Двигательная установка. На самолете установлены два турбореактивных двигателя АЛ-7Ф конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборники- боковые, сверхзвуковые, нерегулируемые с малогабаритными неподвижными полуконусами.
Вооружение. На самолете предполагалось подвешивать под крылом 2-4 ракеты класса воздух – воздух. Пушечного вооружения самолет не имеет.
Летно-технические данные (проектные)
Размах крыла, м 13
Длина, м 22
Высота, м 5,7
Максимальная взлетная масса, ?? 25000
Максимальная скорость, км/ч 2000
Потолок, м 16000
Одноместный истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого-СССР, 1956 г.
Рис. 2.63. Одноместный истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого (а) и его двухместная модификация (б).
История создания. Одновременно с созданием самолета Су-7 были развернуты работы над новым истребителем-перехватчиком, и разработка этих машин велась практически параллельно, так что летные испытания нового перехватчика начались всего на год позже (в 1956 г.). В этом же году самолет был публично показан на аэродроме в Тушино.
В отличие от Су-7 новый самолет имел не стреловидное, а треугольное крыло (что позволило несколько улучшить летные характеристики), а также более совершенное электронное и радиолокационное оборудование.
На базе самолета были разработаны усовершенствованные модификации, получившие обозначения Т-431 и Т-405. Эти самолеты оснащались более мощным двигателем и не имели, в отличие от прототипа, носового обтекателя. На рубеже 1950-1960-х годов на самолете Т-431 были установлены мировой рекорд высоты 28 852 м и абсолютный рекорд высоты горизонтального полета 21 700 м, а также мировой рекорд скорости полета 2337 км/ч на 500-км замкнутом маршруте. На самолете Т-405 был установлен мировой рекорд скорости полета 2092 км/ч на 100-км замкнутом маршруте.
В 1959 г. на основе самолета Т-431 было организовано серийное производство нового одноместного истребителя-перехватчика.
В развитие версии самолета в 1957 г. был разработан двухместный истребитель-перехватчик с одним турбореактивным двигателем и боковыми воздухозаборниками. Одной из конструктивных особенностей самолета было размещение в носовой части фюзеляжа батареи из 50 НУРС, стволы пусковых устройств которых закрывались в полете специальными щитками, убирающимися при стрельбе. Отсутствие надежного двигателя требуемой тяги вынудило прекратить дальнейшую разработку самолета, ограничившись его летными испытаниями.
Описание самолета. Одноместный истребитель- перехватчик представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом тонкого ламинарного профиля и стреловидным хвостовым оперением. Угол стреловидности крыла и оперения по передней кромке равен 57°. Механизация крыла, как и у самолета Су-7, состоит из щелевых закрылков, расположенных в околофюзеляжных частях, и элеронов (на внешних частях крыла). Передние и задние кромки крыла – прямолинейные, без геометрических или щелевых уступов. Крыло не имеет аэродинамической или конической крутки и установлено с нулевым углом поперечного V.
Фюзеляж самолета (полумонококовой конструкции) выполнен в соответствии с правилом площадей. Кабина пилота, расположенная в носовой части, оборудована катапультируемым сиденьем класса 04) и сдвигаемым назад фонарем, аналогичным примененному на Су-7.
Хвостовое оперение самолета состоит из классического вертикального (с рулем направления) и управляемого горизонтального оперения. На киле, под рулем направления, расположен контейнер тормозного парашюта, а перед хвостовым оперением на фюзеляже находятся четырехсекционные тормозные щитки.
На самолете применено обычное трехстоечное шасси с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, а передняя – вперед, в фюзеляж. Для привода управляющих поверхностей применяются необратимые гидроусилители.
Двигательная установка. Самолет оснащен турбореактивным двигателем конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборник-лобовой, сверхзвуковой, регулируемый с помощью подвижного центрального конуса, в котором расположена антенна РЛС. Внутренние баки топливной системы могут быть дополнены подвесными баками, закрепляемыми под фюзеляжем или консолями крыла. Возможна также установка стартовых пороховых ускорителей, аналогичных используемым на самолете Су-7.
