Литмир - Электронная Библиотека
Содержание  
A
A

Описание самолета. Т-38 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с прямым трапециевидным крылом относительной толщины 4,8% и положительным углом стреловидности передней кромки 24°. Задняя кромка имеет небольшую отрицательную стреловидность. Коэффициент сужения крыла более 2. Крыло-моноблок оснащено элеронами и щелевыми закрылками, отклоняемыми электроприводом в диапазоне 0-44° и блокируемыми в произвольном положении.

Удлиненный фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей. Контур его плоской нижней части образован тремя дугами. Плоская форма фюзеляжа во взаимодействии с крылом способствует созданию подъемной силы. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования и кабина экипажа с местами друг за другом. Трехсекционный фонарь кабины состоит из открываемой вверх-вперед передней и вверх-назад средней и задней частей. В центральной части фюзеляжа располагаются топливные баки и два двигателя, расположенные рядом в горизонтальной плоскости. Небольшая длина двигателей позволила применить скошенную линию разъема центральной и хвостовой частей фюзеляжа. На хвостовой части установлен лишь управляемый стабилизатор. Классическое вертикальное оперение с небольшим рулем направления и дефлектором на конце киля крепится с помощью двух узлов к силовым шпангоутам центральной части фюзеляжа. На нижней поверхности этой части фюзеляжа размещены два тормозных щитка, которые могут отклоняться с помощью гидропривода в диапазоне 0-50°. В системе управления использованы бустеры и автоматы загрузки командных рычагов, работающие в зависимости от скорости полета и угла отклонения ручки управления и педалей. Передаточное отношение от органов управления к рулям меняется в зависимости от положения шасси. В канале тангажа применен демпфер низкочастотных продольных апериодических и периодических колебаний. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, а главные-в крыло, вдоль размаха. При этом стойки убираются в консоли крыла, а колеса-в нижнюю часть фюзеляжа. Самолет не имеет вооружения.

Двигательная установка. Первые два опытных образца были оснащены двумя турбореактивными двигателями YJ58-GE-1 фирмы «Дженерал электрик» с форсажными камерами. На последующих опытных экземплярах и серийных самолетах устанавливались двигатели J85-GE-5 тягой 11,12 кН (1134 кГ) без форсирования и 17,12 кН (1746 кГ) с форсированием. Воздухозаборники – боковые, дозвуковые, нерегулируемые, с выдвинутой вперед верхней кромкой. Каждый из двух топливных баков, расположенных в центральной части фюзеляжа, питает, как правило, свой двигатель, однако при необходимости имеется возможность подсоединения любого бака к любому двигателю. Система питания обеспечивает работу двигателей при пикировании или «горке» под углом 90°, в планирующем полете с углом скольжения до 25°, а также, с некоторыми ограничениями, в перевернутом полете.

Сверхзвуковые самолеты - pic_246.jpg

Рис. 2.93. Проекции учебно-тренировочного самолета «Тэлон» Т-38.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 7,70

Длина, м 14,13

Высота, м 3,92

Площадь несущей поверхности, м 15,79

Масса пустого самолета, кг 3475

Максимальная взлетная масса, кг 5485

Максимальная посадочная масса, кг 5485

Емкость внутренних топливных баков, л 2206

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 347

Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,60

Максимальное число Маха 1,23

Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1306

Полетная скорость на высоте 11000 м, км/ч 935

Вертикальная скорость, м/с 152

Практический потолок, м 16 335

Перегоночная дальность, км 1815

Длина разбега, м 756

Взлетная дистанция при максимальной массе, м 1128

Длина пробега, м 930

Посадочная дистанция при максимальной массе, м 1372

«Мираж» IVA фирмы «Дассо» – двухместный бомбардировщик стратегической авиации – Франция, 1959 г.

Сверхзвуковые самолеты - pic_247.jpg

Рис. 2.94. Стратегический бомбардировщик «Мираж» IVA во время взлета.

