Nord 1500 Griffon - экспериментальный самолет, разработанный французской фирмой Nord Aviation. Работы по созданию самолета начались в 1953 г., а испытание первого летного образца было проведено уже 20 сентября 1955 г (этот экземпляр самолета имел обозначение 1500-01 Griffon I) Его окончательная конструкция была выбрана в результате многочисленных испытаний опытного планера Arsenal 1301, разработанного конструктором Ж. Гальтье. Самолет 1500-01 был оснащен турбореактивным двигателем Atar 101Р с форсажной камерой фирмы SЕСМА. В результате проведенных испытаний было установлено, что выбранная принципиально новая аэродинамическая схема самолета с дестабилизатором, распо ложенным в передней части фюзеляжа, характеризуется прекрасными летными качествами при малых скоростях полета, и в 1956 году было начато строительство второго летного образца 1500-02 (Griffon II), предназначавшегося для полетов со сверхзвуковыми скоростями. Облет нового самолета, оснащенного турбореактивным двигателем Atar 101Е-3, который находился в тракте ПВРД диаметром 1,37 м, был проведен 23. 01. 1957 г. При работающем прямоточном воздушно-реактивном двигателе этот самолет достиг рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25. 02. 1959 г по замкнутой 100-километровой траектории) и 2330 км/ч (полет 6. 10. 1959 г на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 15 250 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответствующая М = 2,19. За все время разработки самолета было построено только два летных образца, испытания которых проводились и в начале 60-х годов. Из экономических и военных соображений, а также по причине сложности комбинированного турбопрямоточного двигателя работы над самолетом были прекращены.

Описание самолета. Griffon представляет собой построенный по схеме "бесхвостка" одноместный среднеплан с треугольным крылом и дополнительной дестабилизирующей поверхностью, расположенной в передней части фюзеляжа. Крыло с углом стреловидности передней кромки 60° и удлинением 2,05 изготовлено с применением симметричных профилей относи- тельной толщиной 4,5°о и оснащено расположенными вблизи корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при больших углах атаки (соответствующих посадке) на концах треугольного крыла происходит интенсивный отрыв потока, что снижает эффективность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев - двухлонжеронная, причем оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета Концы лонжеронов соединены наклонной про- дольной стенкой, к которой крепится носок крыла. Ориентированные по направлению потока нервюры соединены со стенками лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими необходимую жесткость обшивки, толщина которой меняется вдоль размаха. Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из алюминиевого сплава и рассчитано на пере грузку 9,75.

Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси передней части фюзеляжа) находятся неподвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности передней кромки 65°, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2. Эти плоскости выполняют две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших - преимущественно сверхзвуковых - компенсируют перемещение центра давления крыла назад, создавая при этом дополнительную подъемную силу спереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается перемещение центра давления самолета назад, а тем самым балансировочное сопротивление и нагружение крыла.

Фюзеляж самолета состоит из двух частей- передней и основной. В передней части фюзеляжа (с многослойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная вместе с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Первоначально планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться целиком. Поэтому она крепится лишь с помощью четырех болтов.

Тем не менее в опытных образцах самолета были использованы обычные катапультируемые сиденья, однако их использование было возможным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось необходимое давление. Основная часть фюзеляжа почти полностью занята каналом воздушно-реактивного двигателя. Между корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа расположены ниши уборки передней и главных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя - назад), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы. Конструкция фюзеляжа - балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления переднего лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и передний узел навески турбореактивного двигателя. Внутренняя обшивка обеспечивает необходимую форму канала прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а внешняя принимает на себя нагрузку от изгиба и скручивания фюзеляжа. Над воздухозаборником, по обеим сторонам фюзеляжа, расположены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло. В самолете Griffon I задняя часть фюзеляжа выполнена с большим сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые по причине большого угла развала во многих источниках ошибочно назывались дополнительным горизонтальным оперением. Исследования показали, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Поэтому в самолете Griffon II от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.

Вертикальное оперение - классическое, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля - двухлонжеронная, а руля - многослойная. В самолете Griffon I концевые обтекатели оперения использованы как контейнеры для двух тормозных парашютов. В самолете Griffon II предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном непосредственно под рулем), а в концевых обтекателях оперения размещены антенны радиостанции.

На первом опытном экземпляре самолета (Griffon I) установлен турбореактивный двигатель Atar 101Р фирмы SNЕСМА тягой 37,26 кН (3800 кГс) при форсировании, расположенный внутри воздушного канала диаметром 1,37 м. Двигательная установка самолета Griffon II представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с необходимым оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг). Турбореактивный двигатель Atar 101 Е-3 тягой 34,32 кН (3500 кГс), без форсажной камеры, расположен соосно с прямоточным воздушно-реактивным двигателем в специальном кожухе, приспособленном для работы внутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая вместе с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Во время полета с М = 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГс) на высоте 15000м и 24,52 кН (2500 кГс) на высоте 18000м. Совместный воздухозаборник не регулируется.

ЛТХ:

Модификация	Griffon II
Размах крыла, м	8.12
Длина, м	15.72
Высота, м	4.00
Площадь крыла, м2	32.00
Масса, кг
пустого самолета	4350
нормальная взлетная	6900
максимальная взлетная	7065
Тип двигателя	1 ТРД SNECMA Atar 101G-3
Тяга, кН	1 х 34.32
Максимальная скорость , км/ч	2336 (М=2.19)
Крейсерская скорость, км/ч	970
Практическая дальность, км	750
Скороподъемность, м/мин	3000
Практический потолок, м	18000
Экипаж, чел	1

Доп. информация :

Фотографии:  Griffon I  Griffon II  Griffon II  Griffon II  Griffon II  Griffon II  Griffon II   Схемы:  Griffon II

Список источников:

Эдмунд Цихош. Сверхзвуковые самолеты Prototypes.com. Nord 1500 Griffon Aviafrance. Un siecle d'aviation francaise. Nord Aviation 1500 'Griffon' 2 Jean-Noel Passieux. Avions experimentaux . Nord 1500 Griffon Docavia. Jean Cuny. Les Avions de combat francais

Уголок неба. 2004