Самолет «Бальзак» является модификацией опытного самолета-истребителя «Мираж» III 001 с дополнительно установленными турбореактивными двигателями вертикальной тяги. Эти двигатели расположены в центральной части фюзеляжа, в том месте, которое предназначалось в самолете «Мираж» III 001 для топливных баков. По своему внешнему виду самолет отличается от «Миража» III лишь жа- люзями, которые закрывают воздухозаборники и сопла подъемных двигателей. Система шасси осталась без изменений. Однако в самолете «Бальзак» отказались от убирания шасси и применили (на главных стойках) спаренные колеса. Стойку переднего шасси значительно удлинили, а стойки главного шасси усилили дополнительными раскосами. Из-за неэффективности аэродинамического управления при полетах на малых скоростях использована реактивная система управления, работающая на сжатом воздухе. Воздух подается от компрессоров подъемных двигателей и по специальным трубопроводам поступает к 10 соплам, которые располагаются в передней и задней частях фюзеляжа (управление по тангажу), в консолях крыла (управление по крену) и по обеим сторонам киля (управление по курсу).

Двигательная установка. На самолете применена силовая установка с восемью подъемными и одним тяговым (маршевым) двигателями. В самолете «Бальзак» применены подъемные двигатели RB.108 фирмы «Роллс-Ройс» общей тягой 70,61 кН (7200 кГ), установленные вертикально соплами вниз. Рядом с ними в фюзеляже размещены топливные баки емкостью 1600 л, что обеспечивает зависание в течение 12 мин или 20-минутный поступательный полет (при вертикальном взлете и посадке). В крейсерском режиме полета используется маршевый турбореактивный двигатель «Орфей» фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 21,57 кг (2200 кГ).

Размах крыла, м 7,58

Длина, м 12,80

Высота, м 4,25

Площадь несущей поверхности, м2 29,00

Масса пустого самолета, кг 4835

Номинальная взлетная масса, кг 6100

Емкость внутренних топливных баков, л 1600

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 210

Отношение массы самолета к тяге маршевого двигателя, кг/даН 2,82

Рис. 2.113. Проекции одноместного экспериментального самолета ВВП «Мираж-Бальзак».

Рис. 2.114. Одноместный экспериментальный самолет ВВП VJ-101C.

История создания. В 1959 г. западногерманские фирмы «Бельков», «Хенкель» и «Мессершмитт» объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн «EWR-Зюд». Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ101A (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ101B (четыре двигателя в фюзеляже с изменяемым направлением тяги). Однако к этому времени к самолету были предъявлены дополнительные требования по увеличению дальности полета на малых высотах (приспособление самолета для атаки наземных целей), что обусловило необходимость применения более экономичной двигательной установки. Для такого назначения была признана наиболее эффективной смешанная система, в которой часть двигателей используется только во время взлета, на переходных режимах и при посадке. Проект соответствующего самолета был обозначен VJ101C.

