Окончание винтажной монографии почти тридцатилетней давности (выпуск №08 1996 года журнала «Letectví + kosmonautika»).
Содержание:
Когда Convair XF-92A был передан американскими ВВС расположенному на авиабазе Эдвардс и принадлежавшему НАКА исследовательскому центру высокоскоростных полетов, в НАКА уже был выбран летчик для проведения испытаний. Этим летчиком был малоизвестный в то время Артур Скотт Кроссфилд. Еще до начала полетов по программе испытаний НАКА технические специалисты подвергли самолет тщательному осмотру. Они провели необходимые ремонт и переоборудование и установили на самолете измерительную и регистрирующую аппаратуру и даже дошли до замены силовой установки. Вместо двигателя с форсажной камерой Allison J33-A-29 специалистами НАКА был установлен того же типа, но отличавшийся большей мощностью — двигатель Allison J33-A-16. Это позволило увеличить тягу на 4 кН (408 кгс), что у земли увеличило тягу до 37,4 кН (3819 кгс). Конечно, этого все равно было недостаточно, но увеличение тяги могло благоприятно сказаться на летных характеристиках самолета. В конце марта 1953 года все необходимые модификации были выполнены, и XF-92A был готов для наземных испытаний. На удивление они прошли довольно гладко, и 9 апреля Скотт Кроссфилд совершил первый полет рамках испытаний НАКА. За полетом Кроссфилда наблюдали не только эксперты НАКА, но и представители командования материально-технического обеспечения ВВС США. О сохраняющемся интересе ВВС США к «Проекту XF-92A» свидетельствует и тот факт, что в кабине истребителя North American F-86A, сопровождавшего XF-92A в полете, сидел майор Чарьлз Йегер, который, как мы знаем, имел самое непосредственное отношение к испытаниям XF-92A. Получив подробные инструкции от летчика-испытателя корпорации Convair Сэма Шеннона и летчика-испытателя ВВС США Чарльза Йегера, Артур Скотт Кроссфилд во время своего первого тридцатипятиминутного полета на XF-92A смог лишь подтвердить окончательный вывод Шеннона: самолет очень чувствителен к движениям ручки управления, а заход на посадку с большим углом атаки приводит к быстрой потере высоты, но выравнивание легкое и плавное. Кроссфилд оценил взлетно-посадочные характеристики XF-92A как типичные характеристики самолетов с треугольным крылом и чувствительность к движениям ручки управления приписал многофункциональным элевонам (по этой причине F-102 вместо двухсекционных элевонов получил раздельно днйствующие рули высоты и элероны).
16 апреля 1953 года Артур Скотт Кроссфилд совершил еще один полет на XF-92A, а третий полет состоялся пять дней спустя. После этого на правую консоль крыла и прилегающую к ней часть фюзеляжа были приклеены шерстяные волокна для визуального контроля обтекания этих частей самолета воздушным потоком на различных режимах полета. Затем в правой части удлиненного кожуха шарнира руля направления была установлена 16-миллиметровая пленочная камера с дистанционным управлением, которая фиксировала поведение приклеенных волокон во время полета для последующей оценки на земле. Другая камера, установленная в кабине пилота, одновременно и синхронно записывала показания приборов на приборной панели.
в рамках программы испытаний НАКА была проведена проверка обтекания крыла и задней части фюзеляжа. Для определения направления потока на поверхности самолета были размещены шерстяные волокна, движение которых фиксировалось камерой в верхней части киля. В этом эксперименте часть верхней поверхности правого элевона была окрашена в белый цвет
Во время испытаний по определению условий обтекания потока Кроссфилд сделал несколько крутых разворотов (т.е. поворотов с уменьшающимся радиусом и уменьшающейся скоростью) чтобы заснять движение нитей даже в этом режиме полета. В середине крутого виража при скорости М= 0,87 на высоте 8845 метров он столкнулся с очень резким пикированием с перегрузкой до плюс 6,3 g, за которым последовало почти столь же резкое кабрирование с перегрузкой до минус 1,5g. Изменения положения носовой части фюзеляжа происходил при быстром снижении скорости самолета при сохранении диапазона балансировки. Во время следующего полета Delta «наклонилась» с перегрузкой плюс 5,7g. Из-за форсажной камеры, самопроизвольно выключающейся на высотах около 12000 метров, это явление невозможно было исследовать на больших высотах, и поэтому полеты пришлось ограничить разумным диапазоном высот. В конце июня 1953 года Артур Скотт Кроссфилд выполнял на XF-92A испытания на устойчивость и управляемость на низких скоростях во время выполнения разворотов как с убранными, так и с выпущенными шасси, ка на малой тяге, так и без нее, в диапазоне скоростей от 200 миль в час (322 км/ч) до 140 миль в час (225 км/ч).
