Сверхзвуковые самолеты - Цихош Эдмунд - Страница 101

Рис. 2.99. Экспериментальный самолет Х-15А-2 с подвесным топливным баком.

Описание самолета. Х-15А представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиусом ~ 6 мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах. Крыло выполнено без кручения, а угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки. Система управления-комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая). Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзеляжный). Каждый киль имеет неподвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и отбрасывается перед посадкой. Неподвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отклонения щитков на угол 90° при полете с M = 2 на высоте 18 000 м тормозная сила достигает значения 53,94 кН (5500 кГ), а на высоте 46 000 м при M = 5,0 ее значение составляет 9,81 кН (1000 кГ). Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и клиновидный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные характеристики самолета при полетах на высоте свыше 36 000 м. Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (4 сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (2 сопла управления по тангажу и 2 управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу ~44,5 даН (45,4 кГ), а по крену ~ 17,8 даН (18,2 кГ). В целях увеличения безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы. Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо: аэродинамической-с помощью обычной ручки управления и педалей, а реактивной-двумя расположенными по бокам кабины рычагами.

Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса с овальным сечением; в ней размещается кабина пилота с монолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм.

Рис. 2.100. Х-15А под крылом самолета-носителя «Боинг» В-52.

Рис. 2.101. Х-15А-2 в полете после сброса подвесных баков.

Стекла разделены между собой воздушным пространством. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь открывается вверх-назад. Кабина оснащена катапультируемым сиденьем с двумя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия большого динамического давления. Пилот выполняет полет в высотном скафандре, изготовленном из пятислойной ткани, покрытой алюминиевой краской. В случае аварии на больших высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы выполняет роль капсулы. После этого пилот совершает обычное катапультирование. Носовая часть фюзеляжа второго опытного образца сначала имела заостренный передний обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в результате проведенной модификации всем самолетам были приданы «тупые носы», более оправданные при полетах с большими скоростями.

Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами. Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и двигателем. В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы оборудования и ниши уборки главных стоек шасси. Шасси – трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка-со спаренными колесами, главные-со стальными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной тележке.

Рис. 2.102. Проекции экспериментальных самолетов с ракетным двигателем Х-15А и Х-15А-2.

Основной целью проводившихся на Х-15 экспериментов являлось исследование условий полета на больших скоростях в верхних слоях земной атмосферы, и прежде всего исследование влияния больших скоростей и высоких температур на конструкцию планера и механические свойства материалов, оценка надежности контрольно-измерительной аппаратуры, управляемости самолета, связи с контрольными пунктами, реакции человека на состояние невесомости и перегрузок при возвращении на землю и т.п. Все это обусловило применение разнообразного оборудования и специальной конструкции планера самолета. Контрольно-измерительная аппаратура самолета (массой около 600 кг) насчитывала 650 датчиков температуры, 104 датчика аэродинамических сил и 140 датчиков давления, регистратор показаний 15 приборов кабины пилота, регистратор физиологических измерений и т.д. Все измеряемые данные посредством телеметрии передавались на землю. Для обеспечения работоспособности конструкции в условиях аэродинамического нагрева планер был выполнен из нержавеющей стали, сплавов никеля, титана и других жаропрочных материалов. Наибольшее применение нашел сплав инконель-Х, сохраняющий свои прочностные характеристики до температуры 590°С. Из него были выполнены обшивка, лонжероны крыла и переборки внутри баков, а также толстые носки крыла и оперения. Характерной особенностью планера Х-15 является широкое применение сварки. Этим методом выполнено около 65% всех соединений. Для лучшего отвода тепла с поверхности самолет покрашен специальной черной силиконовой краской, которая кратковременно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С. Самолет рассчитан на семикратные перегрузки (выполнение маневров в атмосфере допускается с перегрузкой 4).

Двигательная установка. На первом опытном образце (№ 2) были опробованы (в разных полетах) два четырехкамерных ракетных двигателя на жидком топливе фирмы «Риэкшн моторз» XLR-11 тягой 35,59 кН x 4 (3629 кГ x 4). На следующих двух опытных образцах уже устанавливались однокамерные двигатели (XLR99-RM-1 – на одном и XLR99-RM-2-Ha другом). На высоте 13 700 м однокамерный двигатель развивал максимальную тягу 253,55 кН (25 855 кГ); он имел диапазон регулирования тяги от 102,31 кН (10 433 кГ) до 266,90 кН (27 216 кГ). Двигатель XLR-11 работал на спирте и жидком кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а двигатель XLR99-RM-l/2-Ha аммиаке и жидком кислороде. Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытном образце Х-15А-2 была дополнена двумя подвесными баками (длиной 6,70 м и диаметром 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода). Заправка топливом осуществляется перед стартом Х-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы двигателя топливо сначала расходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах. Использование дополнительных топливных баков позволило увеличить время работы двигателя с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) используются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые располагаются за кабиной пилота. Кроме баков аммиака, жидкого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом двигателя в опытном образце Х-15А-2) размещены баллоны со сжатым гелием, используемым для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива, и жидким азотом, используемым в системе охлаждения кабины.