Рис. 2.64. Проекции одноместного истребителя- перехватчика конструкции П. О. Сухого.
S.E.212 «Дюрандаль» объединения «Сюд-Эст»-одноместный истребитель-перехватчик – Франция, 1956 г.
Рис. 2.65. Опытный образец истребителя-перехватчика «Дюрандаль».
История создания. В начале 50-х годов исследованиями поведения треугольного крыла при сверхзвуковых скоростях полета занимались во Франции, кроме предприятий «Нор» (см. самолеты «Жерфо» и «Гриффон»), также фирмы «Сюд-Эст» и «Дассо». Объединение «Сюд-Эст» (Национальное авиационное опытно-конструкторское объединение «Сюд-Эст», в сокращении SNCASE или, чаще, «Сюд-Эст») начало свою деятельность сразу с разработки сверхзвукового самолета. Модель самолета была продемонстрирована на Парижском салоне в 1955 г., а первое испытание опытного образца состоялось 20 июня 1956 г. Несмотря на многолетние испытания двух опытных образцов S.E.212, они так и не пошли в серийное производство (предпочтение получил самолет «Мираж» III). Тем не менее приобретенный опыт разработки и испытания сверхзвуковых самолетов без горизонтального оперения позволил фирме предпринять разработку проекта самолета «Сюпер-Каравелла», предназначаемого для гражданских авиалиний. Этот проект явился отправной точкой для создания сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».
Описание самолета. «Дюрандаль» относится к классу «модных» в 50-х годах легких сверхзвуковых истребителей-перехватчиков ближнего действия, предназначенных исключительно для охраны промышленных, административных и военных объектов. Из этих соображений особое внимание уделялось обеспечению малой взлетной массы и большой тяги на этапах взлета, подъема и перехвата, что должно было обеспечить самолету высокую скороподъемность и маневренность как у земли, так и на оперативных высотах. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка». Крыло – треугольное, с относительной толщиной профиля 5%, углом стреловидности передней кромки 60° и удлинении 1,92. Механизация крыла отсутствует. Система управления состоит из классического вертикального оперения с рулем направления и элевонов. После первых полетов был установлен нетиповой, подфюзеляжный киль, расположенный в передней части фюзеляжа. Он выполняет роль вертикального дестабилизатора и обтекателя антенны. Шасси – трехстоечное, с шириной колеи 2,34 м, полностью убираемое в фюзеляж. Тормозной парашют находится в контейнере, расположенном над выходным соплом двигателя. Фонарь (откидываемый вверх- назад) выполнен исключительно из плоских стеклянных плит. В качестве вооружения используется одна самонаводящаяся ракета.
Дви гательная установка. Силовая установка комбинированного типа состоит из ТРД и ЖРД. В первом варианте самолет имел турбореактивный двигатель «Атар» 101F-2 фирмы SNECMA тягой 33,34 кН (3400 кГ) и ракетный двигатель SEPR 65 тягой 8,09 кН (825 кГ). Позднее двигатель F-2 был заменен на «Атар» 101G-3 тягой 37,26 кН (3800 кГ) без форсирования и 44,13 кН (4500 кГ) с форсированием. Благодаря высокой тяговооруженности «Дюрандаль» стал вторым (после самолета «Три- дан» II) французским самолетом, у которого величина тяги была больше взлетного веса. Турбореактивный двигатель, устанавливаемый в хвостовой части фюзеляжа, имеет центральный воздухозаборник с острой входной кромкой и поперечным сечением эллиптической формы. Ракетный двигатель установлен под соплом ТРД и несколько выступает за очертания фюзеляжа, в связи с чем он защищен специальным обтекателем. Ракетный двигатель конструктивно объединен с турбореактивным двигателем, который, в частности, обеспечивает работу насосов горючего и окислителя. Запаса топлива хватает на 5 мин непрерывной работы ракетного двигателя, используемого во время взлета и подъема (скороподъемность 200 м/с у земли и 140 м/с на высоте ~ 11000 м) или перехвата в полете со сверхзвуковой скоростью. Топливные баки (емкостью 1500 кг) расположены только в фюзеляже.