XF-92 во время испытаний по определению условий обтекания крыла и задней части фюзеляжа с приклеенными к крылу шерстяными волокнами
XF-92 во время испытаний по определению условий обтекания крыла и задней части фюзеляжа с приклеенными к крылу шерстяными волокнами
Тем временем в аэродинамических трубах НАКА проходили испытания моделей F-102. Они показали, что с большой болей вероятности будущий самолет также столкнется с проблемой самопроизвольного изменения угла тангажа, но устойчивость самолета может быть значительно улучшена за счет установки аэродинамических гребней на верхней поверхности крыла. В конце июня на авиабазе Эдвардс технические специалисты НАКА установили металлические пластины на крыло XF-92A с целью подтвердить или опровергнуть результаты испытаний в аэродинамической трубе. Пластины, прикрепленные болтами к обшивке примерно в середине размаха крыла, простирались от передней кромки до элевонов и имели высоту менее 10 дюймов (примерно 240 мм). Уже во время первых полетов Артур Скотт Кроссфилд смог подтвердить существенно улучшенную устойчивость самолета, неприятная качка немного уменьшилась и почти исчезла при меньших значениях числа Маха. Однако при «больших» значениях числа Маха существовала дальнейшая угроза — о время крутого разворота (с перегрузкой плюс 4g), совершенного в июне 1953 года при скорости М =0,86 на высоте 9150 метров, Кроссфилд зафиксировал резкий кивок носом вниз с перегрузкой до плюс 6,5g.
В июле инженеры НАКА дополнительно модифицировали аэродинамические гребни таким образом, чтобы они выходили за пределы передней кромки крыла вниз и достигали 20% длины хорды крыла на нижней его поверхности. Такое изменение дополнительно улучшило устойчивость XF-92A на скоростях до М=0,8, а также, что неудивительно, значительно улучшила продольную устойчивость и управляемость самолета на низких скоростях. Модификация привела к новому этапу летных испытаний XF-92A с целью разработки формы аэродинамических гребней для крыла F-102, особенно для области малых скоростей.
Однако при скорости, превышающей М=0,8, проблема самопроизвольного изменения угла тангажа оставалась нерешенной, и даже новые аэродинамические гребни не смогли избавиться от нее. 20 августа 1953 года во время девятнадцатого полета в рамках испытаний НАКА при скорости М=0,88 на высоте 31000 футов (9455 м) вызвали изменение путевой балансировки, которое привело к очень резкому пикированию с перегрузкой до плюс 8,2g. Во время следующего, двадцатого, испытательного полета из-за поломки руля направления на скорости М=0,78 воздушный поток отклонился на 90° наружу, «упершись» в аэродинамический гребни. Как ни странно, но аэродинамические свойства крыла, подвергнутые такому воздействию, не изменили поведения самолета на малых скоростях, а посадка прошла совершенно плавно. После этого инцидента НАКА временно приостановило полеты XF-92A; чтобы подготовить его к новым испытаниям, запрошенным американскими ВВС. ВВС США потребовали провести на XF-92A испытания тормозного парашюта. Задняя часть фюзеляжа XF-92A, закрывавшая форсажную камеру, была снята с самолета и отправлена в Сан-Диего на завод корпорации Convair. В то же самое время компании Allison было поручено разработать новую комбинацию турбореактивного двигателя и форсажной камеры. Кроме того, компания Allison совместно с производителем форсажной камеры компанией Solar должна была в кратчайшие сроки поставить оборудование, которое должно было работать на высотах до 15000 метров, чтобы НАКА смог проверить характеристики треугольного крыла и на этих высотах.
флотилия экспериментальных самолетов НАКА на авиабазе Эдвардс в 1953 году. Сзади слева XF-92A c установленными на крыле аэродинамическими гребнями. В центре Douglas X-3, В левом ряду Bell X-1A (спереди) и Douglas D-558 I Skystreak (сзади). В правом ряду Northrop X-4 (спереди), Douglas D-558 II Skyrocket (в центре) и Bell X-5 (сзади). Снимок с сайта flickr.com
Корпорация Convair очень быстро поставила новую заднюю часть фюзеляжа с контейнером тормозного парашюта, установленным на ее верхней стороне за задней кромкой руля направления. Плоская прямоугольная коробка с заостренными обтекателями на обеих оконечностях закрывалась двухстворчатой крышкой. После присоединения задней части к фюзеляжу XF-92A и подключения к системе управления 30 сентября 1953 года в очередной раз модифицированный самолет поднялся в воздух. Испытания тормозного парашюта прошли без какого-либо существенного влияния на поведение самолета. Ожидаемый эффект подтвердился — парашют смог значительно сократить длину пробега самолета после приземления.
