Х-3 фирмы «Дуглас»-одноместный экспериментальный самолет с турбореактивным двигателем-США, 1952 г.

Рис. 2.7. Экспериментальный самолет Х-3.

История создания. Заключенный в 1947 г. фирмой «Дуглас» контракт предусматривал проектирование и строительство самолета для исследований свойств трапециевидных крыльев с малым удлинением и аэродинамического нагрева при полетах со скоростями ? = 2,0-^3,0. Работы по созданию самолета, обозначенного Х-3, продолжались пять лет. За это время фирма исследовала свыше 60 вариантов различных аэродинамических и компоновочных схем самолета и все доступные типы двигательных установок, включая и комбинированные. В своем выборе специалисты остановились на классической схеме планера и двигательной установке, состоящей из двух разработанных к этому времени турбореактивных двигателей J46 фирмы «Вестингауз» с тягой 31,14-37,75 кН. В период создания опытного образца самолета был увеличен диаметр двигателей, и они оказались непригодными для самолета, что привело к необходимости использования двигателей примерно в два раза меньшей тяги. Это не могло не сказаться на характеристиках Х-3, который превратился в самолет, едва достигающий околозвуковой скорости, и был пригоден только для исследования вибраций типа бафтинга. С самолетом Х-3 ВВС США связывали большие надежды, так как считалось, что он должен сыграть важную роль в повышении боевой мощи авиации противовоздушной обороны. Исходя из этих соображений, все данные, касающиеся этого самолета, вначале были тщательно засекречены. После же получения неудовлетворительных результатов испытаний их вообще не стали публиковать.

Создание опытного образца самолета было закончено в ноябре 1951 г. Однако вследствие замены двигательной установки и связанных с ней модификаций конструкции первый полет самолета был совершен 20 октября 1952 г. Испытания проводились до конца 1956 г. В одном из полетов была достигнута максимальная скорость, соответствующая M = 1,25. В процессе проведения исследований выяснилось, что из-за низкой тяговооруженности, большой удельной нагрузки на крыло и высоких скоростей взлета и приземления самолет является небезопасным в эксплуатации, особенно во время взлета и посадки.

Описание самолета. Х-3 представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с прямым трапециевидным крылом, изготовленным с применением ромбовидных профилей относительной толщины около 3% (максимальная толщина расположена на 2/3 хорды).

Крыло оснащено носовыми щитками, элеронами и щелевыми закрылками с внешними узлами навески, размещенными в удлиненных подкрыльевых обтекателях. Благодаря тому что фюзеляж имеет вытянутую переднюю часть, почти треугольное поперечное сечение и балочное завершение, самолету Х-3 было дано прозвище «летающая авторучка». Кабина пилота вписана в геометрический контур средней части фюзеляжа и оснащена ветрозащитным козырьком треугольного сечения, выполненным из двух пластин органического стекла. Кресло пилота (смещенное назад и влево от оси симметрии) в случае аварии катапультируется вниз; оно оборудовано двумя стабилизаторами и автоматом, отделяющим пилота от кресла на высоте 3400 м. При покидании самолета на меньших высотах отделение пилота от кресла происходит по истечении 3 с после катапультирования. Поскольку при расчетной скорости полета (3 М) может произойти значительное повышение температуры конструкции, возникла необходимость использования в кабине кондиционера с водяным испарителем, а также искусственного охлаждения передней части фюзеляжа с помощью принудительной циркуляции топлива под обшивкой. Хвостовое оперение-симметричное, нормальной схемы с управляемым стабилизатором и рулем направления. Управление осуществляется с помощью необратимого гидропривода. Трехопорное шасси с одинарными колесами полностью убирается в фюзеляж.

Рис. 2.8. Проекции экспериментального самолета Х-3.

Самолет Х-3, проектировавшийся как летающая аэродинамическая лаборатория, был оснащен разнообразной контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратурой общей массой около 550 кг. Давления измерялись в 850 точках поверхности самолета, механические напряжения-в 185 точках, а температура – в 150 точках.

Двигательная установка. Два турбореактивных двигателя J34-WE-17 фирмы «Вестингауз» тягой 18,63 кН (1900 кГ) каждый с форсажной камерой размещены в средней части фюзеляжа рядом в горизонтальной плоскости. Между двигателя

ми расположен топливный бак. Боковые нерегулируемые воздухозаборники плоско-овального сечения находятся в верхней части фюзеляжа, непосредственно за кабиной пилота. Воздухозаборники имеют щели для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа. Сопла двигателей, также регулируемые, расположены в конце средней части фюзеляжа, под балочным кронштейном крепления оперения.

Размах крыла, м 6,91

Длина, м 21,78

Высота, м 3,80

Площадь несущей поверхности, м2 15,25

Масса пустого самолета, кг 6 800

Взлетная масса (ном./макс.), кг 12250/13600

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м 2 803/892

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,28/3,65

Максимальное число Маха 1,25

Посадочная скорость, км/ч 320-350