Опытные истребители-бомбардировщики FFA P-16 Düsenstorch. Швейцария Часть 4

В предыдущей части монографии было упомянуто, что одним из «нешвейцарских» пилотов, приглашенный компанией AFA (FFA) для полетов на P-16.04, был летчик ВВС США Уильям П. Лир-мл.. Также в предыдущих частях монографии упоминалась положительная оценка самолета, сделанная им, а также тот факт, что его отцом был известный бизнесмен Уильям Лир. По случайному стечению обстоятельств он вел дела в Европе и некоторое время жил в швейцарском городе Санкт-Галлен. Также как и его сын, Уильям Лир был увлечен боевыми качествами швейцарского боевого самолета и решил использовать их в своих бизнес-планах. Он знал, что у P-16 – вне зависимости от того насколько он хорош – нет никаких шансов поступить на вооружение ВВС какой-либо страны. Лир решил, что базовая концепция самолета с проверенными конструктивными особенностями и аэродинамическими решениями вполне могут послужить основой для разработки самолета той категории, интерес к которой только начал проявляться и на которые на гражданском рынке в ближайшем будущем будет ожидаться большой спрос вне зависимости от военно-политических обязательств ли иных интересов. Уильям Лир планировал создать легкий реактивный самолет бизнес-класса (бизнес-джет), который должен был обеспечивать комфортный полет в герметичном пассажирском салоне, оснащаться таким же комплектом авионики, что и крупный пассажирский самолет, иметь значительные скорость и дальность полета.

Еще в 1960 году Уильям Лир основал компанию Swiss American Aviation Corporation (SAAC), главным конструктором которой был ни кто иной, как создатель P-16 доктор технических наук Ганс Л. Штудер. На следующий день после назначения Штудер предложил Лиру разработанный на основе P-16 проект SAAC 23, который должен был оснащаться двумя реактивными двигателями General Electric CJ610-2B с тягой 1090 кгс (10,7 кН) каждый и иметь хвостовое оперение как у пассажирского самолета Sud Aviation Caravelle. Новыми этом самолете должны были стать фюзеляж с салоном, рассчитанным на размещение восьми человек (семь пассажиров и пилот) и хвостовое оперение, хотя последнее конструктивно было схоже с оперением P-16. Прежними остались крыло с механизацией и дополнительными баками на законцовках и основные стойки шасси. Согласно расчетам Уильма Лира стоимость полностью оборудованного бизнес-джета должна была составить 325000 долларов, готовность начала поставок машин – 1963 год.

Относительно низкая стоимость обеспечивалась производством планера компанией FFA (в те годы стоимость рабочей силы в Швейцарии была значительно меньше, чем в США). Уже в 1961 году конструкция SAAC 23 была усовершенствована: был использован новый профиль (NACA 64A 109 вместо NACA 65A 008) и упрощена конструкция крыла (предкрылки Крюгера были оставлены, но конструкция элеронов и закрылком была упрощена). Размах крыла немного уменьшился (до 10,84 м), а его задняя кромка получила небольшую стреловидность. Также было решено отказаться от необратимых гидравлических бустеров, которые были заменены на классическую систему управления, дополненную усилителями. Первоначально компания FFA планировала завершить подготовку оборудования и оснастки, необходимых для серийного производства, к декабрю 1961 года. Однако в 1962 году Лир лишил компанию FFA всех надежд на серийное производство современных летательных аппаратов, переведя всю свою деятельность (в том числе производственную документацию и частей изготовленных деталей и узлов) в США. Там в городе Уичито, штат Канзас, он основал новую компанию Lear Jet Corporation. Американские конструкторы также работали над этим самолетом: фюзеляж стал более стройным, получив новое остекление пассажирского салона, и были внесены небольшие изменения в хвостовое оперение. Learjet Model 23 – такое обозначение получил новый самолет – впервые взлетел 7 октября 1963 года и стал основателем популярного семейства коммерчески успешных самолетов. На сегодняшний день изготовлено свыше полутора тысяч самолетов семейства, став, в хорошем смысле этого слова, своего рода памятником ныне почти забытому швейцарскому истребителю-бомбардировщику P-16.