В последующий период НАКА намеревался провести повторные испытания самолета на низких скоростях со снятыми с крыла аэродинамическими гребнями. Тестирование было проведено в ходе пяти испытательных полетов, выполненных в период с 2 по 14 октября 1953 года под управлением Артура Скотта Кросфилда. Этими испытаниями летная карьера XF-92A подходила к концу. Однако об этом никто даже не догадывался…
14 октября во время двадцать шестого полета по заданию НАКА продолжительностью 35 минут XF-92A Артура Скотта Кроссфилда плавно коснулся взлетно-посадочной полосы, размеченной на дне высохшего озера, выпустил тормозной парашют и, снизив скорость, выбросил его. Когда Кроссфилд стал разворачивать свою машину с полосы к стоянке НАКА одна из опор носовой стойки шасси сломалась, и XF-92A начал неудержимо крениться на правый бок. Крушение произошло на минимальной скорости, поэтому пилот и самолет не пострадали. Поскольку ремонт и необходимые приемно-сдаточные полеты были оценены корпорацией Convair в 50000 долларов, руководство НАКА решило прекратить испытания XF-92A. По этой причине установка модифицированной форсажной камеры для испытаний на больших высотах больше не предусматривалась.
снимок, сделанный после аварии, в которую попал XF-92A Артура Скотт Кросфилда и которая ознаменовала окончание программы XF-92A
снимок, сделанный после аварии, в которую попал XF-92A Артура Скотт Кросфилда и которая ознаменовала окончание программы XF-92A
К этому времени НАКА фактически уже получил максимум из от программы испытаний, да и у ВВС США не было общей заинтересованности в продолжении тестирования XF-92A. В основном это было связано с тем, что 24 октября 1953 года прототип истребителя-перехватчика Convair YF-102 и что вскоре НАКА от ВВС США должен был получить девятый прототип YF-102 (серийный номер 53-1785) для проведения собственных испытаний. Причиной продолжения испытаний нового YF-102, получившего название Delta Dagger, стали начатые в то время опытно-конструкторские работы по созданию нового сверхзвукового бомбардировщика Convair B-58 Hustler, являвшегося самолетом-бесхвосткой с треугольным крылом. Позднее к этим доводам был добавлен и тот факт, что YF-102 пришлось серьезно перепроектировать, чтобы он соответствовал заявленным характеристикам. Однако B-58 является предметом другого рассказа, равно как и интересная история превращения перехватчика Delta Dagger из не очень удачных прототипов YF-102 через более удачный вариант YF-102A с новым более длинным фюзеляжем, в конструкции которого было применено правило площадей, с новой кабиной пилота, с двумя большими, бульбообразными обтекателями по бокам задней части фюзеляжа, изменявшими поперечное сечение (в соответствии с правилом поверхностей), с модифицированным крылом с новой изогнутой передней кромкой и с рядом других серьезных изменений, к серийному варианту F-102A.
снимок первого прототипа «перехватчика 1954 года» – истребителя-перехватчика YF-102 (52-7994), который в исходном виде был очень похож на XF-92A. Самый первый прототип YF-102 имел размах крыла 11,28 метров, длину (с приемником воздушного давления) 17,37 метров и высоту 5,49 метров (по шасси). Площадь крыла составляла 34,84 кв. метров, масса пустого самолета – 7490 кг, взлетная – 10445 кг. Силовая установка состояла из одного турбореактивного двигателя Pratt & Whitney J57-P-11 с максимальной тягой 48,5 кН (4925 кгс) и тягой на форсажном режиме 64,5 кН (6585 кгс). Снимок сайта upload.wikimedia.org
Какова судьба самолета Convair XF-92A (серийный номер 46-682)? В апреле 1954 года НАКА вернул самолет американским ВВС. Вскоре XF-92A был использован американскими ВВС (после аварийного ремонта шасси) в качестве средства для привлечения внимания на различных рекламных мероприятиях. Позднее, когда с самолета были сняты двигатель и приборы, он служил учебным планером для обучения механиков в муниципальном аэропорту Франклин в Сьюани, штат Теннесси. XF-92A пробыл в аэропорту Франклин более десяти лет. В 1969 году, когда ВВС США приступили к программе восстановления и расширения своего музея на авиабазе Райт-Паттерсон, кто-то вспомнил об этом сыгравшем важную роль самолете. Самолет был перевезен из Теннесси в Огайо, и следующие несколько лет простоял на импровизированной стоянке. Затем XF-92A также был отремонтирован.
