Высокоскоростные исследовательские самолеты 1952-62 годов. Проекты высокоскоростных экспериментальных самолетов English Electric

Наиболее серьёзной проблемой среди прочих многочисленных конструктивных и технологических сложностей, с которыми сталкивались конструкторы при разработке сверхзвуковых самолётов, был кинетический нагрев корпуса самолёта. Для противодействия этому явлению компания English Electric развернула научно-исследовательские работы по изучению проблем использования титана в конструкции планера. Однако в работах по программе ER.134T компания по большей части воспользовалась заделом, накопленным в ходе работ над истребителем Р.1 (будущий Lightning) по спецификации F.23/49. Посвященная P.6 брошюра, выпущенная фирмой после проведенных исследований, представила четыре различных проекта с прямым, стреловидным и дельтавидным крылом.

Для компании English Electric наиболее предпочтительным был проект P.6/1, представлявший собой развитие Р.1 с двигателем RB.106. Бóльшая часть брошюры была посвящена именно ему. Крыло, при виде сверху имевшее форму шеврона, киль и руль направления были аналогичны P.1, но отличием были однодвигательная силовая установка и уменьшенный в связи с этим мидель фюзеляжа. Стабилизатор должен был быть цельноповоротным, а элероны и руль направления – обычного типа. Для обеспечения хороших характеристик управляемости на трансзвуке все отклоняемые поверхности P.6/1 должны были оснащаться необратимой бустерной системой управления. В качестве силовой установки предполагалось использование двигателя RB.106R с форсажной камерой, регулируемым воздухозаборником с коническим центральным телом и регулируемым сужающимся-расширяющимся соплом.

Максимальная скорость P.6/1 должна была превышать М=2; для достижения высоты 45 000 футов (13 716 м) самолёту потребовалось бы 9,5 минут, а продолжительность сверхзвукового полёта должна была с запасом превышать требуемые 10 минут. Согласно расчетам P.6/1 мог разгоняться до М=2 на всех высотах от 36 000 футов (10 973 м) до практического потолка, составлявшего 64 000 футов (19 507 м); на трансзвуковых скоростях расчетное значение потолка было ниже и составляло 60 000 футов (18 288 м). Компоновка кабины была очень близка к третьему прототипу F.23/49 (P.1B) с приподнятым для лучшего обзора фонарём. В компании English Electric предполагали достаточной установку внутри конического центрального тела воздухозаборника простого поискового радиолокатора. Емкость внутренних топливных баков должна была составлять 800 галлонов (3638 л).

общая и детальная компоновки English Electric P.6/1 (11.5.53); BAe

Компания обычно рассматривала экспериментальные самолёты с точки зрения применимости их конструкции в истребительном варианте, и P.6/1 в полной мере соответствовал этим взглядам: вооружение и боевое оборудование могли без проблем заменить исследовательскую аппаратуру. На истребительный вариант P.6/1 предусматривалась установка либо двух 30-мм пушек Aden и двух-четырёх ракет «воздух-воздух» Blue Jay, либо только пушек Aden, число которых в этом случае увеличивалось до четырёх. Ракеты должны были устанавливаться на законцовках крыла; окончательное решение об их количестве (две или четыре) предстояло принять после изучения их влияния на лётные характеристики и управляемость. Пушки устанавливались в верхней части фюзеляжа, по бокам от кабины пилота. В компании English Electric считали, что крыло большой стреловидности является оптимальным вариантом, и такой самолёт будет пригоден не только для научно-исследовательских целей, но и для практического использования в качестве истребителя с выдающимися характеристиками. Компания надеялась, что опыт, полученный в ходе работ по спецификации F.23/49, позволит ей сократить сроки проектирования и постройки самолёта до такой степени, чтобы одержать победу в конкурсе уже только на этом основании.