А что в это время происходило в Альтенрайне? В 1961 году компания AFA вернулась к своему первоначальному названию FFA и в течение некоторого времени сохраняла за собой прототипы P-16.04 и P-16.05. Однако поскольку компания была занята другими работами – переоборудование устаревших самолетов компании de Havilland (Vampir и Venom), техническое обслуживание истребителей Hawker Hunter и подготовка лицензионного производства истребителей Mirage IIIC, – то интереса к «реактивному аисту» почти не было. Оба прототипа – для демонстраций потенциальным иностранным заказчикам – все еще находились в пригодном для полетов состоянии – и это было все. Конечно, компания FFA пыталась продвигать самолет – рекламные статьи о P-16 печатались в специализированной литературе вплоть до 1965 года, – но результата не было. В конце 1970-х годов интерес к прототипам «реактивного аиста» проявил расположенный в Дюбендорфе (Dübendorf), кантон Цюрих, музей авиации. Самолеты были доставлены в музей, где возможно символически встретились со своим конкурентом: проигравшим в начале конкурса N-20 Aguillon. Затем в 1980 году произошла странная вещь: четвертый прототип P-16.04 (X-HB-VAC) руководством института был отправлен на слом. Таким образом, посетители дюбендорфского музея могут видеть лишь один (правда отреставрированный) прототип P-16.05 (X-HB-VAD), с нанесенным на борт фальшивым номером J-3004, который теоретически должен был принадлежать отправленному на слом P-16.04.

Однако развитие базовой версии P-16 не завершилось на машине, предназначенной для выполнения задач истребителя-бомбардировщика. В 1957 году конструкторы компании FFA работали над вариантом P-16C, который должен был стать сверхзвуковым истребителем-перехватчиком с новым крылом (относительная толщина всего 5%) с перемещенными «сверхзвуковыми» воздухозаборниками и новым хвостовым оперением (горизонтальное оперение должно было быть цельноповоротным). Установленные на законцовках крыла вспомогательные топливные баки должны были быть спроектированы с учетом правила площадей. В качестве силовой установки должны были быть применены ТРД Sapphire ASSa 10 с форсажной камерой и (опционально) вспомогательный ракетный двигатель.

Развитием варианта P-16C стал более совершенный проект P-16Cf, превратившийся позднее в P-17. В этом проекте от P-16 осталась основа фюзеляжа, тогда как крыло получило «клык» на передней кромке. Проект P-17 должен был стать истребителем-перехватчиком с максимальной скоростью M = 2 на высоте 9000 метров и M = 1,2 у земли. Начальная скороподъемность должна была достигать величины 200 м/с. Встроенное вооружение P-17 должно было состоять из двух 30-мм пушек HS-825, расположенной в фюзеляже выдвижной установки MATRA, предназначенной для неуправляемых ракет. Под крылом самолета могли бы подвешиваться ракеты класса «воздух-воздух» и две 500-кг бомбы. Авионика самолета должна была включать в свой состав радиолокационную станцию. После отказа от серийного производства базового варианта P-16 командование ВВС Швейцарии из-за отсутствия финансирования потеряло интерес и к другим проектам компании. Соответственно работы над ними прекратились.

* * *

В заключение несколько цифр и имен для статистики. С сентября 1949 года общие затраты на разработку, постройку пяти прототипов и на их испытания составили согласно строгим расчетам «вплоть до копейки» 37419211 швейцарских франков, при этом затраты на серийное производство сотни машин увеличили бы данную сумму всего на 60 миллионов швейцарских франков.

Интерес также представляет количество часов налета каждого прототипа P-16. Первый прототип P-16.01 (первый полет 28 апреля 1955 года, последний – 31 августа 1955 года) совершил 22 полета общей продолжительностью 12 часов 38 минут (пилот Хэтфлигер). Второй прототип P-16.02 (первый полет 16 июня 1956 года, последний – 7 марта 1958 года) совершил 310 полетов общей продолжительностью 130 часов 37 минут (пилоты Бруннер, Фрей [Frey], Молл [Moll] и Вебер [Weber]). Третий прототип P-16.03 (первый полет 15 апреля 1957 года, последний – 25 марта 1958 года) совершил 102 полета общей продолжительностью 55 часов 7 минут (пилоты Бруннер, Отт [Otth] и Шэфер [Schäfer]). Четвертый прототип P-16.04 (первый полет 8 июля 1959 года, последний – 27 апреля 1960 года) совершил 55 полетов общей продолжительностью 27 часов 25 минут (пилоты Бардилл, Дюлекс [Dulex] и Лир). Последний пятый прототип P-16.05 (первый полет 24 марта 1960 года, последний – 26 июня 1960 года) совершил 19 полетов продолжительностью 7 часов 14 минут (пилоты Бардилл и Дюлекс). Из иностранных пилотов указан только У. П. Лир-мл., тогда как имена остальных до сих пор засекречены.

