«Дракен» 35 фирмы «SAAB-Скания» – многоцелевой одноместный истребитель-Швеция, 1955 г.

Рис. 2.52. Многоцелевой истребитель «Дракен» с выпущенной задней стойкой шасси (а) и снятым носовым обтекателем (б).

История создания. К проектированию самолета фирма приступила в 1949 г. Кроме обычных испытаний в аэродинамической трубе, были проведены летные испытания модели опытного самолета «Дракен» 210, выполненной в масштабе 1 : 2 Модельный самолет (длина 9,10 м, размах крыла 4,88 м, двигатель-«Эддер» фирмы «Армстронг-Сиддли» тягой 4,66 кН), снабженный контрольно-измерительным оборудованием, предназначался преимущественно для проверки свойств треугольного крыла (с переменной стреловидностью передней кромки) при полете на малых скоростях. Строительство модельного самолета было начато в мае 1950 г., а первый полет проведен 21.05.1952 г.

Конструкторские работы по созданию полномасштабного самолета «Дракен» 35 были начаты еще в 1951 г., а официальный заказ на три опытных образца, три предсерийных самолета и комплектную переднюю часть фюзеляжа, предназначаемую для двухместной учебно-бое- вой модификации, фирма получила в сентябре 1953 г. Первый опытный экземпляр был испытан 25 октября 1955 г., второй-в марте, а третий-в июне 1956 г.; в одном из последующих полетов самолет достиг сверхзвуковой скорости без использования форсажной камеры. На опытных самолетах при форсировании двигателя была достигнута скорость 1480 км/ч на высоте 11000 м, что соответствует М = 1,4. Летные испытания первого предсерийного самолета J35A, оснащенного более мощным двигателем, были проведены 15.02.1958 г. При этом скорость полета на высоте 11000 м составила 1910 км/ч (М = 1,8).

В общей сложности в 1958-1970 гг. было выпущено свыше 600 самолетов, стоимость каждого из которых оценивалась в 1964 г. в 1,2 млн. долл. Кроме авиации Швеции, самолет «Дракен» находился на вооружении ВВС Дании и Финляндии. Были разработаны и построены следующие модификации самолета:

– истребитель-перехватчик J35A, J35B (облет первого 29.11.1959 г.), J35D (27.12.1960 г.), J35F и S35XS (12 самолетов для Финляндии);

– многоцелевой истребитель 35XD (20 самолетов для Дании, где они получили новое обозначение F-35; облет 29.01.1970 г.);

– разведчик S35E (27.06.1963 г.) и RF-35 (20 самолетов для Дании, разработанных на основе 35XD);

– учебно-боевой SK35C (30.12.1959 г.) и TF-35 (6 самолетов для Дании, разработанных на основе 5XD).

Описание самолета. «Дракен» 35 фирмы SAAB представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом переменной стреловидности по передней кромке и удлинением 1,77. Угол стреловидности передней кромки в околофюзеляжных частях крыла составляет 80°, а в концевых 57°. Профиль крыла-постоянный по всему размаху, относительной толщины 5%. Использование переменной стреловидности позволило при малой относительной толщине профиля получить большую строительную высоту крыла в корневом сечении и разместить в прифюзеляжных частях воздушные каналы воздухозаборников, топливные баки, ниши шасси и некоторые элементы оснастки. Прифюзеляжные части крыла выполнены зацело с фюзеляжем. В хвостовой части каждой плоскости крыла расположены двухсекционные элевоны с тупой задней кромкой. Управление элевонами осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей. Для имитации усилий на ручке управления и педалях использованы загрузочные устройства с автоматической регулировкой в зависимости от скорости полета. В отличие от других самолетов «Дракен» имеет аэродинамические направляющие (по три на каждом полукрыле, длиной около 30% хорды), размещенные на нижних поверхностях крыла. Таким образом, в самолете «Дракен» исполнительная часть системы управления имеет только два подвижных узла (элевоны и руль направления), тогда как самолеты классической системы имеют шесть таких узлов (руль высоты или управляемый стабилизатор, руль направления, элероны и интерцепторы, закрылки, носовые щитки или предкрылки).

Рис. 2.53. Проекции многоцелевого истребителя «Дракен» J-35.

