Военно-транспортные самолеты Breguet 941. Франция Часть 1
Военно-транспортные самолеты Breguet 941. Франция Часть 1
Содержание:
Появление Breguet 941-01
Экспериментальный самолет Br 940 Intégral был всего лишь летающей лабораторией по тестированию разработанного компанией Breguet схемы крыла, обдуваемого винтами двигателей силовой установки.
Результаты испытаний данного первого прототипа побудили расположенное в Велизи конструкторское бюро разработать более крупные машины: грузопассажирский самолет, который должен будет заменить военные и гражданские машины классов Dakota-Noratlas (от 2 до 6 тонн полезной нагрузки), и десантный самолет, о котором мечтали в генеральном штабе.
наземный стенд для испытаний турбовинтовых двигателей и системы трансмиссии, которые стали частью конструкции самолета Br 941
Заказ на создание прототипа был сделан в феврале 1960 года. Первый полет прототипа Br 941-01 состоялся 1 июня 1961 года в Тулузе под управлением летчика-испытателя Бернарда Витта (Bernard Witt). Первоначально Br 941-01 получил номер гражданской регистрации F-WJSD, который позднее был заменен на F-ZWVZ.
прототип Br 941-01; во время выполнения первых полетов машина имела номер гражданской регистрации F-WJSD
Краткое техническое описание прототипа Breguet 941-01
Прототип Br 941-01 имел внешний вид, который был похож на внешний вид его предка – экспериментального самолета Br 940. Однако Br 941-01 был более крупным самолетом, обладал бóльшей аэродинамической чистотой и конструктивно был способен в «оперативных» условиях нести почти десять тонн военных грузов.
Крыло
Высокорасположенное крыло имело очень толстый аэродинамический профиль (16%), положительный угол поперечного V (4°) и в виде сверху имело трапециевидную форму (относительное удлинение 6,5) с прямоугольными законовками. Трехлонжеронный силовой набор крыла был «отказоустойчивым» (fail safe; невозможность распространения локального повреждения благодаря увеличению несущих элементов конструкции). Технологически крыло состоит из трех основных элементов: центроплана, пересекающего верхнюю часть фюзеляжа, и две консоли. В обшивке в основном использовались сэндвич-панели, что позволило получить очень прочный кессон несмотря на небольшое количество нервюр: по три в каждой половине центроплана и по восемь в каждой консоли.
прототип Br 941-01 с выпущенными закрылками в посадочной конфигурации
В передней части этого кессона непосредственно за передней кромкой крыла находились валы силовой передачи; передняя кромка крыла была подвижной за исключением участков между фюзеляжем и внутренними двигателями силовой установки. В задней части кессона крепились шарниры и опоры крупных закрылков и элеронов. Закрылки, аналогичные закрылками экспериментального самолета Br 940. Каждый из закрылков по размаху был разделен на четыре основных элемента; ближняя к фюзеляжу пара (более ближняя к фюзеляжу часть имела размах 2,45 метра, дальняя – 2,35 метра) была способна отклоняться на 100° и использовались только для увеличения подъемной силы при взлете и посадке, другая пара закрылков (размах частей 2,25 и 2,70 метра соответственно) отклонялась меньше и использовалась в качестве элеронов для управления по крену. При отклонении каждый из четырех элементов отходил назад и образовывал три щели между собой; при отходе друг от друга внешних и внутренних элементов каждого из закрылков образовывались две щели (вторая за счет размещения носка [фактически фиксированного предкрылка] задней части закрылка на некотором расстоянии от его остальной части; в экспериментальном самолете Br 940 Intégral трехщелевыми были только внутренние закрылки).
Силовая установка
Силовая установка состояла из четырех турбовинтовых двигателей Turboméca Turmo III D, которые при 6000 об/мин развивали мощность по 1250 л.с. (частота вращения генератора 34200 об/мин). С помощью набора редукторов и трансмиссий на основе валов и шарниров (передача с гибкой связью компании Hispano-Suiza) общая доступная мощность также распределялась между четырьмя винтами Ratier, имевшими диаметр 4,5 м и вращавшимися с частотой 1250 об/мин. В случае поломки любой из винтов мог быть отключен. Также как и на Br 940 управление шагом позволяло использовать внешние двигатели в «дифференциальном» режиме (управление самолетом по крену на малых скоростях) или в «прозрачном» режиме (управлением углом глиссады при заходе на посадку). Для энергичного торможения при посадке угол атаки лопастей четырех винтов может меняться от положительного на отрицательный и создавать обратную тягу.
Топливо содержалось в основных баках-отсеках, образованных кессоном крыла.
