руководство компании решило отложить этот этап на конец 1954 г. и решило продлить первый этап на 18 месяцев и представило так называемую 'Программу расширенных исследований по первому этапу'. Было названо несколько причин, побудивших принять такое решение. Во-первых, необходимо было провести дополнительные исследования в области титановых технологий, в частности, процессов изготовления деталей из титана. Во-вторых, требовалось изучить поведение гидравлической системы в условиях сильного нагрева планера в полете. Далее предполагалось внести доработки в систему жизнеобеспечения летчика. Не были окончательно решены вопросы управления режимами работы силовой установки. Наконец, все еще продолжались дискуссии относительно системы обзора через перископ и конструкции катапультируемой капсулы.
Первое серьезное изменение в конструкцию перехватчика XF-103, внесенное в течение дополнительного периода исследований, касалось сопла двигателя. Квадратное сопло превратили в круглое осесимметричное. Сделано это было, в основном, по причине уменьшения массы конструкции, так как известно, что при заданных размерах круглое сопло требует меньше материалов, чем квадратное. В результате воздушные тормоза, находившиеся на боковых стенках квадратного сопла, разместились на фюзеляже сразу же перед регулируемыми створками сопла. Для улучшения путевой устойчивости размеры вертикального оперения (размах и площадь) были несколько увеличены.
Второй этап программы начался в конце 1954 г. Вплоть до января 1957 г., когда была проведена техническая инспекция проекта, продолжалось решение различных проблем, причем над конструктивным их решением преобладали политические аспекты.
Облик перехватчика XF-103 после января 1957 г. отразил все изменения как с технической точки зрения, так и боевого применения, вносившиеся с самого начала разработки. Передняя секция фюзеляжа была удлинена на 1,5 м, что позволило увеличить емкость топливных баков, использовать управляемые ракеты класса воздух-воздух с ядерной или обычной боеголовкой и усовершенствованной системой управления пуском, а также увеличить размеры отсека под носовым обтекателем для установки РЛС с антенной диаметром 1,03 м и дальностью обнаружения цели 160 км. Результатом этого стало увеличение длины фюзеляжа до 24,96 м.
Процесс проектирования всегда сопровождается увеличением взлетной массы самолета и, соответственно, его размерами. Так и в случае с перехватчиком рост массы заставил увеличить размах крыла до 10,91 м (но при сохранении его площади) и высоту вертикального оперения до 5,55 м.
В конце 1958 г. фирма Рипаблик предполагала приступить к наземным испытаниям самолета, а в начале 1960 г. планировалось поднять его в воздух.
Через восемь месяцев после полета первого опытного самолета XF-103 должны были начаться испытания второго. Третий самолет предполагалось оснастить штатным электронным комплексом для отработки системы управления огнем.
В январе 1957 г. во время заседания инспекционной комиссии фирма Рипаблик предложила построить специализированный демонстрационный самолет и провести на нем программу скоростных полетов на большой высоте независимо от программы разработки перехватчика XF-103. Это предложение должно было оказать поддержку разработке боевого самолета, так как с начала его создания прошло уже шесть лет, в нее было вложено 100 млн. долл., а самолет до сих пор так и не взлетел.
Демонстрационный самолет должен был отличаться от перехватчика. Например, в отсеках, предназначенных для размещения управляемых ракет, планировалось разместить топливные баки, в результате чего запас топлива мог возрасти с 8525 до 10340 л. Можно было обойтись и без такой модификации, так как и с подкрыльными топливными баками увеличенной емкости (2270 вместо 1210 л) можно было добиться поставленных целей. Кстати, идея размещения дополнительного топлива в двух задних отсеках для ракет на перехватчике XF-103 позволяла увеличить его запас до 9840 л.
Интересно, что на демонстрационном самолете предполагалось получить более высокие летные характеристики, чем на боевой машине. Фирма Рипаблик сообщала, что на высоте 24385 м скорость будет соответствовать числу М=3,7, а на высоте 22680 м - числу М=3,63. Расчетная скороподъемность на уровне моря составляла 203 м/с при работе двигателя на режиме ТРД, а на высоте 15240 м на режиме ПВРД скороподъемность возрастала до 380 м/с.