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Convair XF-92A (серийный номер 46-602) фактически создавался как компромисс. Исходный ХР-92 (внутрифирменное обозначение корпорации Convair – Model 7-002) разрабатывался в конце Второй Мировой войны в качестве истребителя-перехватчика объектовой ПВО с комбинированной силовой установкой, состоявшей из прямоточного воздушно-реактивного двигателя и батарей ракетных двигателей. До того как корпорация Convair компания получила информацию об аэродинамических свойствах треугольного крыла, создателем которого был немецкий теоретик профессор доктор Александр Липпиш, в проекте использовались стреловидное крыло и V-образное хвостовое оперение. На следующем этапе разработки ХР-92 получил треугольное крыло и лишился горизонтального оперения (самолет-бесхвостка), новое треугольное вертикальное оперение и новую кабину пилота, расположенную в центральном конусе в напорном сопле ПВРД. Однако в дальнейшем проект XP-92 стал настолько технически сложным, что ВВС США отменили его и заменили программой создания менее амбициозного и более простого с точки зрения технического уровня и эксплуатации истребителя-перехватчика F-102. И на этом этапе разработки программы Convair Model 7-002 фактически был создан экспериментальный самолет XF-92A, который получил треугольное крыло от первоначального проекта для проверки летных характеристик будущего F-102. Таким образом, Convair XF-92A, изготовленный в единственном экземпляре, представлял собой одноместный экспериментальный самолет цельнометаллической конструкции с одним турбореактивным двигателем, оснащенным форсажной камерой, и убирающимся трехопорным шасси.
Фюзеляж
Фюзеляж самолета круглого поперечного сечения имел полумонококовую конструкцию и состоял из трех технологических узлов. Передняя часть фюзеляжа, простиравшаяся от круглого лобового воздухозаборника до заднего лонжерона крыла, завершавшаяся переборкой, к которой на шарнирах крепилась силовая установка. В носовой части перед крылом располагалась гермокабина, оснащенная простым катапультируемым креслом (с возможностью использования начиная с высоты 300 метров и скорости 250 км/ч), которое первоначально было разработано для тяжелого истребителя сопровождения Convair XP-81 (этот самолет должен был иметь смешанную силовую установку – турбовинтовой двигатель в передней части фюзеляжа и реактивный двигатель в задней части). От программы XP-81 в конструкции XF-92A также был заимствован каплевидный фонарь кабины пилота, часть остекления которого была усилена листовым металлом. Козырек фонаря был новым, но он был изготовлен с использованием деталей от XP-81. Канал подачи воздуха к двигателю проходил через переднюю часть фюзеляжа. В самом фюзеляже имелась «крестообразная» перегородка, вертикальная часть несла трубку приемника воздушного давления и датчики показателей окружающей среды. Канал раздваивался вокруг кабины и снова соединялся за ней. Затем канал простирался в моторный отсек; из этого канала воздух подавался в двусторонний центробежный компрессор реактивного двигателя. Усиленные шпангоуты этой части фюзеляжа были снабжены узлами крепления для присоединения лонжеронов крыла. В нижней части пространства, созданного разветвляющимся воздухозаборным каналом, размещена ниша носовой стойки шасси. В задней части между двумя усиленными шпангоутами размещены ниши основных стоек шасси.
Задняя часть фюзеляжа, внутри которой размещались двигатель и форсажная камера, была съемной; отстыковка задней части осуществлялась после отсоединения систем (топливной, систем управления двигателем и вертикальным оперением) и узлов крепления. Конструктивно задняя съемная часть фюзеляжа состояла из двух частей. Передняя часть, объединенная с вертикальным оперением, вмещала в себя реактивный двигатель, а задняя часть, отделенная наклонной перегородкой, – форсажную камеру, завершавшуюся реактивным соплом. Под этой чаще всего снимаемой частью фюзеляжа вспомогательный киль с предохранительной опорой на его нижней оконечности. На заключительном этапе испытаний XF-92A эта часть фюзеляжа на своей верхней поверхности несла плоский контейнер тормозного парашюта.
