Авиация и космонавтика 1996 11-12 + Техника и оружие 1996 11-12 - [21]
Имея несоизмеримо лучшую и более оснащенную научно-экспериментальную базу и значительно более высокую культуру производства, самолетостроители этих стран к своему крайнему удивлению вынуждены были предстать перед фактом, что к середине 50-х годов боевая авиация СССР по многим показателям не только вышла на мировой уровень, но порой даже превосходила его. Это подхлестнуло многих, и западные специалисты окунулись в исследования новых схем и энергетических возможностей сверхзвуковых самолетов более интенсивно.
Так, английская самолетостроительная фирма Бристол в рамках программы по созданию сверхзвукового транспортного самолета, намеченной концерном ВАС, в 1955 г. начала поиск новых инженерных решений, связанных с отработкой схемы аэродинамической компоновки, конструкции и основных материалов будущего самолета, которые были бы приемлемы для скоростей полета, соответствующих числу М› 2. Развитие боевой авиации требовало от науки более серьезного взгляда вперед, в сторону еще больших значений скорости, под стать числам М = 2,5-3 и высот полета порядка 20 000-25 000 м.
Первые сведения о новом экспериментальном самолете «188» были обнародованы в 1958 г., и вскоре на одном из авиасалонов была показана масштабная модель этого аппарата. Во время постройки первого экземпляра «Тип 188.01» в журнале королевских ВВС «Флаинг Ревю» были опубликованы его основные параметры с общим видом в трех проекциях, краткие сведения о конструкции и материалах, а также характеристики силовой установки под бравурным заголовком: «Впервые три Маха! И это в Британии!»
Экспериментальный аппарат строился в 1961 г. Первый полет на «Тип 188» совершил шеф-пилот фирмы Бристол Годфри Оути 14 апреля 1962 г. Для проведения летных исследований строили два самолета. Дублер был поднят в небо 29 апреля 1963 г. тем же летчиком.
По схеме, продиктованной аэродинамической компоновкой, «Т. 188» представлял собой нормальный сред-неплан с «удлиненным, великолепно обтекаемым фюзеляжем», прямым крылом малого удлинения и Т-образным хвостовым оперением. Фюзеляж имел овальные (яйцеобразные) поперечные сечения. Носовая и хвостовая части фюзеляжа были выполнены в виде конусов аналогичных сечений, сходящихся на нет в крайней передней и задней точках. В зоне сопряжения передней конической части с центральной цилиндрической частью корпуса была устроена гермокабина летчика, снабженная наддувной системой кондиционирования и катапультируемым сиденьем. На участке перехода цилиндрических контуров в хвостовой конус по бортам фюзеляжа были установлены тормозные щитки. С левой стороны хвостовой части фюзеляжа на горизонтальном пилоне была пристроена гондола тормозного парашюта.
Форма крыла в плане была выбрана на основе многолетних натурных экспериментов. Его передняя кромка представляла собой ломаную линию, в пределе близкую к эллиптической кривой. При нестреловидном (прямом) центроплане консоли крыла имели переменную стреловидность по передней кромке от 38* в корне у гондол ТРД до 64* на концевых балансирах элеронов. Для улучшения обтекания центроплана его ребро атаки имело четыре наплыва с обратной стреловидностью (-45*). Аэродинамические продувки показали, что принятая форма передней кромки крыла по размаху обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики на, дозвуке и трансзвуке, а также небольшое волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях. В процессе лабораторных исследований и испытательных полетов было установлено, что перемещение центра давления крыла назад (при достижении и дальнейшем превышении числа М = 1) несколько снижается за счет переменной стреловидности и тонкого профиля (4%) и применение прямого крыла малого удлинения целесообразно для скоростей, превышающих скорость звука в 1,8 раза.
Силовая установка «Т. 188» состояла из двух ТРД фирмы Бристол- Сиддли «Джайрон Юниор». Каждый из них развивал тягу 4535 кгс у земли, 6350 кгс при включении форсажной камеры на высоте 10500 м (М= 1,8) и 9000 кгс на высоте 12000 м (М = 2,5). Входное устройство каждого двигателя имело подвижный центральный конус, противопомпажные створки и управляемый соп-ловый аппарат. Длина гондолы в исходной конфигурации 9,5 м, диаметр 1,15 м.
Программа исследований «Т. 188» заключала вопрос оптимизации взаимного расположения воздухозаборников ТРД относительно носового заострения фюзеляжа и законцовок крыла. Модульная конструкция гондол двигателей позволяла изменять положение воздухозаборников по продольной оси за счет сменных кольцевых секций (модулей) различной длины и таким образом трансформировать аэродинамическую компоновку самолета поэтапно, от полета к полету. Систему ударных волн, садящихся на носовом коке фюзеляжа, было возможно использовать для дополнительного поджатия потока в воздухозаборниках. Такое явление характерно для конкретной скорости полета машины, когда конический скачок уплотнения проходит через плоскость воздухозаборника и при незначительном изломе у обечаек гондол присоединяется к законцовкам крыла. Такой режим полета считался наиболее экономичным при М=3.
Волновой кризис на «Т. 188» преодолевался с помощью форсажа двигателей либо за счет использования дополнительных ускорителей. Изменению продольной балансировки можно было противопоставить только быструю автоматическую перекачку топлива из передних баков в хвостовые. Это привело к тому, что самолет, при всех его энергетических возможностях, на расчетные значения скоростей не вышел и эксперименты с ним были прекращены.
