Планер самолета был рассчитан на перегрузки от + 18 до – 10.

Двигательная установка. Во всех модификациях самолета использован четырехкамерный ЖРД XLR-11-RM-5 фирмы «Риэкшн моторз» тягой 26,69 кН (2722 кГ). Система управления двигателем позволяет включать в работу любое число камер (от одной до всех четырех), каждая из которых развивает максимальную тягу 6,67 кН (680,5 кГ). Топливо (спирт и жидкий кислород) находится в баках, размещенных соответственно за узлами крепления крыла и перед ними. В проекте предусматривалось, что топливо будет подаваться к двигателю с помощью насосов, однако в самолете Х-1 была применена вытеснительная система подачи, поскольку насосы с необходимыми характеристиками своевременно разработать не удалось. Вытеснительная система состояла из 12 сферических баллонов с азотом, что значительно увеличило собственную массу самолета. В целях уменьшения взлетной массы количество топлива ограничили до 2310 кг, что повлекло за собой сокращение времени работы двигателя с планировавшихся 10 до 2,5 мин. В остальных модификациях самолета (Х-1 А, …, 1Е), кроме использования топливных насосов, был удлинен фюзеляж на 1,4 м; это позволило разместить дополнительные баки, увеличить массу топлива до 2680 кг и продлить время работы двигательной установки при максимальной тяге до 4,2 мин. В целях повышения безопасности на период проведения испытаний самолета жидкий кислород был заменен раствором перекиси водорода.

Рис. 2.2. Проекции экспериментальных самолетов Х-1 и Х-1 А.

Рис. 2.3. Компоновочная схема экспериментального самолета Х-1.

1-баллон с азотом; 2-кабина пилота; 3-семь баллонов с азотом; 4-бак с жидким кислородом емкостью 1200 л; 5-исследовательское оборудование; 6-ЖРД; 7-два баллона с азотом; 8-бак со спиртом емкостью 1160 л; 9-колеса главных стоек шасси; 10-баллоны с азотом; 11 -колеса передней стойки шасси.

«Скайрокет» D-558-II фирмы «Дуглас»-одноместный экспериментальный самолет с комбинированной двигательной установкой – США, 1948 г.

История создания. Уже в 1945 г. фирма «Дуглас» начала заниматься исследованием явлений, присущих сверхзвуковым скоростям полета. На первом этапе совместно с NACA был спроектирован и изготовлен опытный самолет D-558-I «Скайстрик». Это был типичный для того времени среднеплан с прямым крылом ламинарного профиля с относительной толщиной 10%. Самолет был предназначен для исследования и измерения аэродинамических нагрузок, действующих на самолет при околозвуковом полете, поскольку измерение таких нагрузок в аэродинамической трубе оказалось в то время еще невозможным. 25.08.1947 г. на самолете D-558-I был установлен абсолютный рекорд скорости полета 1047,5 км/ч. На втором этапе исследований по заказу военно-морской авиации США был изготовлен самолет модификации D-558-II «Скайрокет». Он предназначался для исследования стреловидного крыла при сверхзвуковых скоростях и прежде всего для определения предельного числа Маха, до которого возможно применение обычных, дозвуковых профилей.

Облет первого из трех опытных образцов самолета был осуществлен 4.02.1948 г. В этом же году были начаты летные исследования, которые на начальном этапе включали определение устойчивости и управляемости самолета при околозвуковых скоростях без использования двигательной установки. На следующем этапе исследований проводились полеты в более широком диапазоне чисел Маха. Во время их проведения были собраны ценные аэродинамические данные, характеризующие, в частности, сопротивление самолета, максимальную подъемную силу, критические режимы по скорости и углам атаки, изменение устойчивости и управляемости. Были также получены сведения о распределении давления по поверхности самолета, усилиях в системе управления, распределении напряжений в конструкции, температуре обшивки, а также скорости, при которых наступает бафтинг оперения. На заключительном этапе работ один из самолетов был реконструирован для исследований влияния наружных подвесок (бомб, топливных баков и т.п.) при сверхзвуковом полете.