На смену Mosquito. Первые британские реактивные бомбардировщики 1944–1951 годов. Часть 3

Перед тем как выложить данный материал, я хочу выразить благодарность уважаемому коллеге redstar72 за помощь в серьезнейшем редак­ти­ро­вании данной статьи.

Проект высотного скоростного невооруженного двухдвигательного бомбардировщика компании English Electric

9 июля 1945 года У. Э. У. Петтер сообщил Министерству авиационной промышленности, что

«После того как мы отправили вам чертежи [предыдущего проекта], мы узнали от сотрудников компании Rolls-Royce, что они добились большого прогресса в разработке высокоэффективного двигателя с осевым компрессором».

Неделей ранее Петтер обсуждал эту тему с представителем компании Rolls-Royce Хайвзом (Hives) и поэтому мог теперь сообщить, что

«в результате мы работаем над двумя альтернативными предложениями. Хотя характеристики и размеры обоих самолётов примерно одинаковы, но альтернативный вариант может обладать преимуществами, которые, возможно, вас заинтересуют».

В конце июля была подготовлена брошюра с описанием нового проекта, предусматривавшего использование двух турбореактивных двигателей небольшого диаметра (с осевыми компрессорами) Rolls-Royce с тягой по 6500 фунтов (28,9 кН) каждый. Существенный прогресс в разработке этого двигателя, достигнутый буквально в течение нескольких недель, позволил компании Rolls-Royce уверенно предложить новые моторы, которые при заданной тяге имели меньший диаметр, были на 30% легче и на 5–10% экономичнее, чем лучшие из предлагавшихся ранее вариантов. Это стало возможным благодаря усовершенствованию высокоскоростных осевых компрессоров и замене ими центробежных. Петтер и его команда немедленно пересмотрели свой первоначальный проект, создав альтернативный и существенно улучшенный вариант.

Меньшее поперечное сечение двигателей означало, что они могут быть размещены почти полностью в корневых частях крыла – вариант компоновки, ранее считавшийся практически невозможным из-за большого диаметра двигателей. Такое расположение силовой установки потребовало увеличить относительную толщину крыла у корня с 12 до 15 %, однако это полностью окупалось рядом достоинств: так, каналы воздухозаборников и выходные устройства сопел можно было сделать короткими и прямыми, реализовывалось преимущество двухмоторной компоновки в надёжности, также данная схема была несколько более «гибкой» применительно к будущим усовершенствованиям двигателей. Колея основного шасси в новом проекте была существенно уменьшена. Однако наиболее серьёзным и многообещающим в плане улучшения самолёта изменениям подвергся фюзеляж. 

Удаление огромного двигателя из фюзеляжа и переход к высокопланной схеме позволили оборудовать в центре тяжести самолёта вместительный бомбоотсек шириной 6 футов (1,8 м), длиной 24 фута (7,3 м) и максимальной глубиной 3 фута (0,91 м), допускавший большое количество альтернативных вариантов загрузки – от множества мелких бомб до одной 8000-фунтовой (3629 кг), в том числе и требуемые спецификацией шесть 1000-фунтовых (454 кг) бомб. По тем же причинам упростилось и размещение топливных баков над бомбоотсеком; их удалось разместить ближе друг к другу, а применение более экономичных двигателей позволило уменьшить объём баков до 1500 галлонов (6820 л). Исчезновение длинной выходной трубы реактивного сопла позволило упростить и облегчить конструкцию переставного стабилизатора и значительно снизить вес за центром тяжести; а поскольку силовая установка также сместилась вперёд, требуемая центровка теперь обеспечивалась при существенно более короткой носовой части. Передние (компрессорные) части двигателей проходили через главный лонжерон крыла таким образом, чтобы двигатель можно было извлечь в направлении назад-вниз.

Все эти изменения наряду со снижением веса двигателей и топлива должны были уменьшить взлётный вес самолёта с шестью тысячефунтовыми бомбами более чем на 10 % – до 39 300 фунтов (17 826 кг), из которых 11 500 фнт (5216 кг) приходилось на топливо. Это в свою очередь позволило уменьшить площадь крыла до 950 фт² (88,4 м²) без увеличения нагрузки на крыло. Относительное удлинение крыла также немного уменьшилось и составляло 4,9.

После обсуждения со специалистами-радиоэлектронщиками была изменена компоновка герметичной кабины экипажа: теперь штурман, он же оператор РЛС, размещался позади пилота лицом вперёд. Радиолокационная антенна должна была полностью размещаться в пределах нижней половины носовой части, а двухколёсная носовая стойка была сдвинута таким образом, чтобы убираться в фюзеляж позади переборки гермокабины.