проект P.6/1 компании English Electric, 1953 год. Данный проект был дальнейшим развитием P.1 и являлся одним из одиннадцати проектов, созданных по спецификации ER.134T (рисунок выполнен Питом Вестом [Pete West]) 

Компания English Electric также предложила сравнительно простую адаптацию самолёта спецификации F.23/49 (P.1), с теми же двигателями Armstrong-Siddeley Sapphire Sa.5 номинальной тягой 8900 фунтов (39,8 кН), но с форсажными камерами и сужающимися-расширяющимися соплами вместо нерегулируемых сужающихся. Это позволило бы достигать скорости М=2 на высотах от 36 000 футов (10 917 м) до 57 000 футов (17 374 м), однако расчетная продолжительность полёта на этой скорости получалась лишь чуть более 5 минут с использованием ПТБ. Общий полётный вес проектируемого самолёта должен был составить 27 360 фунтов (12 410 кг). В связи с новыми проблемами производства двухмаховых самолётов было отмечено, что разработка самолёта данного типа окажется ценным промежуточным шагом, позволяющим получить знания раньше, нежели с использованием других средств. Кроме того, этот проект не зависел от разработки новых двигателей.

В Приложении 1 брошюры была рассмотрена дальнейшая модификация F.23/49. получившая наименование P.6/2. Общая конфигурация, конструкция крыла и компоновка двигателей повторяли P.1, за исключением более высокого фюзеляжа, позволявшего несколько увеличить расстояние по высоте между крылом и горизонтальным оперением. Силовая установка должна была состоять из двух более мощных двигателей Sapphire Sa.7, альтернативой являлись двигатели Rolls-Royce RA.18. Вооружение P.6/2 должно было быть идентично P.6/1, но дополнительно предлагался ещё один вариант – две пушки Aden и две батареи двухдюймовых (51 мм) неуправляемых ракет «воздух-воздух». Потолок самолёта должен был достигать 70 000 футов (21 336 м), продолжительность полёта со скоростью М=2 – 10 минут, а время разгона до этой скорости на высоте 50 000 футов (15 240 м) – 9 минут. Емкость топливных баков проектируемого самолёта составляла 770 галлонов (3501 л).

Приложение 2 брошюры отходило от концепции спецификации F.23/49 в пользу непоименованного проекта, указанного в открытых источниках как "P.6B". В компании English Electric с большим интересом изучили доклад Aero 2462, и общая компоновка "P.6B" первоначально основывалась на предложенной RAE. Однако вскоре стало ясно, что для удовлетворения требований спецификации ER.134T требовался более крупный самолёт. Проект был представлен в двух вариантах: экспериментального самолёта и боевого истребителя, причем последний был на 2000 фунтов (907 кг) тяжелее. Конструкция выполнялась из легких сплавов. Самолёт должен был иметь трапециевидное крыло, цельноповоротный стабилизатор, установленный примерно посередине высоты киля с целью вывести его из зоны создаваемой крылом турбулентности, и велосипедное шасси с поддерживающими стойками. Всё топливо и оборудование должны были размещаться в фюзеляже. Планировалось применить те же двигатели Sapphire Sa.7, что и на P.6/2, однако в данном проекте они должны были устанавливаться в гондолах на крыле; были предусмотрены регулируемые воздухозаборники с центральным телом и сужающиеся-расширяющиеся сопла. Согласно расчетам "P.6B" мог развивать скорость М=2 на высотах от 36 000 до 65 000 футов (от 10 973 до 19 812 м), но данные о продолжительности полёта на этой скорости приведены не были. Военная версия должна была нести тот же состав оборудования и вооружения, что и P.6/1 и P.6/2; при этом пушки устанавливались перед кабиной пилота, а обводы носовой части были изменены для установки радара, при этом длина самолёта уменьшилась на 2 фута (0,61 м).

проект самолёта с прямым крылом "P.6B" компании English Electric, 11 мая 1953 года. Пунктиром показаны контуры «военного» носа; BAe

После выполнения детальных расчетов аэродинамического сопротивления и оценки количества топлива, необходимого для требуемой продолжительности полёта на сверхзвуке, оснащенный трапециевидным крылом "P.6B" оказался менее привлекательным, чем проекты со стреловидным крылом. Из-за большого сопротивления крыла и мотогондол запас тяги на трансзвуковых скоростях был небольшим.