При использовании обычного авиационного керосина JP-4 боевой радиус при крейсерском числе М=3 оценивался в 1020 км, а при М=2 - 1390 км. При использовании высокоэффективного 'химического' топлива (одновременно и более коррозионного) значения боевого радиуса могли возрасти, соответственно, до 1300 и 1520 км. Некоторые оптимисты даже полагали, что применение 'химического' топлива позволит даже с ТРД выйти на числа Маха около
Однако летом 1957 г. произошло важное событие: оказалось, что двигатель YJ67-W-3 никак не может выйти на свои расчетные параметры. Поэтому фирма Рипаблик решила заменить двигатель на серийных самолетах, а ТРД YJ67 использовать только в качестве промежуточной силовой установки.
В качестве основного двигателя рассматривались усовершенствованный вариант двигателя J67, двигатель Пратт-Уитни J75 и канадский ТРД Авро Канада 'Оренда Ирокез'. Причем последний считался основным кандидатом, так как имел без форсажа тягу 9980 кгс, т.е. такую, какую хотели получить на двигателе J67 на форсажном режиме. Кроме того, размещение ТРД 'Оренда Ирокез' на самолете XF-103 не требовало значительных изменений в конструкции; нужно было только незначительно доработать внутренний воздушный канал и усилить узлы крепления двигателя.
Ранее уже говорилось, что двигатель J67 представлял собой 'американизированный' ТРД 'Олимп', созданный английской фирмой Бристоль. Процесс 'американизации' вызвал определенные трудности, о которых фирма Рипаблик практически никогда не узнавала. Главная проблема заключалась в том, что никак не могли получить требуемую тягу.
Но несмотря на это, стендовая отработка двухрежимного ТРД J67 прошла успешно и подтвердила основную идею.
Переход с режима ТРД на режим ПВРД выполнялся без проблем. Для смены режимов требовалось всего 7 с.
Аэродинамика самолета XF-103 была в первом приближении определена на начальном этапе программы, но затем стала меняться по мере ее выполнения и изменений в подходе к боевому применению и общему облику самолета. Еще на предварительном этапе аэродинамик Ричард Уайткомб (получивший позднее известность предложением устанавливать на концах крыла транспортных самолетов вертикальных аэродинамических поверхностей с целью снижения индуктивного сопротивления) из научно- исследовательского центра им. Лэнгли указал на очевидность использования 'правила площадей' на самолете XF-103. Фирма Рипаблик внимательно отнеслась к этому предложению и посчитала его своевременным. Испытания модели в аэродинамической трубе при числах Маха больше 1 сразу показали снижение вредного сопротивления. Большое удлинение фюзеляжа (около 19) в сочетании с тонкими крылом и поверхностями оперения закладывали основу для благоприятного распределения поперечных сечений.
Пока фирма Рипаблик проводила серию испытаний моделей своего перехватчика в трансзвуковой трубе НИЦ им. Лэнгли, здесь же фирма Конвэр испытывала модель истребителя F-102 в исходной конфигурации. Один из инженеров подслушал разговор специалистов Конвэра и рассказал, что они ис-
пытывают серьезные проблемы в связи с ростом вредного сопротивления на сверхзвуковых режимах и для устранения этого явления собираются применить поджатие фюзеляжа в хвостовой части (т.е. использовать 'правило площадей'). На Рипаблике тотчас провели необходимые расчеты и решили также в хвостовой части фюзеляжа применить такое же конструктивное решение.
Испытания модели XF-I03 выявили интересную особенность при увеличении числа Маха до 2,5-3. При числе М=3 угол наклона поляры крыла существенно уменьшался. Но так как фюзеляж благодаря форме нижней поверхности создавал примерно 22% подъемной силы на сверхзвуке, то происходила компенсация в потере подъемной силы крыла, т.е. крыло как бы разгружалось. Этот эффект специально используется на некоторых современных истребителях при полетах на больших углах атаки.
Расчеты и испытания моделей в трубах показали, что перехватчик обладает хорошей продольной устойчивостью. До числа М=2,2 сохраняется достаточно хорошая путевая устойчивость при углах атаки 8- 12°, когда вертикальное оперение затеняется крылом. Большинство современных самолетов не выходят на такие углы атаки при больших сверхзвуковых скоростях, но для XF-103 условия боевого применения
