схемы со среднерасположенным крылом, угол стреловидности которого по передней кромке составляет 48°, а относительная толщина профиля равна 5,5%. Крыло оснащено расположенными вдоль всего размаха предкрылками и закрылками. Последние находятся в околофюзеляжных частях крыла (как и у самолетов F- 100D/F). Управление осуществляется с помощью трехсекционных интерцепторов и полностью управляемого хвостового оперения. Размещение воздухозаборника над фюзеляжем позволило выдвинуть кабину пилота вперед, а также несколько отклонить вниз заостренную носовую часть фюзеляжа, что обеспечило отличную видимость спереди и по сторонам, особенно при полетах с большими углами атаки. Трехстоечное шасси (главные стойки с одинарными колесами, передняя со спаренными) убирается в фюзеляж.
Вооружение. Вооружение опытных самолетов состояло из четырех пушек калибра 20 мм, установленных парами по бокам передней части фюзеляжа, и подкрыльных замков общей грузоподъемностью 4500 кг. Самолет оснащен электронным оборудованием, позволяющим автоматически наводить его на воздушную цель по сигналам наземных служб ПВО.
Двигательная установка. На самолете вместо двигателя J57 прототипа использован турбореактивный двигатель J75-P-9 фирмы «Пратт- Уитни» тягой ~ 7500 кГ без форсирования и 11 113 кГ-с форсированием. Надфюзеляжный плоский регулируемый воздухозаборник имеет клиновидное центральное тело и два параллельных канала, которые в центральной части фюзеляжа сходятся в один канал круглого сечения. Топливные баки расположены в фюзеляже. Дополнительный бак (закрепляемый на подфюзеляжных замках) весьма характерной плосковыпуклой формы частично вписывается в геометрический контур фюзеляжа.
Размах крыла, м 11,15
Длина, м 18,54
Высота, м 6,0
Площадь несущей поверхности, м
Максимальное число Маха 2,2 1)
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336
«Ледюк» 022 – одноместный истребитель-перехватчик – Франция, 1956 г»
История создания. Р. Ледюк свои первые работы над прямоточными воздушно-реактивными двигателями начал еще в 1929 г., а первый опытный самолет сконструировал в 1937 г. Однако строительство первого опытного образца «Ледюк» 010-01 было завершено лишь в 1945 г. Первый планерный полет был осуществлен 19.11.1946 г., а испытания самолета с работающим двигателем-21.04.1949 г. «Ледюк» 010 был первым пилотируемым летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, реализованным в соответствии с идеей так называемого моноблочного самолета, в котором силовая установка является не отдельным узлом, а частью конструкции планера. Этот самолет во время полета на высоте 11000 м достиг скорости 808 км/ч при тяге двигателя, составляющей лишь половину расчетной. В марте 1950 г. был построен второй опытный экземпляр 010-02. Зимой 1951/52 г. оба опытных образца разбились при летных испытаниях. В феврале 1951 г. был построен третий опытный образец-016, дополнительно оснащенный двумя турбореактивными двигателями «Марбор» фирмы «Тюрбомека» тягой 2,94 кН (300 кГ), которые устанавливались на концах крыла. Однако управление тремя двигателями оказалось весьма сложным, а самостоятельный старт самолета-очень трудным.
Опытный самолет, у которого вместо дополнительных двигателей на концах крыла были топливные баки, получил обозначение 020. Он подвергался исследованиям до января 1954 г., после чего был передан в музей. В начале 1953 г. был построен четвертый самолет этой серии (обозначенный 021-01), а год спустя – пятый (021-02). Летные испытания этих самолетов с работающими ПВРД были проведены соответственно 7.08.1953 и 1.03.1954 г. После окончания первого этапа летных испытаний на самолете 021-01 внутри ПВРД был установлен турбореактивный двигатель «Марбор» II тягой 3,73 кН (380 кГ). Он должен был обеспечивать необходимую тягу во время взлета, посадки и на переходных режимах полета. Все эти дозвуковые самолеты строились в виде среднепланов с прямым крылом, имели скорость до М = 0,85 и стартовали с самолета-носителя, роль которого выполнял модифицированный четырехдвигательный пассажирский самолет «Лангедок» S.E.161. Посадка осуществлялась при помощи выпускаемого двухколесного шасси велосипедного типа с малой базой и дополнительными опорами на концах крыла и в хвостовой части.
Последним самолетом из этого семейства был «Ледюк» 022, который разрабатывался как легкий сверхзвуковой истребитель-перехватчик.
Работы над этим самолетом были начаты в 1952 г., а к созданию опытного образца приступили в 1953 г. Ввиду того что строительство этого самолета затянулось, его летное испытание было проведено лишь 26.10.1956 г. На первом этапе летных испытаний использовался лишь турбореактивный двигатель. Первый полет самолета с ПВРД был совершен в 1957 г. После завершения испытаний все работы над самолетом с ПВРД были прекращены.
Описание самолета. «Ледюк» 022 представляет собой построенный по классической схеме сред- неплан со стреловидным крылом (стреловидность по передней кромке 35°, относительная толщина профиля 5%), установленным под положительным поперечным углом. Крыло оснащено элеронами и простыми закрылками. Горизонтальное оперение выполнено в виде управляемого стабилизатора, плоскости которого имеют небольшое отрицательное поперечное V. Вертикальное оперение-классическое, стреловидное, с рулем направления. Носовая часть фюзеляжа (вместе с кабиной пилота) выполнена в виде конуса с изломом образующей, а остальная часть-в виде цилиндра длиной ~ 11,8 м и внешним диаметром ~ 2 м-образует кожух прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, а передняя-в нишу фюзеляжа за кабиной пилота. В кабине, имеющей остекление по всему контуру, пилот занимает положение лежа (полулежачее-в опытных образцах дозвуковых самолетов). В аварийных ситуациях пилот сначала осуществляет отделение кабины от самолета и опускается в ней на парашюте до момента достижения безопасных высоты и скорости. Затем он обычным способом покидает кабину и приземляется на собственном, индивидуальном парашюте.
Двигательная установка. На самолете используется комбинированная силовая установка, состоящая из турбореактивного двигателя «Атар» 101D-3 фирмы SNECMA тягой 26,47 кН (2700 кГ) и прямоточного воздушно-реактивно- го двигателя. ТРД установлен вдоль оси самолета внутри ПВРД и используется во время взлета и разгона до момента запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя при М ~ ~ 0,4 (двигатели дозвуковых самолетов запускались при скорости ~ 340 км/ч, развиваемой самолетом-носителем «Лангедок»), Топливо размещается в крыльевых кессон-баках и в кольцевом баке, образуемом внешней и внутренней (кожух ПВРД) обшивками фюзеляжа.