Другими недостатками были большое смещение аэродинамического фокуса при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям, что отрицательно сказывалось на маневренности самолёта, а также полная потеря управляемости в случае отказа двигателя на взлёте и дополнительное сопротивление, создаваемое высоко расположенным на киле стабилизатором. От полюбившегося низкорасположенного стабилизатора, который применялся в проектах со стреловидным крылом, здесь пришлось отказаться из-за мощного истечения идущих от крыла струй. И, наконец, использование обычных элеронов для поперечного управления; их реверс ожидался при эквивалентной воздушной скорости (EAS) 635 миль/ч (1019 км/ч), что было неприемлемо, поскольку для достижения скорости М=2 оптимальной была высота полёта 36 000 футов (10 973 м), где EAS уже составляла 720 миль/ч (1158 км/ч) и к тому же значительно возрастала даже при пологом пикировании. Это потребовало установки интерцепторов, которые в свою очередь вызывали сомнительные эффекты аэроупругости на прямом крыле при сверхзвуковых скоростях и создавали дополнительное сопротивление при маневрировании.

В компании English Electric согласились с тем, что прямое крыло при скорости М=2 может быть не хуже любого другого, но при реализации на практике такая конструкция вышла бы слишком большой и дорогой, имела плохие трансзвуковые и высотные характеристики и ряд серьезных проблем с устойчивостью, управляемостью и аэроупругостью, которые требовали значительных исследований. В самом деле, трансзвуковые характеристики получались столь неважными, что при высокой температуре воздуха боевой вариант вынужден был бы пикировать для того, чтобы выйти на сверхзвук.

Приложение 3 брошюры в качестве продолжения предыдущих исследований кратко рассматривало перспективы оснащения F.23/49 дельтавидным крылом.

В заключении было рассмотрено текущее развитие двигателестроения и его влияние на эти проекты, добавляя ценные детали информации к общей картине. F.23/49 (P.1) был разработан в то время, когда сверхзвуковая скорость в горизонтальном полёте могла быть получена лишь посредством использования двух двигателей Sapphire, установленных в фюзеляже один над другим. С тех пор удельная тяга двигателей относительно их поперечного сечения постоянно возрастала, и Sapphire Sa.4 на стендовых испытаниях показал тягу 10 000 фунтов (44,4 кН). Двигатель Rolls-Royce RA.18 имел примерно те же размеры и тягу, а применение форсажа на этих двигателях позволяло увеличить значения тяги более чем на 40%. Сужающиеся-расширяющиеся сопла также были испытаны на стенде, в то время как исследования, проведенные компанией English Electric в высокоскоростной аэродинамической трубе, позволили заполнить некоторые пробелы в знаниях о сверхзвуковом воздухозаборнике с центральным телом. С использованием всех этих новшеств на F.23/49 он с лёгкостью мог достигать М=2 на высотах до 70 000 футов (21 336 м). P.6/2 же, помимо новых воздухозаборников и реактивных сопел, имел увеличенный фюзеляж, в котором помещались новые двигатели и бóльший запас топлива.

проект P.6/2 компании English Electric, 11 мая 1953 года. Вид сверху проекта с треугольным крылом обсуждался в посвященной проекту P.6 брошюре компании English Electric; BAe

Вариант P.6/2 давал значительное улучшение характеристик, но был сделан поиск более дешевого и простого решения. Следующим кардинальным улучшением силовой установки истребителя должно было стать применение одного сверхзвукового двигателя, такого как RB.106; и чтобы развитие в этом направлении было возможным, в компании English Electric приняли решение, что силовая установка самолёта должна оставаться в фюзеляже. Было отмечено, что прямое крыло оказалось наиболее разочаровывающим на трансзвуковых скоростях, где его сопротивление было относительно высоким, тогда как все связанные с RB.106 преимущества достигались только при значительно более высоких скоростях. Таким образом, главным выводом English Electric применительно к однодвигательному истребителю было то, что хотя тяга RB.106 достаточна для достижения М=2 с тонким крылом практически любого вида в плане, но именно стреловидное крыло чрезвычайно важно для повышения характеристик на трансзвуковых режимах, где преимущества RB.106 перед существующими двигателями были невелики.