Фюзеляж
Фюзеляж имел прямоугольное поперечное сечение со скругленными краями и отличался большим грузовым отсеком (длина 10,90 метров, высота 2,25 метра и ширина 2,45 метра). Фюзеляж самолета представлял собой классический монокок и состоял из четырех конструктивных элементов, в самом переднем из которых, имевшим значительную площадь остекления, находилась кабина пилота. Доступ в переднюю часть самолета обеспечивался откидной дверью шириной 1,5 метра и встроенной в проем лестницей. В задней части фюзеляжа была расположена опускающаяся рампа, позволявшая осуществлять погрузку транспортных средств. На земле все пространство грузового отсека можно было использовать за счет раскрыва боковых створок. Для парашютирования тяжелых грузов боковые створки должны были быть демонтированы, а рампа во время горизонтального полета – опущена. Пол грузового отсека был рассчитан на давление до 750 кг/м². В грузовом отсеке планировалось перевозить до 40 полностью экипированных солдат, или три джипа, или два вертолета Alouette III, или один легкий бронеавтомобиль…
Предусматривалось вооружение в виде управляемых по проводам ракет SS 11, которые должны были подвешиваться под фюзеляжем, или в виде блоков неуправляемых ракет, которые должны были быть установлены на специальных опорах, подвешенных перед обтекателями основных стоек шасси.
Шасси
Каждая из двух основных стоек шасси типа Messier Jockey состояла из двух колес. Эти колеса были установлены тандемом на одном балансире, который в свою очередь соединялся с оснащенной амортизатором опорой. Основные стойки убирались в расположенные по бортам фюзеляжа обтекатели. Амортизатор основной стойки шасси также выполнял задачи подъемного цилиндра; для облегчения погрузки пол грузового отсека мог опускаться, для чего амортизаторы основных стоек шасси могли блокироваться на половине пути. Передняя стойка была классической со спаренными колесами и отличалась телескопическим амортизатором, позволявшим опустить заднюю часть фюзеляжа.
Расстояние между основными стойками шасси составляло 2,60 метра, расстояние между носовой и основными стойками шасси – 6,95 метров. Колеса шасси получили шины низкого давления (2,5 кг/см²).
Хвостовое оперение
Для улучшения управляемости на очень низких скоростях самолет получил хвостовое оперение большой площади.
Конструкция неподвижных частей хвостового оперения включала в себя два (киль) или три (стабилизатор) лонжерона с образующей кессон обшивкой в виде сотовой структуры. Стабилизатор с размахом 10 метров имел инвертированный профиль. Рули высоты, оснащенные фиксированными носками, допускал значительные отклонения в полете. Руль направления (первоначально он не был разделен на две части) соединялся с килем с помощью трех шарниров.
Доводка прототипа Breguet 941-01
Общий налет прототипа Br 941-01 составлял 1200 часов. Во время испытаний прототипа Br 941-01 в реальных условиях были исследованы те технические решения, которые до этого отрабатывались на чистом экспериментальном самолете Br 940.
прототип Breguet 941-01 в первоначальной конфигурации
Самолет долго доводился компанией-производителем после чего был передан для тестирования центру лётных испытаний (CEV – centre d’essais en vol). После CEV машина испытывалась потенциальными военными и гражданскими эксплуатантами.
Это позволило модифицировать самолет и определить облик будущих серийных самолетов. Во время испытаний были выполнены:
- определение наиболее выгодных углов отклонения закрылков и элеронов: 97° и 75° при посадке и 45 и 30° при взлете соответственно;
- удаление с передних кромок подвижных предкрылков и замена их менее сложными в производстве изогнутыми носками крыла, которые были почти столь же эффективны и которые наносили меньший ущерб во время крейсерского полета;
- увеличение площади вертикального оперения по результатам первых полетов: его было достаточно для выполнения крейсерского полета и недостаточным для захода на посадку (недостаточная устойчивость и значительное отклонение от курса);
- управление по рысканию стало более эффективным (площадь руля направления была увеличена, а сам он был разделен на четыре элемента);
- определение наиболее выгодных углов отклонения рулей высоты и углов атаки стабилизатора. Чтобы сохранить продольную управляемость следует позаботиться о том, чтобы стабилизатор не приблизился к своему максимальному значению коэффициента боковой силы Cz. В связи с этим была произведена проверка связи угла атаки стабилизатора с углом отклонения закрылков и было необходимо обратить особое внимание на соединявшиеся с фюзеляжем обтекатели основных стоек шасси;
- определение величины выноса внутренних и внешних двигателей силовой установки (постепенное реверсирование тяги);
- определены факторы, вызывающие срыв потока и штопор: самолет мог летать при угле атаки порядка 35°, но отсутствие «баффтинга» должно было потребовать внедрения в конструкцию машины устройства предупреждения. Штопор был симметричным;
- установка спойлеров, добавляющих эффект от своего воздействия к эффектам воздействия элеронов и дифференциальному шагу винтов внешних двигателей. Это позволило улучшить поперечную управляемость, уменьшить наведенное рыскание и даже помогло устранить трудности при рулежках на земле. Было высказано предположение, что впоследствии нужно будет удалить элероны, которые создавали спиральный заворачивающий момент;
- удаление сервопривода дифференциала крутки лопастей воздушных винтов. Данная очень обсуждаемая мера была предпринята в целях упрощения конструкции;
- испытания на перенос части дифференцирования шага винтов силовой установки на дифференцирование угла отклонения закрылков по размаху крыла с целью устранения наведенного рыскания;
- замена трансмиссии пропеллеров турбовинтовых двигателей на другую гораздо более простую;
- установка на передние кромки крыла и хвостового оперения пневматической противообледенительной системы;
- замена 1250-сильных двигателей Turmo III D на более мощные 1500-сильные Turmo III D3;
- испытания носовой стойки с одним колесом (но потом быстро вернулись к стойке со сдвоенными колесами);
- испытания радионавигационных систем различных уровней комплектности и специализации.