Крыло
Крыло треугольной формы имело стреловидность передней кромки 60° и технологически состояло из двух частей: левой и правой консолей. Основу каждой из консолей составляла коробчатая конструкция, образованная двумя лонжеронами: передним стреловидным и задним, перпендикулярным продольной оси самолета. В коробчатой конструкции была сделана ниша для размещения колеса основной стойки шасси. С передним лонжероном соединялся усиленный нервюрами узел передней кромки, задний лонжерон нес шарниры, к которым присоединялись элевоны, образовывавшие заднюю кромку и законцовки крыла. Элевоны были средствами механизации двойного действия, т.к. при одновременном отклонении выполняли функции рулей высоты, а при разнонаправленном – функции элеронов. Другой механизации крыло с аэродинамическим профилем NACA 651-006.5 (относительная толщина 6,5%) не имело.
Вертикальное оперение
Вертикальное оперение имело конструкцию, аналогичную конструкции крыла. Стреловидность передней кромки также составляла 60°, а используемый профиль был симметричным и имел относительную толщину 5%. К заднему лонжерону шарнирно крепился одиночный руль направления, отклонение которого также как и элевонов, осуществлялось необратимым бустерным управлением (с гидравлическим приводом). В верхней части киля располагалась трубка приемника воздушного давления. В конструкции самолета были использованы проверенные алюминиевые сплавы (листы алькледа), стальные элементы, а также большее количество деталей из листового металла и магниевых сплавов.
Шасси
В целях снижения финансовых затрат трехопорное шасси самолета было заимствовано от уже существующих самолетов. Носовая опора была заимствована у поршневого истребителя Bell P-63 Kingcobra и была подвергнута необходимым доработкам. Основные стойки, а точнее их опоры с амортизаторами, были заимствованы у палубного истребителя North American FJ-1 Fury. Однако колеса шасси были новыми, с шинами высокого давления. Управление ходовой частью было гидравлическим, как и тормоза основных стоек шасси. Ниши как носовой, так и основных стоек шасси закрывались створками, каждая из которых состояла из нескольких частей.
Силовая установка
XF-92A оснащался реактивным двигателем Allison J33 различных модификаций, описанных в тексте статьи. На заключительном этапе испытаний XF-92A был оснащен двигателем J33-A-16 с форсажной камерой. Двигатель J33 отличался двухсторонним центробежным компрессором, четырнадцатью прямоточными камерами сгорания и одноступенчатой осевой турбиной. Турбореактивный двигатель приводил в действие гидравлический насос, воздушный компрессор для пневматической системы самолета и электрический генератор. При 11750 оборотах в минуту двигатель J33-A-16 у земли развивал максимальную тягу 24,9 кН (2542 кгс) при впрыске водо-метаноловой смеси и 37,4 кН (3819 кгс) при включенной форсажной камере. Постоянная статическая тяга на высоте составляла около 17,4 кН (1501 кгс) при 11250 оборотах в минуту. Двигатель имел диаметр 1252 мм, длину с форсажной камерой 5400 мм и «сухую» массу (без удлиненного выходного устройства) около 810 кг. Двигатель работал на авиационном керосине JP-1. Топливные баки общей емкостью 1150 литров размещались в фюзеляже. В моторном отсеке находился бак с водометаловой смесью, которая впрыскивалась в двигатель на взлете.
Системы
Самолет был оснащен гидравлической системой (управление отклоняющимися поверхностями, шасси, тормозами, открытием кабины пилота и т.д.), пневматической (привод некоторых устройств, герметизация кабины, управление тормозным парашютом, форсажной камерой и ее двухпозиционным соплом) и электрической (приборы, радиоаппаратура, запуск двигателя). Эти данные относятся к XF-92A на завершающем этапе испытаний, то есть с двигателем J33-A-16, без аэродинамических гребней и с контейнером тормозного парашюта. В таком виде самолет изображен приведенной ниже схеме.
схема окончательного варианта экспериментального самолета Convair XF-92A
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Тип: Convair XF-92A
Назначение: экспериментальный самолет
Статус: прототип
Экипаж: 1 человек
Размеры:
размах крыла 9,53 м
длина 12,93 м
высота (на шасси) 5,38 м
площадь крыла 21,37 м²
Масса:
пустого самолета 4125 кг.
взлетная 6810 кг
Летные характеристики:
максимальная скорость
• у земли 1155 км/ч
• на высоте 10700 метров 1054 км/ч
скорость набора высоты 41 м/с
практический потолок 15 470 м
продолжительность полета 45 мин
источник: Miroslav Balous Výkres Martin Salajka «Convair XF-92 Část IV.» «Letectví + kosmonautika» 08-1996, str.40-42/488-490
перевод впервые опубликован – https://vk.com/@710541705-letauschii-treugolnik-convair-xf-92-04