 – схемы и компоновка четвертого прототипа опытного истребителя-бомбардировщика P-16.04 (P-16 Mk.III)

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Опытный истребитель-бомбардировщик FFA P-16 Mk.III (P-16.05) был цельнометаллическим монопланом с убирающимися стойками шасси (основными и носовой), одним турбореактивным двигателем, встроенным вооружением в виде двух пушек и блока неуправляемых ракет, восемью подкрыльевыми пилонами. P-16.05 был разработан для действий в специфических швейцарских условиях с обязательными короткими взлетами и посадками. Планер в основном был изготовлен из легких сплавов, реже использовались сталь и композитные материалы.

Фюзеляж

Технологически фюзеляж самолета состоял из трех частей. Передняя начиналась у пластикового обтекателя радиолокационного дальномера Ferranti и заканчивалась у передней кромки крыла. В носовой части за расположенным вертикально герметичным шпангоутом круглого поперечного сечения находились блоки радиоаппаратуры. По бортам находились антенны и дула пушек. Герметичная кабина пилота была ограничена упомянутым выше шпангоутом, вертикальными боковыми перегородками, нижней горизонтальной перегородкой и задним наклонным шпангоутом с направляющими для катапультируемого кресла Martin-Baker Mk.4 (британского происхождения). Каплевидный фонарь кабины обеспечивал отличный обзор во все стороны и состоял из передней, центральной и задней частей. Передняя часть включала в свой состав пластину из бронированного стекла, установленную в прочной раме, и двух треугольных боковых панелей из органического стекла. Центральная и задняя части изготавливались из прозрачного материала и соединялись между собой прочными рамами; центральная часть была сдвижной. Горизонтальная перегородка отделяла кабину пилота от ниши носовой стойки шасси. Полукруглые пространства между круглыми несущими шпангоутами и плоскими бортами «ванны» герметичной кабины были достаточно широкими, чтобы разместить в них пушки. Сразу за наклонным шпангоутом находился небольшой отсек, заполненный гидравлическим аккумулятором, батареей и электропроводкой; под данным отсеком находились колеса носовой стойки шасси. До стыка, расположенного на усиленном шпангоуте в оконечности этой части фюзеляжа (отдельный установленный вертикально вспомогательный шпангоут предназначался для крепления пушек) была монококовая конструкция, заполненная зарядными ящиками для пушек и выдвижного блока с неуправляемыми ракетами. На внешней обшивке монококовой конструкции были установлены конические вставки, отделявшие своими режущими пластинами пограничный слой от полукруглых воздухозаборников. Доступ к зарядным ящикам для пушек и выдвижного блока с неуправляемыми ракетами обеспечивался посредством откидных (или же раздвижных) створок, расположенных в нижней части фюзеляжа непосредственно за нишей носовой стойки шасси.

Средняя часть фюзеляжа имела полумонококовую конструкцию, образованную при помощи двух концевых шпангоутов и семи внутренних усиленных шпангоутов, из которых третий и четвертый несли узлы крепления консолей крыла. Впоследствии узлы крепления консолей и установлены на шестой шпангоут. К шестому и восьмому шпангоутам крепился двигатель. В средней части фюзеляжа между имевшими форму полумесяца воздуховодными каналами был расположен промежуточный накопительный топливный бак, над которым размещалось встроенное в систему управления устройство ограничения крена. Под воздуховодными каналами непосредственно у передней части турбореактивного двигателя были расположены части ниш основных стоек шасси (в данные части входят колеса стоек). В пространстве под двигателем были расположены гидравлические цилиндры управления закрылками. Между третьим и четвертым шпангоутами в верхней части были расположены четыре автоматические створки, воздух от которых шел к компрессору двигателя.