прототип Br 941-01, модифицированный после первых полетов (новое оперение)
Результаты испытаний прототипа Breguet 941-01
После выполнения различных доработок или параллельно с ними прототип Br 941-01 участвовал в большом количестве демонстрационных полетов. Одним из первых и наиболее значительным было участие в авиасалоне 1963 года, когда перед зрителями была выполнена выгрузка многотонного груза после приземления с пробегом длиной 150 метров.
загрузка военной техники в прототип Br 941-01. Обратите внимание на полоски ткани, нанесенные на хвостовое оперение и заднюю часть фюзеляжа во время испытаний с целью визуализации воздушного потока
Военно-воздушные силы тестировали самолет на различных более или менее сложных и неровных площадках – особенно в горах, – в то время как сухопутные силы изучали возможность его использования в качестве транспортно-десантного самолета или в качестве машины передового материально-технического обеспечения. Br 941-01 оказался способен нести около восьми тонн «военных» грузов. Прототип получил благоприятные отзывы в основном за легкость пилотирования и тактические характеристики. С другой стороны, критику вызвало его техническое обслуживание, которое оказалось значительно сложнее по сравнению с обычными самолетами.
Во время выполнения рекламных полетов прототип Br 941-01 взлетал и садился на расположенный в Исси-ле-Мулино (Issy-les-Moulineaux) парижский вертодром, а также в центре Брюсселя. Позже мы увидим, что прототип дважды был представлен в Соединенных Штатах. В самом ближайшем времени после представления американская компания Piasecki планировала выпускать под обозначением PA-94. Позднее (в 1962 году) компания McDonnell проявила к самолету самый активный интерес, присвоив ему обозначение MDC 188.
прототип Br 941-01 или McDonnell 188, выполняющий посадку на необорудованную площадку в США; 1965 год
На фоне увлечения или интереса, возникшего у некоторых транспортных авиакомпаний США, а затем и в некоторых штабах союзников по НАТО, французский генеральный штаб довольно неохотно навязал еще более недовольным военно-воздушным силам заказ небольшой серии. Сопротивление французских военных кругов было объяснено проблемами технического обслуживания Br 941, а также дороговизной летательного аппарата. В то время средств бюджета, выделяемого по статье «военно-транспортные самолеты» было едва достаточно для покрытия расходов по программе Transall и почти не было вопроса о получении значительных дополнительных кредитов!
Но, впрочем, пойдем дальше. Общие характеристики самолета в окончательном виде послужили основой для технических условий на серийную машину. 29 ноября 1965 года компанией Breguet был заключен контракт на раздел рисков при изготовлении технологической оснастки и на производство четырех самолетов предсерийного типа. Предполагалось, что после этого генеральный штаб выдаст заказ на производство сорока серийных самолетов.
Эти самолеты были обозначены Breguet 941 S (S как série – серийный). Здесь следует сделать небольшое отступление и сказать, что различные обозначения Br 941 использовались редко или кратковременно. Так, в 1961 году были упомянуты Br 941 C (civils – гражданский) и Br 941 M (militaires – военный). Название Br 941 C сохранялось в течение длительного времени и о данных машинах будет рассказано позднее. С другой стороны, четыре изготовленных транспортно-десантных самолета несли обозначение Br 941 S. В 1967 году было объявлено о варианте Br 941 B, который был бы серийным самолетом: как гражданским (грузовой), так и военным).
схема военно-транспортного самолета Br 941 S (сверху приведен профиль прототипа Br 941-01)
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Тип: Br 941-01
Назначение: военно-транспортный самолет
Статус: прототип
Экипаж: 4 чел
Силовая установка: четыре турбовинтовых двигателя Turboméca Turmo III D с тягой на взлете по 1250 л.с. каждый и вращавших винты Ratier-Forest FH 175/176 диаметром 4,5 м
Размеры:
размах крыла 23,40 м
удлинение крыла 6,5
длина 22,73 м
высота в порожнем состоянии 9,35 м
площадь крыла 82,60 м²
Масса:
пустого 11530 кг
максимальная взлетная 24000 кг
максимальная загрузка топлива 8000 кг (10000 л)
Летные характеристики:
экономичная крейсерская скорость 400км/ч
дистанция за которую самолет на взлете при массе 20000 кг набирает высоту 35 футов (10,7 м) 340 м
дистанция, за которую самолет во время посадки при массе 18000 кг снижается с высоты 50 футов (15,2 м) 185 м
дальность полета с 4 тоннами груза 1400 км
источник: Jean CUNY et Pierre LEYVASTRE «LES AVIONS BREGUET (1940/1971)», стр.136-149