При максимальной взлетной массе (39 300 фунтов или 17 826 кг) самолёт должен был развивать у земли скорость 542 миль/час (872 км/ч), на высоте 10 000 фт (3048 м) – 547 миль/ч (880 км/ч) и на 40 000 фт (12 192 м) – 506 миль/ч (814 км/ч). Скороподъемность у земли должна была составить 4800 фт/мин (24,4 м/с), время набора высоты 10 000 футов – 2,3 мин, 40 000 футов – 15,6 мин. При полётной массе 24 900 фнт (11 295 кг) скороподъёмность возрастала до 7950 фт/мин (40,4 м/с), а время набора указанных значений высоты сокращалось до 1,5 и 8,4 мин соответственно. Практический потолок самолёта (соответствующий скороподъёмности 100 фт/мин или 0,5 м/с) должен был достигать 44 700 фт (13 625 м) при максимальной массе и 50 300 фт (15 330 м) при массе 24 900 фнт. Удельная нагрузка на крыло на взлёте составляла 41,4 фнт/фт² (202 кг/м²). 

В своём ответе начальник управления технического развития МАП Н.Э. Роу (N.E. Rowe) отмечал, что новый проект представляет собой

«значительное усовершенствование по сравнению с первоначальной компоновкой с одним большим двигателем в фюзеляже. В частности, бомбоотсек не ограничен в размерах и может нести широкий спектр бомб новейшей конструкции».

Во второй альтернативной компоновке использовалось стреловидное крыло. Угол стреловидности 30° по линии четвертей хорд позволял увеличить критическую скорость на высоте 40 000 футов (12 192 м) примерно на 35 миль/ч (56 км/ч); однако при этом возрастала масса конструкции крыла, и следовало ожидать появления ряда проблем, главной из которых был ранний срыв потока на законцовках, в те годы ставший причиной ряда аварий и катастроф самолётов-бесхвосток со стреловидными крыльями. Поскольку существующие двигатели из-за недостаточной тяги не могли разогнать самолёт до скоростей, на которых становилось существенным действие эффектов сжимаемости воздуха, в компании English Electric применение стреловидного крыла на данном этапе не считалось необходимым и даже желательным. Тем не менее, стреловидное крыло считалось наиболее перспективным направлением развития, которое впоследствии в сочетании с улучшенными двигателями даст возможность сделать значительный шаг вперёд при сохранении той же базовой конструкции самолёта. Одновременно со стреловидным крылом планировалось внедрить и цельноповоротное хвостовое оперение.

В беседах с автором сотрудники филиала British Aerospace в Уортоне (Warton) – правопреемника компании English Electric – высказывали мнение, что первоначальный двигатель с центробежным нагнетателем был не слишком пригоден для данного типа самолёта. Размещение этого, по сути, “раскормленного Nene” в средней части фюзеляжа вблизи задней кромки крыла, предусмотренное в первом варианте проекта, было едва ли не наихудшим возможным вариантом, поскольку двигатель занимал место вблизи центра тяжести, где “по науке” следовало бы разместить бомбовую нагрузку. Двигатели с осевым компрессором подходили гораздо лучше и имели большой потенциал для дальнейшего развития, поэтому как только компания Rolls-Royce предложила раннюю модель двигателя Avon, Петтер сразу же разместил их в корневых частях крыла. Применение стреловидного крыла при заданных значениях чисел Маха не было необходимостью, и такая модификация лишь привела бы к увеличению веса конструкции крыла. Три месяца спустя Петтер в качестве окончательного решения перенёс двигатели в аккуратные и изящные гондолы на крыле. Таким образом определился окончательный облик самолёта, который сегодня известен, пожалуй, каждому любителю авиации – среднего многоцелевого бомбардировщика English Electric Canberra.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: скоростной высотный бомбардировщик

Экипаж: 2 человека

Силовая установка: два турбореактивных двигателя AJ.65, развивавших тягу 6500 фунтов (28,9 кН) каждый

Размеры:

размах крыла 68 фт 0 дйм (20,7 м)
длина 61 фт 0 дйм (18,6 м)
площадь крыла 950 фт² (88,4 м²)
относительная толщина профиля крыла:
  у корней 15%
  у законцовок 9%

Вес:

максимальный взлетный 39 300 фнт (17 826 кг)
удельная нагрузка на крыло 41,4 фнт/фт² (202 кг/м²)

Лётные характеристики:

максимальная скорость 
у земли – 542 миль/ч (872 км/ч)*
на высоте:
  10 000 фт (3048 м) – 547 миль/ч (880 км/ч)*; 549 миль/ч (883 км/ч)**
  40 000 фт (12 192 м) – 506 миль/ч (814 км/ч)*
скороподъемность у земли – 4800 фт/мин (24,4 м/с)*; 7950 фт/мин (40,4 м/с)**
время набора высоты: 
  10 000 футов (3048 м) – 2,3 мин* / 1,5 мин**
  40 000 футов (12 192 м) – 15,6 мин* / 8,4 мин**
практический потолок 44 700 фт (13 625 м)* / 50 300 фт (15 330 м)**

* при максимальной взлётной массе
** при полётной массе 24 900 фнт (11 295 кг)

Вооружение: 

• шесть 1000-фунтовых (454 кг) бомб
• одна 8000-фунтовая (3629 кг) бомба
• большое количество мелких бомб

источник: TONY BUTTLER "BRITISH SECRET PROJECTS: JET BOMBERS SINCE 1949", с. 9–10