Как и в случае F.23/49, конфигурация крыла и оперения была выбрана для обеспечения оптимальных характеристик. Эта же конфигурация в сочетании с единственным двигателем RB.106 воплотилась в Р.6/1, демонстрируя возможность создания дешевого истребителя, обладающего высокими характеристиками как на трансзвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях. Использование уже существующих крыла, оперения, шасси, органов управления и систем позволяло существенно сократить затраты на разработку в сравнении с созданием полностью новой машины с нуля. Взлетный вес должен был быть меньше, чем у существующего F.23/49, при этом лётные характеристики должны были быть намного лучше, чем у прямокрылого "P.6/B" и варианта с дельтавидным крылом, рассмотренного в Приложении 3.

Однако, как указано в документах по итогам конкурса (Tender Assessment), именно "P.6B" с прямым крылом был одним из проектов, которым благоволило Министерство и RAE. Компании English Electric было поручено провести углубленное исследование. Результатом его стала полная перекомпоновка проекта, превратившегося в самолёт схемы «утка» с трапециевидным крылом. Данному проекту в компании English Electric не было присвоено особого обозначения, однако в опубликованных отчетах он именовался "P.6D".

В основу данного проекта, были положены два «кита»: использование двигателей RB.106 и наработок по бомбардировщику, разрабатывавшемуся на смену "канберрам" (Canberra replacement), который вблизи цели должен был резко увеличивать скорость до сверхзвука. Для варианта истребителя предполагалось «отмасштабировать» RB.106 в сторону уменьшения примерно на треть, а общий полётный вес должен был составлять 30 000 фунтов (13 608 кг). Радар и бóльшая часть оборудования истребителя располагались в носовой части, поэтому во избежание слишком передней центровки четыре пушки Aden решили поместить посередине фюзеляжа.

проект перехватчика схемы "утка" с трапециевидным крылом "P.6D" компании English Electric, 17 сентября 1953 года; BAe

Использование трапециевидного крыла должно было предотвратить значительный сдвиг вперёд аэродинамического фокуса на высоких дозвуковых числах Маха, свойственный прямокрылому "P.6B". Хотя схема "утка" имела сложности с балансировкой, она позволяла избежать проблем с установкой стабилизатора на киль и увеличить удельную нагрузку на крыло. Двигатели оснащались воздухозаборниками с регулируемым центральным конусом; сужение мотогондол к хвосту практически отсутствовало из-за большого диаметра регулируемых сопел в положении, соответствующем форсажному режиму. Значения максимальной скорости и потолка были очень близки к рассчитанным для P.6/1; при этом "P.6D" имел худшие характеристики на трансзвуке, зато на М=2 мог достигать бóльшего потолка – 69 000 футов (21 031 м). Хотя трансзвуковые характеристики улучшились по сравнению с "P.6B", они по-прежнему были хуже, чем у F.23/49 и самолётов на его основе. Тем самым было вновь подтверждено, что P.6/1 всё ещё оставался самым дешёвым и гибким в применении вариантом проекта истребителя, требующим относительно небольшого времени на разработку.

В то же время схема «утка» с использованием обычных (не уменьшенных) двигателей RB.106 и пропорционально увеличенной площадью крыла определённо имела перспективы в качестве замены "канберрам". В зависимости от предполагаемых миссий размеры фюзеляжа и вес также могли быть масштабно увеличены, так что общий полётный вес мог превысить 50 000 фунтов (22 680 кг). Но главный конструктор English Electric Фредерик «Фредди» Пейдж (Frederick W. “Freddie” Page) подтвердил, что фирма не слишком заинтересована в создании самолёта таких размеров исключительно для исследовательских целей. Команда из Уортона (Warton) была убеждена, что прямое развитие F.23/49 позволит создать полноценный «двухмаховый» истребитель, пригодный для использования днём и ночью. По словам Пейджа,

«пойдя по этому пути, вы удивитесь, насколько малый объём работ потребуется».

В конце концов Lightning доказал правильность этого мнения.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

источник: TONY BUTTLER "BRITISH SECRET PROJECTS JET FIGHTERS SINCE 1950"