Передняя и задняя части фюзеляжа, выполненные в виде легкоразъемных узлов, крепятся к центральной части с помощью болтов. Форма фюзеляжа выбиралась без строгого следования правилу площадей, однако общая компоновочная схема самолета приближенно соответствует этому правилу. В передней части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым сиденьем (начиная с модификации J35D в самолете используются кресла класса 0-0), поисковый радиолокатор, радиолокационный прицел, передняя стойка шасси и топливный бак. В хвостовой части находятся двигатель с форсажной камерой и мягкие топливные баки. Начиная с модификации В, в самолете применены дополнительные убираемые двухколесные задние стойки шасси (вместо хвостовой пяты), обеспечивающие более эффективное аэродинамическое торможение во время пробега и облегчающие посадку с оптимальным углом атаки. Была реконструирована и удлинена хвостовая часть фюзеляжа (начиная с модификации D, в связи с использованием усовершенствованной форсажной камеры), благодаря чему уменьшилось сопротивление самолета при полетах со сверхзвуковой скоростью. Вертикальное оперение – классическое, стреловидное, с рулем направления. Киль соединен с кабиной пилота профилированной надстройкой, в которой размещены элементы системы управления, трубопроводы и т.п. Шасси-трехстоечное, нормальной схемы. Необычной является конструкция главных стоек шасси, которые во время убирания уменьшают свою длину (вплоть до полного сжатия амортизаторов-в этом состоянии избыточная нагрузка не действует, так как излишек жидкости отводится в находящийся над стойками бак) в целях уменьшения необходимого объема ниши в крыле. Передняя стойка шасси убирается вперед в фюзеляж, главные-в консоли крыла вдоль размаха в направлении от фюзеляжа.

Двигательная установка. Опытные самолеты оснащались турбореактивными двигателями «Эвон» 200 RB146 фирмы «Роллс-Ройс» тягой 50,01 кН (5100 кГ) без форсирования и 64,72 кН (6600 кГ) с форсированием. На предсерийных и серийных самолетах модификаций А-С устанавливались двигатели RM6B (изготавливаемые по лицензии на предприятиях «Свенска флюг- мотор») с форсажной тягой 69,62 кН (7100 кГ), а на самолетах остальных модификаций-двигатели RM6C (RB.146 «Эвон»300) тягой 56,88 кН (5800 кГ) без форсирования и 78,45 кН (8000 кГ) с форсированием. Центральный воздухозаборник, использованный в первой модификации опытного самолета, впоследствии был заменен на боковые. Было установлено, что при полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник работает эффективно, если он выдвинут по возможности вперед относительно миделева сечения, где воздушный поток испытывает ускорение. Воздухозаборники-нерегулируемые, значительно удаленные от стенки фюзеляжа (в целях слива пограничного слоя). Топливная система самолета состоит из обычных фюзеляжных баков (жестких-передних и мягких – задних) и крыльевых кессон-баков общей емкостью 4000 л. Так как размещение топлива существенно влияет на положение центра тяжести, то его расход регулируется электронно-механической дозирующей системой. В первой половине полета центр тяжести постепенно перемещается назад, что облегчает выполнение боевых маневров; во второй же половине полета он перемещается вперед таким образом, что при посадке занимает примерно такое же положение, как и при взлете. На подвесках самолет может нести топливные баки общей емкостью 5000 л.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из двух пушек «Эйден» (калибр 30 мм), размещенных в около фюзеляжных частях крыла. Кроме того, на 3 подфюзеляжных и 6 подкрыльных замках могут быть подвешены ракеты «Сайдуиндер» и контейнеры «Ма- тра» со снарядами «Бофор», бомбы и топливные баки общей массой 4480 кг.

Размах крыла, м 9,40

Длина, м 15,35

Высота, м 3,89

Площадь несущей поверхности, м2 49,20

Масса пустого самолета, кг 7300

Взлетная масса (ном./макс.), кг 11400/16000

Номинальная посадочная масса, кг 8800

Грузоподъемность, кг 4480

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 4000/5000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 232/325

Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 179

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,45/2,04

Максимальное число Маха 2,0

Максимальная скорость, км/ч 2100

Максимальная скорость у земли, км/ч 1100

Крейсерская скорость на высоте 12200 м, ? 0,9

Посадочная скорость, км/ч 215

Вертикальная скорость, м/с 200

Время подъема на высоту 15 000 м, мин 5

Практический потолок, м 18000

Максимальная дальность, км 1450

Радиус действия, км 635

Длина разбега, м 650

Взлетная дистанция (масса ном./макс.), м 960/1550

Длина пробега, м 530