Задняя часть фюзеляжа имела монококовую конструкцию с несущими шпангоутами, стрингерами и работающей обшивкой; поперечное сечение задней части фюзеляжа было овальным и круглым. Через шпангоуты фюзеляжа проходила удлиненная труба, покрытая теплозащитным кожухом и заканчивавшаяся реактивным соплом. Шпангоуты с четвертого по седьмой имели в бортах вырезы, в которых находились тормозные щитки и гидравлическая система управления ими. К последнему шпангоуту в нижней его части крепилась хвостовая предохранительная опора, а к его верхней части над реактивным послом был присоединен контейнер с тормозным парашютом. Шпангоуты с восьмого по одиннадцатый несли крепления узлы крепления киля вертикального оперения, соединявшийся с проходившим спереди гагротом, прикрепленным к другим шпангоутам.

Несущие поверхности

Крыло самолета имело относительное удлинение 4,1, стреловидность передней кромки 16°, прямую заднюю кромку и оснащалось аэродинамическим профилем NACA 0008-34/65A 008 с относительной толщиной 8,5%. Консоли крыла самолета – как правая, так и левая – были восьмилинжеронными. Передний изогнутый лонжерон нес выдвигающиеся предкрылки Крюгера и управлявшие его перемещениями гидравлические цилиндры. Четвертые и пятые лонжероны были оснащены узлами крепления основных стоек шасси, а пространство между ними использовалось в качестве ниш для частей основной стойки (опоры и меньшая часть колес [большая часть колес укладывается в ниши, располагавшиеся в фюзеляже]). Задние лонжероны консолей крыла несли узлы крепления и кронштейны закрылков Фаулера,а также выступавшие с нижней поверхности крыла полусигарообразные обтекатели траверзов (по три на каждой консоли). Аналогичные обтекатели были и у зависающих элеронов, которые при взлете и посадке для увеличения подъемной силы отклонялись на 18° (сохраняя при этом свою основную задачу). Элероны приводились в движение гидравлическими цилиндрами, встроенными в конструкцию крыла. Коробчатая конструкция каждой из консолей крыла помимо восьми лонжеронов состояла из пяти нервюр, расположенных в направлении полета. Панели работающей обшивки были изготовлены фрезеровкой из проката дюралюминиевого сплава. К нервюрам, расположенным у законцовок консолей крыла, были прикреплены цилиндрические топливные баки с заостренными концами. Под консолями крыла в районе нервюр находились замки для крепления пилонов с вооружением. На прототипе применялись т. н. «мокрые» пилоны, к которым могли подвешиваться ПТБ и вооружение.

Закрылки имели классическую полумонококовую конструкцию с лонжероном, нервюрами и работающей обшивкой. Элероны имели расположенный в передней части лонжерон, несколько нервюр и обшивку; внутренние пространства элерона были заполнены пенополистиролом.

Хвостовое оперение

Киль вертикального оперения был изготовлен в виде двух отдельных (верхней и нижней) частей и имел классическую конструкцию из нервюр и лонжеронов (два основных и три воспомогательных лонжерона) и металлической несущей обшивки. Передняя кромка, а также гагрот были усилены серией полунервюр. Шестилонжеронный стабилизатор имел симметричную профиль и постоянную длину хорды. Угол установки стабилизатора мог изменяться в полете. Обшивка стабилизатора была металлической и несущей. Состоявший из двух частей руль направления и рули высоты были аналогичны элеронам, т.е. были заполнены пенополистиролом. Пространство пересечения рулей высоты и направления аэродинамически облагорожено цилиндрическим корпусом, который мог быть использован для размещения антенны РЛС предупреждения и т.д.. Верхушка киля получила обтекатель, под которым располагалась выступавшая из киля далеко вперед трубка Пито; в задней части киля был установлен габаритный огонь. Внутри киля был размещен амортизатор колебаний руля направления. Элероны, рули высоты и направления управлялись посредством необратимых гидравлических бустеров, изменение угла установки стабилизатора также осуществлялось при помощи гидравлического привода. Самолет был оснащен резервной электрической системой управления элеронами и рулями.

Шасси

Шасси самолета состояло из носовой и основных стоек, убиравшихся в нишу в передней части фюзеляжа (носовая стойка) и в нижние части средней части фюзеляжа и консолей крыла (основные стойки). Передняя ниша закрывалась тремя створками, каждая из ниш основных стоек – по две створки. Каждая стойка шасси оснащалась двумя колесами, основные стойки получили гидравлические тормоза колес. Компонентом шасси была также хвостовая предохранительная опора под задней частью фюзеляжа и ленточного тормозного парашюта с диаметром 4,50 метра. Под фюзеляжем за задней кромкой закрылков были узлы крепления стартовых ракетных ускорителей.

