Размах крыла, м 9,2
Длина, м 12,6
Высота, м 3,88
Площадь несущей поверхности, м2 25,0
Масса пустого самолета, кг 5172
Взлетная масса (ном./макс.), кг7500/8500
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 300/340
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,17/1,34
Максимальная скорость на высоте 10000 м, км/ч 1450
Полетная скорость с грузом на наружных подвесках, км/ч 950
Взлетная скорость, м/с 120
Максимальный потолок, м 18 700
Радиус действия (ном./макс.), км 1390/1800
«Тридан» фирмы SNCASO – одноместный истребитель-перехватчик- Франция, 1953 г.
Рис. 2.13. Истребитель-перехватчик «Тридан» I.
История создания. В начале 50-х годов французская промышленность приступила к созданию серии легких истребителей различных аэродинамических схем с прямыми, стреловидными и треугольными крыльями, с реактивными двигателями различных типов (газотурбинными, ракетными и т.п.), в том числе с комбинированными двигательными установками. Первым из этой серии был опробован самолет «Тридан», а впоследствии и самолеты «Жерфо», «Гриффон» фирмы «Нор», «Мираж» фирмы «Дассо», «Дюрандаль» фирмы «Сюд-Уэст» и 022 фирмы «Ледюк». Свои первые работы над самолетом-перехватчиком с большой скороподъемностью фирма SNCASO (Национальное авиационное промышленное объединение «Сюд- Уэст») начала в 1948 г. Результатом разработок явился самолет S.0.9000 «Тридан» (названный впоследствии «Тридан» I) с комбинированной (турборакетной) двигательной установкой, на котором 2 марта 1953 г. совершен пробный полет. В декабре 1955 г. самолет достиг скорости, соответствующей M = 1,7.
На основе результатов летных испытаний двух опытных образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра усовершенствованной конструкции S.0.9050 «Тридан» II. Испытание первого из них (с турбореактивным двигателем) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолета и с ракетным двигателем. В 1955 г. фирма получила заказ на изготовление 6 самолетов для эксплуатационных испытаний (облет первого из них состоялся 3.05.1957 г.). Во время полетов была достигнута расчетная скорость (в горизонтальном полете равная ~ 2000 км/ч), а также установлено несколько мировых рекордов по скороподъемности и высоте. В процессе летных испытаний произошли две катастрофы (в 1956 г.-во время посадки, а в 1957 г.-во время взлета), которые, по всей вероятности, повлияли на то, что в серийное производство был принят самолет «Мираж», хотя предполагалось, что «Тридан» II станет основным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.
Описание самолета. «Тридан» I представляет собой построенный по классической схеме средне- план с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками. Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%. Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором. При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолета лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3. В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолета «Тридан» II оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°. Другой характерной особенностью самолета «Тридан» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.
В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель. В самолете «Тридан» I была применена негерметичная кабина (пилот для полета надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолета и стабилизироваться специальным парашютом. Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолете «Тридан» II применены герметичная кабина и катапультируемое сидение. Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).
Рис. 2.14. Носовая часть фюзеляжа истребителя «Тридан» II.
Рис. 1.15. Проекции истребителя «Тридан» II S.0.9050.
Двигательная установка. Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п. Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете. На опытных образцах самолета «Тридан» I устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин. В самолетах «Тридан» II были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами-сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, «Тридан» II стал первым самолетом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.
Летно-технические данные «Тридан» I «Тридан» II
Размах крыла, м 8,15 6,86
Длина, м 14,0 12,95
Высота, м 3,13 3,13
Площадь несущей поверхности, м2 9,2 14,5
Масса пустого самолета, кг – 2625
Нормальная взлетная масса, кг 5000 5150
Масса самолета при посадке, кг 3000 -
Масса топлива во внутренних баках, кг 2265 –
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 543 355
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 – 207
Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 0,88
Максимальное число Маха 1,7 2,0
Максимальная скорость полета, км/ч – 2000
Посадочная скорость, км/ч – 180
Вертикальная скорость, м/с – 100
Время подъема на высоту 15 000 м, мин – 2,5
Потолок (практ./ /макс.), м …/18000 18 000/(22000- 25000)
Длина разбега, м – 500
Длина пробега, м – 500
Х-2 фирмы «Белл» – одноместный экспериментальный самолет с ракетным двигателем-США, 1953 г.
Рис. 2.16. Экспериментальный самолет Х-2.
История создания. После проведения первой серии испытаний самолетов Х-1 фирма «Белл» совместно с Национальным координационным комитетом по авиации NACA и ВВС США приступила в 1949 г. к проектированию самолета для исследования аэродинамических и термодинамических явлений при полетах с ? 3. При этом предполагалось, что по мере совершенствования самолета он сможет достигать высоты в диапазоне 30-60 км, когда во второй половине полета тяга двигателя будет больше веса самолета. Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 г., и после выполнения нескольких планирующих полетов в 1953 г. (носителем являлся самолет «Боинг» В-50) был осуществлен его облет с работающим двигателем. Однако 12 мая 1953 г. во время заправки топливных баков опытного самолета в воздухе, когда Х-2 находился еще в бомбоотсеке В-50, произошел взрыв (погибли два члена экипажа самолета-носителя, подготавливавшие Х-2 к самостоятельному полету), самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Эта катастрофа прервала исследования до конца 1955 г.