История создания. В 1956 г. Франция приступила к разработке собственного ядерного оружия, в результате чего были созданы так называемые ядерные силы устрашения. Первое поколение соответствующих средств было приведено в боевую готовность в середине 1966 г.; в их состав вошли стратегические бомбардировщики «Мираж» IVA (носители атомных бомб) и само- леты-заправщики «Боинг» KC-135F. В конце 70-х годов планировалось заменить их вторым поколением сил устрашения – баллистическими ракетами. Заказ на разработку и строительство опытного образца самолета, способного нести атомную бомбу, фирма «Дассо» получила в апреле 1958 г. Для того чтобы ускорить реализацию программы, в основу нового самолета были заложены аэродинамическая и конструктивная схемы ранее созданного истребителя «Мираж» III при некотором увеличении габаритов и массы и соответствующей замене оборудования. Опытный образец с обозначением «Мираж» IV-01 (два двигателя «Атар» 09В, взлетная масса около 25 000 кг) был построен уже в декабре 1958 г., наземные испытания были проведены в феврале, а облет состоялся 17 июня 1959 г. Во время 33-го полета были достигнуты M = 2,0 и высота 18 000 м. Ввиду хороших летных качеств самолета в 1960 г. были заказаны еще 3 предсерийных образца, первый из которых был облетан 12.10.1961 г., а последний-23.01.1963 г. Серийное производство самолета началось в 1963 г. За период с 1964 по 1967 г. в воинские подразделения поступило 62 самолета «Мираж» IVA (проект модификации В, с большей взлетной массой и новой силовой установкой, так и не был реализован). На опытном образце 01 в 1960 г. был установлен рекорд скорости (1822,0 км/ч) в полете по замкнутому 1000-км маршруту.

Описание самолета. «Мираж» IVA представляет собой свободнонесущий моноплан без горизонтального оперения с тонким среднерасположенным треугольным крылом, имеющим угол стреловидности по передней кромке 60°. Крыло изготовлено с применением профилей относительной толщины 3,8% в корневых частях и 3,2% в концевых частях. Крыло с щелевым уступом передней кромки оснащено независимыми управляющими поверхностями двух типов: элеронами и рулем высоты. Элероны размещены во внешних частях крыла, а руль высоты-в околофюзеляжных. Управление этими поверхностями осуществляется с помощью необратимых гидравлических усилителей. Из-за малой строительной высоты крыла по линии навески элеронов и рулей сервомоторы размещены за его контуром (в профилированных обтекателях). Такого рода конструктивное решение (непосредственное крепление штока плунжера гидроусилителя к управляемой поверхности) является весьма удачным (с точки зрения массы самолета и его эксплуатации) и почти не увеличивает аэродинамического сопротивления самолета. На верхних и нижних поверхностях крыла, в непосредственной близости от передней кромки его околофюзеляжных частей, размещены тормозные щитки.

Сверхзвуковые самолеты - pic_248.jpg

Рис. 2.95. Проекции стратегического бомбардировщика «Мираж» IVА.

Обтекаемой формы фюзеляж, несколько сужающийся вблизи центра тяжести самолета, состоит из двух различающихся (формой поперечного сечения) частей: носовой конусообразной (вначале круглого, а затем овального сечения) и хвостовой (почти прямоугольного сечения с закругленными углами). В передней части находится приборный отсек и кабина экипажа с местами для пилота и штурмана, оснащенная британскими катапультируемыми сиденьями типа «Мартин Бейкер» Мк 44 (изготовляемыми по лицензии во Франции на предприятиях «Испано-Сюиза») и закрываемая отдельными открывающимися вверх фонарями. В целях улучшения наблюдения за экранами радиолокационной станции задний фонарь снабжен затемняющей шторкой. В центральной и хвостовой частях фюзеляжа находятся каналы подачи воздуха к двигателям, сами двигатели, топливные баки, оборудование, бомбовой отсек, ниши уборки главных стоек шасси и т. д. Эти части фюзеляжа спроектированы в соответствии с правилом площадей. Из-за большого поперечного сечения фюзеляжа и небольшого продольного сечения крыла имеющееся сужение фюзеляжа почти не заметно. Конструкция фюзеляжа-классическая, полумонококовая. В его центральной и хвостовой частях имеются силовые шпангоуты, к которым крепятся лонжероны крыла. К последнему силовому шпангоуту крепятся задние лонжероны крыла и главный лонжерон киля. Шасси-трехстоечное; главные стойки убираются в крыло (их тележки-в фюзеляж). Передняя стойка полностью убирается назад, в фюзеляж. Она оборудована внутренним амортизатором и спаренными колесами (давление в пневматиках 0,8 МПа). Главные стойки шасси (также с внутренними амортизаторами) оснащены четырехколесными тележками (давление в пневматиках 1,2 МПа). Колеса переднего и главного шасси идентичны по конструкции.

98
{"b":"240304","o":1}