Силовая установка

Силовая установка прототипа P-16.05 состояла из турбореактивного двигателя Armstrong-Siddeley Sapphire ASSa-7 с взлетной тягой 4994 кгс (48,9 кН). Двигатель не был оснащен форсажной камерой. ТРД Sapphire ASSa-7 был оснащен тринадцатиступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания и двухступенчатой осевой турбиной. Компрессор имел степень сжатия 7,1; скорость потока воздуха в нем составляла 52 кг/с. Удельный расход топлива составил около 0,89 кг на кгс тяги. Максимальная тяга двигателя достигалась при 8000 об/мин, холостой ход двигателя был при 3000 об/мин. Сухой вес двигателя без покрытой теплозащитного кожуха удлиненной трубы и реактивного сопла составлял 1460 кг, длина двигателя была 3400 мм, диаметр – 1090 мм.

Герметичная топливная система состояла из промежуточного накопительного топливного бака объемом 605 литров и двух крыльевых баков объемом 946 литров. Горловина центрального бака была расположена на левой стороне фюзеляжа перед передней кромки крыла; заливкатоплима могла проходить под давлением. Расположенные на законцовках крыла топливные баки заполнялись самотеком (горловины баков находились в передних частях баков). Расположенные на законцовках крыла баки несли габаритные огни. Сливные отверстия для аварийного сброса топлива в полете на основе концах крыльевых баков.

Оборудование

В состав оборудования самолета входили тактическая воздушная навигационная система TACAN, гиростабилизированная платформа Sperry SYP 812, вычислитель параметров воздуха Jaeger Eldya, гироскопический прицел CSF 121, допплеровский радар RDN-72, бортовой компьютер Crouzet, ДМВ/УКВ радиостанция Plessey PTR 377, аварийный передатчик Collins, передатчик Bendix APX-72 и т.д.. Кабина пилота была оснащена системами герметизации, климатизации, кислородной системой, дополненной автономным комплектом для катапультируемого кресла.

Вооружение

Встроенное вооружение самолета состояло из двух 30-мм пушек Swiss Hispano-Suiza HS-825 с боезапасом 125 снарядов на ствол. Пилот вел огонь из пушек при помощи коллиматорного прицела и радиолокационного дальномера Ferranti Mk.8. Бомбометание облегчала прицельно-бомбардировочная система SAAB BT-9R. Под каждой консолью крыла можно было подвесить либо 500-кг бомбу, либо бак с напалмом объемом 450 литров. На серийных машинах планировалось установить универсальный подкрыльевые пилоны, которые могли нести подвесные топливные баки, контейнеры с разведывательным оборудованием и управляемые ракеты класса «воздух-воздух». Между носовой и основными стойками шасси размещался выдвижной блок с действующими по наземным целям неуправляемыми ракетами HSR 80 (32 ракеты калибром 80 мм). Первоначально в фюзеляже самолета размещался французский выдвижной блок MATRA 1000 с 44 неуправляемыми ракетами калибром 68 мм.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: P-16.05

Назначение: истребитель-бомбардировщик

Экипаж: 1 чел.

Силовая установка: один турбореактивный двигатель Armstrong-Siddeley Sapphire ASSa-7 с взлетной тягой 4994 кгс (48,9 кН)

Размеры:

размах крыла (с баками) 11,15 м
длина 14.33 м
высота 4,27 м
площадь крыла 30,03 м²

Вес:

пустого 7040 кг
нормальный взлетный 9295 кг
максимальный взлетный 11715 кг
максимальный посадочный 8400 кг

Летные характеристики:

максимальная скорость 
     у земли (без подвески) 1118 км/ч
     на высоте 10000 метров 1000 км/ч
максимальная скорость у земли (с подвесками) 924 км/ч
минимальная скорость 179 км/ч
первоначальная скороподъемность 65 м/с
практический потолок 14020 м
дальность полета с боевой нагрузкой у земли 760 км
минимальная дальность полета 1450 км 

источник: MIROSLAV BALOUS «FFA (Flug- und Fahrzeugwerke) P-16 «DÜSENSTORCH»» L+K 8/97