Сверхзвуковые самолеты - Цихош Эдмунд - Страница 68

В системе поперечного управления использованы элероны с внутренней аэродинамической компенсацией, а также интерцепторы, расположенные на нижней поверхности консолей крыла.

Интерцепторы взаимодействуют с элеронами таким образом, что при отклонении элерона вниз на этом же полукрыле выдвигается интерцептор. Вертикальное оперение – классическое, стреловидное, с рулем направления постоянной толщины. В опытных и первых серийных самолетах применялось классическое горизонтальное оперение, располагавшееся на киле, по аналогии с самолетами МиГ-15 и МиГ-17. Малая эффективность такого оперения при сверхзвуковых скоростях заставила разместить (начиная с модификации МиГ-19С) стабилизатор на фюзеляже и сделать его управляемым. В системе рулевого управления применены гидроусилители, питаемые от отдельной установки.

Вследствие использования в самолете двух- двигательной силовой установки его фюзеляж имеет в передней части круглое поперечное сечение, а в хвостовой овальное с уменьшающейся боковой поверхностью.

В целях повышения путевой устойчивости была увеличена площадь вертикального оперения за счет устройства килевого гребня, а также применения подфюзеляжного киля. Кабина пилота имеет стационарное переднее остекление и подвижной фонарь. В первых модификациях самолета использовался неразъемный, перемещаемый продольно фонарь; в последних же нашли применение фонари со стационарной задней и отодвигаемой в сторону передней частью.

Начиная с модификации МиГ-19С, в самолетах используются катапультируемые сидения с телескопическим выбрасывающим механизмом, обеспечивающим более безопасное покидание самолета при больших скоростях полета. Шасси трехстоечное с одинарными колесами. Передняя стойка убирается в носовую часть, главные стойки-в ниши крыла. Самолет (начиная с модификации С) оснащен трехсекционными тормозными щитками и тормозным парашютом, который располагается в отсеке нижней хвостовой части фюзеляжа.

Двигательная установка. В самолете использована система двух двигателей небольшого диаметра, расположенных в горизонтальной плоскости. На опытных экземплярах самолета применялись двигатели АМ-5 и АМ-5Ф, а в самолетах серийного производства – турбореактивные двигатели РД-9Б тягой 25,99 кН (2650 кГ) без форсирования и 31,87 кН (3250 кГ) с форсированием. Внутреняя топливная система (фюзеляжные и крыльевые баки) может быть дополнена двумя баками, подвешиваемыми под крылом. Воздухозаборник-центральный, нерегулируемый, с перегородкой, делящей входной канал на две части. Для обеспечения способности самолета в модификации МиГ-19П выполнять благодаря использованию бортовой РЛС ночные полеты в неблагоприятных атмосферных условиях оказалось необходимым переделать переднюю часть фюзеляжа. Эта переделка прежде всего коснулась воздухозаборника, где была помещена антенна. Поэтому пришлось изменить контур кромки заборника, выдвинув ее верхнюю часть вперед, а в перегородке разместить конусообразный обтекатель антенны.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из трех (МиГ-19С) или двух (МиГ-19П) пушек НР-30 (калибр 30 мм), размещенных в околофюзеляжных частях крыла (с зарядными лентами, уложенными вдоль передней кромки), а также в перегородке воздухозаборника (самолет МиГ-19ПМ не имел стрелкового оружия). Самолет оснащен четырьмя подкрыль- евыми пилонами, на которых крепятся ракеты, бомбы и контейнеры со снарядами.

Размах крыла, м 9,2

Длина, м 12,6

Высота, м 3,88

Площадь несущей поверхности, м2 25,0

Масса пустого самолета, кг 5172

Взлетная масса (ном./макс.), кг7500/8500

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 300/340

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,17/1,34

Максимальная скорость на высоте 10000 м, км/ч 1450

Полетная скорость с грузом на наружных подвесках, км/ч 950

Взлетная скорость, м/с 120

Максимальный потолок, м 18 700

Радиус действия (ном./макс.), км 1390/1800

«Тридан» фирмы SNCASO – одноместный истребитель-перехватчик- Франция, 1953 г.

Рис. 2.13. Истребитель-перехватчик «Тридан» I.

История создания. В начале 50-х годов французская промышленность приступила к созданию серии легких истребителей различных аэродинамических схем с прямыми, стреловидными и треугольными крыльями, с реактивными двигателями различных типов (газотурбинными, ракетными и т.п.), в том числе с комбинированными двигательными установками. Первым из этой серии был опробован самолет «Тридан», а впоследствии и самолеты «Жерфо», «Гриффон» фирмы «Нор», «Мираж» фирмы «Дассо», «Дюрандаль» фирмы «Сюд-Уэст» и 022 фирмы «Ледюк». Свои первые работы над самолетом-перехватчиком с большой скороподъемностью фирма SNCASO (Национальное авиационное промышленное объединение «Сюд- Уэст») начала в 1948 г. Результатом разработок явился самолет S.0.9000 «Тридан» (названный впоследствии «Тридан» I) с комбинированной (турборакетной) двигательной установкой, на котором 2 марта 1953 г. совершен пробный полет. В декабре 1955 г. самолет достиг скорости, соответствующей M = 1,7.

На основе результатов летных испытаний двух опытных образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра усовершенствованной конструкции S.0.9050 «Тридан» II. Испытание первого из них (с турбореактивным двигателем) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолета и с ракетным двигателем. В 1955 г. фирма получила заказ на изготовление 6 самолетов для эксплуатационных испытаний (облет первого из них состоялся 3.05.1957 г.). Во время полетов была достигнута расчетная скорость (в горизонтальном полете равная ~ 2000 км/ч), а также установлено несколько мировых рекордов по скороподъемности и высоте. В процессе летных испытаний произошли две катастрофы (в 1956 г.-во время посадки, а в 1957 г.-во время взлета), которые, по всей вероятности, повлияли на то, что в серийное производство был принят самолет «Мираж», хотя предполагалось, что «Тридан» II станет основным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.

Описание самолета. «Тридан» I представляет собой построенный по классической схеме средне- план с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками. Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%. Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором. При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолета лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3. В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолета «Тридан» II оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°. Другой характерной особенностью самолета «Тридан» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.

В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель. В самолете «Тридан» I была применена негерметичная кабина (пилот для полета надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолета и стабилизироваться специальным парашютом. Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолете «Тридан» II применены герметичная кабина и катапультируемое сидение. Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).