«Гриффон» фирмы «Нор авиасьон» – одноместный истребитель- перехватчик – Франция, 1955 г.

История создания. Работы по созданию самолета начались в 1953 г., а испытание первого летного образца было проведено уже 20 сентября 1955 г. (этот экземпляр самолета имел обозначение 1500-01 «Гриффон» I). Его окончательная конструкция была выбрана в результате многочисленных испытаний опытного планера «Арсеналы) 1301, разработанного конструктором Ж. Гальтье. Самолет 1500-01 был оснащен турбореактивным двигателем «Атар» 101F с форсажной камерой фирмы SNECMA. В результате проведенных испытаний было установлено, что выбранная принципиально новая аэродинамическая схема самолета с дестабилизатором, расположенным в передней части фюзеляжа, характеризуется прекрасными летными качествами при малых скоростях полета, и в 1956 г. было начато строительство второго летного образца 1500-02 («Гриффон» II), предназначавшегося для полетов со сверхзвуковыми скоростями. Облет нового самолета, оснащенного турбореактивным двигателем «Атар» 101Е-3, который находился в тракте ПВРД диаметром 1,37 м, был проведен 23.01.1957 г. При работающем прямоточном воздушно-реактивном двигателе этот самолет достиг рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25.02.1959 г. по замкнутой 100-километровой траектории) и 2330 км/ч (полет 6.10.1959 г. на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 15 250 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответствующая ? = 2,19. За все время разработки самолета было построено только два летных образца, испытания которых проводились и в начале 60-х годов. Из экономических и военных соображений, а также по причине сложности комбинированного турбопрямо- точного двигателя работы над самолетом были прекращены.

Рис. 2.47. Истребители-перехватчики «Гриффон» I (а) и «Гриффон» II (б).

Описание самолета. «Гриффон» представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» одноместный среднеплан с треугольным крылом и дополнительной дестабилизирующей поверхностью, расположенной в передней части фюзеляжа. Крыло с углом стреловидности передней кромки 60° и удлинением 2,05 изготовлено с применением симметричных профилей относительной толщиной 4,5% и оснащено расположенными вблизи корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при больших углах атаки (соответствующих посадке) на концах треугольного крыла происходит интенсивный отрыв потока, что снижает эффективность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев – двухлонжеронная, причем оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета. Концы лонжеронов соединены наклонной продольной стенкой, к которой крепится носок крыла. Ориентированные по направлению потока нервюры соединены со стенками лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими необходимую жесткость обшивки, толщина которой меняется вдоль размаха. Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из алюминиевого сплава и рассчитано на перегрузку 9,75.

Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси передней части фюзеляжа) находятся неподвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности передней кромки 65°, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2 . Эти плоскости выполняют две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших- преимущественно сверхзвуковых – компенсируют перемещение центра давления крыла назад, создавая при этом дополнительную подъемную силу спереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается перемещение центра давления самолета назад, а тем самым балансировочное сопротивление и нагружение крыла.

Рис. 2.48. Схема размещения элементов двигательной установки в самолетах «Гриффон» I и «Гриффон» II.

1 – воздухозаборник (площадь входного сечения 0,34 м 2 ); 2-воздушный канал; 3-топливные баки; 4-ТРД «Атар» F; 5-форсажная камера; 6-воздухозаборник (площадь входного сечения 0,68 м 2 ); 7-воздушный канал; 8-кожух двигателя; 9-ТРД «Атар» Е-3; 10-топливные форсунки ПВРД; 11 -стабилизатор пламени; 12-камера сгорания ТРД; 13-камера сгорания ПВРД; 14 -теплоизоляция; 15 -удлинительная труба ТРД; 16-сопло ТРД; 17-форсунки форсажной камеры; 18-топливный клапан ПВРД; /9-регулятор расхода топлива; 20-аварийный клапан; 21-регулятор давления; 22-топливный насос; 23-блок агрегатов ПВРД; 24-привод блока агрегатов от компрессора ТРД.

Фюзеляж самолета состоит из двух частей – передней и основной. В передней части фюзеляжа (с многослойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная вместе с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Первоначально планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться целиком. Поэтому она крепится лишь с помощью четырех болтов.

Тем не менее в опытных образцах самолета были использованы обычные катапультируемые сиденья, однако их использование было возможным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось необходимое давление. Основная часть фюзеляжа почти полностью занята каналом воздушно-реактивного двигателя. Между корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа расположены ниши уборки передней и главных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя-назад), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы. Конструкция фюзеляжа – балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления переднего лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и передний узел навески турбореактивного двигателя. Внутренняя обшивка обеспечивает необходимую форму канала прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а внешняя принимает на себя нагрузку от изгиба и скручивания фюзеляжа. Над воздухозаборником, по обеим сторонам фюзеляжа, расположены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло. В самолете «Гриффон» I задняя часть фюзеляжа выполнена с большим сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые по причине большого угла развала во многих источниках ошибочно назывались дополнительным горизонтальным оперением. Исследования показали, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Поэтому в самолете «Гриффон» II от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.

Рис. 2.49. Проекции истребителей-перехватчиков «Гриффон» I и «Гриффон» II.

Вертикальное оперение-классическое, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля-двухлонжеронная, а руля – многослойная. В самолете «Гриффон» I концевые обтекатели оперения использованы как контейнеры для двух тормозных парашютов. В самолете «Гриффон» II предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном непосредственно под рулем), а в концевых обтекателях оперения размещены антенны радиостанции.

Двигательная установка. На первом опытном экземпляре самолета («Гриффон» I) установлен турбореактивный двигатель «Атар» 101F фирмы SNECMA тягой 37,26 кН (3800 кГ) при форсировании, расположенный внутри воздушного канала диаметром 1,37 м. Двигательная установка самолета «Гриффон» II представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с необходимым оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг). Турбореактивный двигатель «Атар» 101 Е-3 тягой 34,32 кН (3500 кГ), без форсажной камеры, расположен соосно с прямоточным воздушно- реактивным двигателем в специальном кожухе, приспособленном для работы внутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая вместе с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Во время полета с М ~ 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГ) на высоте 15000 м и 24,52 кН (2500 кГ) на высоте 18000 м. Совместный воздухозаборник не регулируется.

Размах крыла, м 8,10 8,12

Длина, м 14,54 15,72

Высота, м 5,0 4,7

Площадь несущей поверхности, м2 32,0 32,0

Нормальная взлетная масса, кг 6745 6900

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 211 216

Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге 1* , кг/даН 1,80 2,00

Максимальное число Маха 2,10 2,19

Максимальная скорость на высоте 15 250 м, км/ч … 2336

Минимальная скорость, км/ч … 250

Взлетная/посадочная скорость, км/ч 241/278

Вертикальная скорость, м/с … 100

Время подъема на высоту 15000 м 4 мин 58 с

Длина разбега, м … 1000

Длина пробега, м … 600

1* Только ТРД.