Пятидесятые годы для советской авиационной промышленности были особо
урожайными в связи с созданием новых турбореактивных двигателей и самолетов с
ними. Западные авиационные державы, почивая на лаврах послевоенных достижений,
вроде бы тоже не стояли на месте. Однако уже в начале 30-х годов по основным
летно -техническим характеристикам самолетов они шагали с нашими если не в ногу,
то определенно без внушительного опережения.
Имея несоизмеримо лучшую и более оснащенную научно-экспериментальную базу и
значительно более высокую культуру производства, самолетостроители этих стран к
своему крайнему удивлению вынуждены были предстать перед фактом, что к середине
50-х годов боевая авиация СССР по многим показателям не только вышла на мировой
уровень, но порой даже превосходила его. Это подхлестнуло многих, и западные
специалисты окунулись в исследования новых схем и энергетических возможностей
сверхзвуковых самолетов более интенсивно.
Так, английская самолетостроительная фирма Бристол в рамках программы по
созданию сверхзвукового транспортного самолета, намеченной концерном ВАС, в 1955
г. начала поиск новых инженерных решений, связанных с отработкой схемы
аэродинамической компоновки, конструкции и основных материалов будущего
самолета, которые были бы приемлемы для скоростей полета, соответствующих числу
М > 2. Развитие боевой авиации требовало от науки более серьезного взгляда
вперед, в сторону еще больших значений скорости, под стать числам М = 2,5-3 и
высот полета порядка 20 000-25 000 м.
Первые сведения о новом экспериментальном самолете "188" были обнародованы в
1958 г., и вскоре на одном из авиасалонов была показана масштабная модель этого
аппарата. Во время постройки первого экземпляра "Тип 188.01" в журнале
королевских ВВС "Флаинг Ревю" были опубликованы его основные параметры с общим видом в трех проекциях, краткие сведения о конструкции и
материалах, а также характеристики силовой установки под бравурным заголовком:
"Впервые три Маха! И это в Британии!"
Экспериментальный аппарат строился в 1961 г. Первый полет на
"Тип 188" совершил
шеф-пилот фирмы Бристол Годфри Оути 14 апреля 1962 г. Для проведения летных
исследований строили два самолета. Дублер был поднят в небо 29 апреля 1963 г.
тем же летчиком.
По схеме, продиктованной аэродинамической компоновкой,
"Т. 188" представлял
собой нормальный среднеплан с "удлиненным, великолепно обтекаемым фюзеляжем",
прямым крылом малого удлинения и Т-образным хвостовым оперением. Фюзеляж имел
овальные (яйцеобразные) поперечные сечения. Носовая и хвостовая части фюзеляжа
были выполнены в виде конусов аналогичных сечений, сходящихся на нет в крайней
передней и задней точках. В зоне сопряжения передней конической части с
центральной цилиндрической частью корпуса была устроена гермокабина летчика,
снабженная наддувной системой кондиционирования и катапультируемым сиденьем. На
участке перехода цилиндрических контуров в хвостовой конус по бортам фюзеляжа
были установлены тормозные щитки. С левой стороны хвостовой части фюзеляжа на
горизонтальном пилоне была пристроена гондола тормозного парашюта.
Форма крыла в плане была выбрана на основе многолетних натурных экспериментов.
Его передняя кромка представляла собой ломаную линию, в пределе близкую к
эллиптической кривой. При нестреловидном (прямом) центроплане консоли крыла
имели переменную стреловидность по передней кромке от 38* в корне у гондол ТРД
до 64* на концевых балансирах элеронов. Для улучшения обтекания центроплана его
ребро атаки имело четыре наплыва с обратной стреловидностью (-45*).
Аэродинамические продувки показали, что принятая форма передней кромки крыла по
размаху обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики на дозвуке и трансзвуке, а также небольшое волновое сопротивление на сверхзвуковых
скоростях. В процессе лабораторных исследований и испытательных полетов было
установлено, что перемещение центра давления крыла назад (при достижении и
дальнейшем превышении числа М = 1) несколько снижается за счет переменной
стреловидности и тонкого профиля (4%) и применение прямого крыла малого
удлинения целесообразно для скоростей, превышающих скорость звука в 1,8 раза.
Силовая установка
"Т. 188" состояла из двух ТРД фирмы Бристол-Сиддли "Джайрон
Юниор". Каждый из них развивал тягу 4535 кгс у земли, 6350 кгс при включении форсажной камеры на высоте 10 500 м (М= 1,8) и 9000 кгс на высоте 12000 м (М =
2,5). Входное устройство каждого двигателя имело подвижный центральный конус,
противопомпажные створки и управляемый сопловый аппарат. Длина гондолы в
исходной конфигурации 9,5 м, диаметр 1,15 м.