Параллельно с работами над опытным образцом VJ101CX-1 (подъемно-маршевые двигатели без форсажных камер) и Х-2 (с форсажными камерами) были предприняты исследования системы управления самолетом на режимах взлета, висения и посадки с помощью дифференциального изменения тяги двигателей. Для этой цели были созданы две специальные исследовательские модели (стационарная и летающая) в виде каркаса самолета. Исследования летающей модели проводились сначала на привязи, а начиная с 13.03.1962 г. и в свободном полете. Геометрические параметры модели, ее центровка, положение двигателей (в вершинах треугольника, центр тяжести которого приближенно совпадал с центром тяжести самолета), кабины пилота и шасси соответствовали схеме самолета VJ101CX-1. При исследованиях влияния земли на процесс взлета и посадки к силовой раме каркаса снизу прикреплялся брезентовый чехол. После проведения наземных испытаний образца самолета на зависание (с телескопической системой зависания) 10.04.1963 г. был осуществлен первый полет с зависанием. После проведения исследований режима висения и подбора оптимальных параметров автопилота 31 сентября были начаты пробные полеты с нормальным взлетом. Испытания с поворотом двигательных гондол проводились сначала на высоте 2000 м (из соображений безопасности), а затем в диапазоне 70-90° вблизи от земли. Первый полет с вертикальным взлетом и посадкой был осуществлен 8 октября 1963 г., а 29.07.1964 г. была достигнута сверхзвуковая скорость (М = 1,04). Летные исследования первого опытного образца Х-1 были прерваны катастрофой, которая произошла 14.09.1964 г. Во время взлета на высоте 10 м и при скорости 250 км/ч система управления отказала, в результате чего самолет упал на взлетно-посадочную полосу и загорелся. После пробега ~ 1600 м самолет остановился; пожар был потушен. Пилот спасся путем своевременного катапультирования. Пробные полеты опытного образца Х-2 начались 27.10.1964 г., 10.10.1965 г. был осуществлен первый полет с включенными форсажными камерами, но лишь 21.04.1971 г. удалось достичь максимальной скорости, соответствующей ? = = 1,14. Исследования самолета VJ101C Х-2 были завершены 27 мая 1971 г., когда состоялся его 325-й полет. После этого самолет был передан в музей г. Мюнхена.

Описание самолета. Самолет VJ101C представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом малого удлинения. Многолонжеронное крыло, оснащенное закрылками и элеронами, крепится к фюзеляжу с помощью шести болтов. В носовой части фюзеляжа, выполненной по образцу самолета F-104G, находятся телеметрическое оборудование, которое используется при летных испытаниях, и герметическая кабина пилота с катапультируемым креслом класса 0-0. Неподвижная передняя и откидываемая в сторону основная часть фонаря выполнены (каждая) из одного листа стекла. Центральная часть фюзеляжа выполнена в соответствии с правилом площадей. В ней находятся два главных мягких топливных бака и ниши уборки главных стоек шасси. В хвостовой части фюзеляжа опытного образца Х-2 находятся топливный бак и отсек с тормозным парашютом. Трехколесное неубираемое шасси у самолета Х-1 (убираемое назад, в фюзеляж, у Х-2) рассчитано на посадку с вертикальной скоростью до 3,5 м/с.

Рис. 2.115. Проекции одноместного самолета ВВП VJ-101C.

Конструкция планера самолета выполнена главным образом из сплава алюминия; отдельные элементы конструкции, работающие при повышенных температурах, изготовлены из стали или титана. Одним из интересных и новаторских решений является использование смешанной системы управления. Система аэродинамического управления нормального типа состоит из элеронов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения с подфюзеляжным килем. На режимах вертикального взлета, посадки и зависания используется реактивное управление (тягой двигателей). Ручка управления непосредственно соединена с рычагом газа двигателей.

Рис. 2.116. Самолет ВВП VJ-101C-X1 в зависании.

Двигательная установка. В конце 60-х-начале 70-х годов считалось, что отношение взлетной массы к тяге для сверхзвуковых самолетов не должно превышать ~ 2 кг/даН. С учетом этого в самолете VJ101C была использована подъем- но-маршевая силовая установка, состоящая из шести двигателей, четыре из которых в крейсерском полете работают как маршевые. Для самолета VJ101C разрабатывался специальный одно- вальный турбореактивный двигатель RB-153-17 фирм «Роллс-Ройс» и MAN, эффективный при больших скоростях полета. Так как к началу строительства опытных образцов самолета разработка двигателей еще не была завершена, то пришлось использовать менее мощные двигатели RB-145. Это потребовало уменьшения взлетной массы самолета с первоначальной ~ 13 000 до 6000-8000 кг. На первом опытном образце были установлены двигатели тягой 12,26 кН (1250 кГ) без форсажных камер, а на втором (в гондолах)-двигатели RB-145R тягой 15,79 кН (1610 кГ) при форсировании.