Поиск по сайту

Home Оружейная экзотика Авиация Экспериментальный самолёт Bristol T.188 (Великобритания)

PostHeaderIconЭкспериментальный самолёт Bristol T.188 (Великобритания)


Экспериментальный самолёт Bristol T.188В 1955 г. в Великобритании была образована комиссия для координации работ над сверхзвуковым самолётом. После нескольких лет исследований был сделан вывод о целесообразности разработки самолёта со скоростью примерно M=2. Для самолёта была принята схема «бесхвостка» с треугольным крылом. Из нескольких предварительных проектов был выбран BAC.223, разработанный в 1960 г. фирмой «Bristol», являющейся одним из отделений концерна ВАС. В целях проведения необходимых аэродинамических исследований в это же время была начата разработка экспериментальных самолётов: сверхзвукового Bristol T.188 и дозвукового HP.115 фирмы «Handley Page». Несколько позже развернулись работы и над сверхзвуковым пассажирским самолетом BAC.221. Первые два самолёта предназначались для исследования явлений, сопутствующих строго определенным скоростям, а третий - для определения свойств оживального крыла как наиболее подходящего для пассажирского самолёта.


Первые данные о самолёте Bristol T.188 были опубликованы в октябре 1958 г., модель была показана в 1960 г., первый опытный образец был построен в 1961 г., а его облёт совершен 14 апреля 1962 г. В общей сложности были построены два опытных образца (второй облетан 29.04.1963 г.). Программа разработки самолета включала исследования (на ракетных моделях) вибраций крыла с двигательными гондолами. Информация о результатах таких лётных испытаний в широком диапазоне скоростей телеметрически передавалась на землю. Самолёт предназначался в основном для исследования аэродинамического нагрева, работы турбореактивных двигателей, их воздухозаборников и воздушных каналов при больших сверхзвуковых скоростях полета.

Экспериментальный самолёт Bristol T.188 Экспериментальный самолёт Bristol T.188

Самолёт Bristol T.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 самолёта 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.

Экспериментальный самолёт Bristol T.188 Экспериментальный самолёт Bristol T.188

На самолёте Bristol T.188 используются два турбореактивных двигателя «Gyron Junior» 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).

Тактико-технические характеристики Bristol T.188
Экипаж, чел   1
Размах крыла, м   10.69
Длина, м   21.64
Высота, м   4.06
Площадь крыла, м2   36.79
Масса, кг   
- пустого самолета   12701
- нормальная взлетная   17022
Тип двигателя   2 ТРД De Havilland Gyron Junior DGJ.10
Тяга нефорсированная, кгс   2 х 6350
Максимальная скорость , км/ч   2010 (M=1.88)
Практическая дальность, км   500

 
Кто на сайте
Сейчас 296 гостей онлайн

Наша группа ВК - Dogswar.ru

Рейтинг@Mail.ru