Программа исследований
"Т. 188" заключала вопрос оптимизации взаимного
расположения воздухозаборников ТРД относительно носового заострения фюзеляжа и
законцовок крыла. Модульная конструкция гондол двигателей позволяла изменять
положение воздухозаборников по продольной оси за счет сменных кольцевых секций
(модулей) различной длины и таким образом трансформировать
аэродинамическую компоновку самолета поэтапно, от полета к полету.
Систему ударных волн, садящихся на носовом коке фюзеляжа, было возможно использовать для
дополнительного поджатая потока в воздухозаборниках. Такое явление характерно
для конкретной скорости полета машины, когда конический скачок уплотнения
проходит через плоскость воздухозаборника и при незначительном изломе у обечаек
гондол присоединяется к законцовкам крыла. Такой режим полета считался наиболее
экономичным при М=3.
Волновой кризис на
"Т. 188" преодолевался с помощью форсажа двигателей либо за
счет использования дополнительных ускорителей. Изменению продольной балансировки
можно было противопоставить только быструю автоматическую перекачку топлива из
передних баков в хвостовые. Это привело к тому, что самолет, при всех его
энергетических возможностях, на расчетные значения скоростей не вышел и
эксперименты с ним были прекращены.
В отличие от ОКБ-256 П. В. Цыбина, фирме Бристол работать никто (по большому
счету) не мешал - ни влиятельные конкуренты, ни ракетчики-космонавты, ни
собственное правительство... Экспериментальный самолет "Т. 188" пал жертвой
своего же несовершенства, не испытав на себе и своих создателях
чудовищного воздействия социалистического соревнования, как это
случилось с "PC", "PCP" и ОКБ завода N° 256.
Описание самолета.
Т.188 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан, имеющий прямое крыло с относительной толщиной 4% и переменной кривизной передней
кромки. Угол стреловидности передней кромки изменяется от 9° (на участках крыла между гондолами и фюзеляжем) до 38° (за
гондолами) и 64 (в концевых частях). Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся
между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена путем
значительного ее выдвижения вперед. Как показывают исследования в аэродинамической трубе,
применение передней кромки такого типа на прямом крыле позволяет получить хорошие аэродинамические характеристики в области
околозвуковых скоростей и малое волновое сопротивление при полете со
сверхзвуковыми скоростями. Крыло оснащено закрылками (между гондолами) и
элеронами с роговой компенсацией. Последние можно рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов
крыла) с обычными закрылками. Такое конструктивное решение обеспечивает высокую
эффективность управления во всем диапазоне рабочих скоростей и малые управляющие усилия. Система управления элеронами обладает
передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в диапазоне + 12,5°
при малых скоростях (до М = 0,3) и постепенное уменьшение угла до + 4,8" при возрастании
скорости полета до крейсерской. Аналогичная система управления с регулируемым передаточным отношением использована в каналах
рыскания и тангажа (от + 25 до + 1,5°). Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме
с управляемым стабилизатором.
Фюзеляж большого удлинения с овальной формой поперечного сечения позволяет разместить пилота в сидячем положении, а
колеса главных стоек шасси - в вертикальном положении. В хвостовой части фюзеляжа
расположены два тормозных щитка, а в его конце - контейнер с парашютом. Шасси трехстоечное. Передняя стойка - со спаренными колесами - убирается вперед, главные-с одинарными - в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во
время убирания главных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на
90°.
Планер самолета почти полностью выполнен из нержавеющей стали с применением клепки и сварки. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения наружных (под
воздействием аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) элементов конструкции использованы легкие сплавы. Стенки
лонжеронов выполнены из гофрированной стали.
Двигательная установка. На самолете используются два турбореактивных
двигателя "Джайрон Джуниор" DGJ.10R фирмы "Бристоль-Сиддли" тягой 44,47 кН (4535
кГ) каждый. Использование форсажной камеры, работающей при температуре 2000 К, позволяет увеличить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М = 2,5 на высоте 12000 м
тяга форсированного двигателя составляет 88,26 кН (9000 кГ). Двигатели размещены в цилиндрических гондолах (диаметром ~ 1,2 м) с
регулируемыми лобовыми воздухозаборниками и впускными и выпускными створками. Взаимное расположение воздухозаборников и
заостренной носовой части фюзеляжа таково, что система косых скачков уплотнения оказывается оптимальной при больших сверхзвуковых скоростях полета. Значительное выдвижение
передних частей гондол вперед по сравнению с передней кромкой крыла, а также
использование модульной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют легко заменять воздухозаборники, а в перспективе даже и двигатели (в зависимости от
результатов испытаний).
экспериментальные
T.188
ЛТХ
Авиация
и Космонавтика. Ивнамин Султанов. От "РС" до "SR"
Уголок неба. 2008
