«Мираж-Бальзак» фирмы «Дассо» – одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки- Франция, 1963 г.
История создания. Работа над самолетом «Бальзак» в кооперации с предприятиями «Сюд авиасьон» была начата в 1960 г. Программа разработки была разделена на два основных этапа. Первый из них охватывал проектирование, строительство и экспериментальные исследования опытного образца самолета «Мираж» III 001, предназначавшегося для приобретения опыта пилотирования самолетов ВВП с отдельной подъемной двигательной установкой. Так как при разработке самолета не требовалось обеспечения максимальной скорости полета, была применена тяговая двигательная установка, позволяющая осуществлять взлет, полет и посадку и с дозвуковой скоростью. Опытный образец под названием «Мираж III-Бальзак» был испытан на привязи 13.10.1962 г., а его облет по полной программе (вертикальный взлет, горизонтальный полет и вертикальная посадка) был выполнен в марте 1963 г. На этом самолете был осуществлен довольно широкий круг полетных исследований, которые в 1964 г. были прерваны аварией. После ремонта самолета исследования продолжались. Они закончились в 1965 г. на 125-м полете катастрофой, во время которой «Бальзак» был полностью уничтожен. Эта катастрофа была вызвана потерей поперечной устойчивости во время посадки самолета.
Новый опытный образец боевого самолета с большими габаритами и массой и с другой двигательной установкой получил сначала обозначение «Мираж» III-V, а затем-«Мираж» V.
Описание самолета. Опытный образец «Бальзак» создавался главным образом для проведения летных испытаний тяговой двигательной установки и системы управления, используемой во время вертикального взлета и посадки, а также для исследования переходных режимов и горизонтального полета при малых скоростях. Истребитель-бомбардировщик «Мираж» III-V предназначался для разведки и нанесения ядерного удара по территории противника с высоты порядка 150 м при полете со сверхзвуковой скоростью. Необходимость выполнения двух столь разнородных задач предопределила габариты, взлетную массу и оборудование самолета. С целью более быстрого решения проблемы вертикального взлета и посадки при разработке нового самолета был использован планер существующего самолета «Мираж», оснащенный соответствующей двигательной установкой и системой управления, необходимой для выполнения различных стадий полета.
Самолет «Бальзак» является модификацией опытного самолета-истребителя «Мираж» III 001 с дополнительно установленными турбореактивными двигателями вертикальной тяги. Эти двигатели расположены в центральной части фюзеляжа, в том месте, которое предназначалось в самолете «Мираж» III 001 для топливных баков. По своему внешнему виду самолет отличается от «Миража» III лишь жа- люзями, которые закрывают воздухозаборники и сопла подъемных двигателей. Система шасси осталась без изменений. Однако в самолете «Бальзак» отказались от убирания шасси и применили (на главных стойках) спаренные колеса. Стойку переднего шасси значительно удлинили, а стойки главного шасси усилили дополнительными раскосами. Из-за неэффективности аэродинамического управления при полетах на малых скоростях использована реактивная система управления, работающая на сжатом воздухе. Воздух подается от компрессоров подъемных двигателей и по специальным трубопроводам поступает к 10 соплам, которые располагаются в передней и задней частях фюзеляжа (управление по тангажу), в консолях крыла (управление по крену) и по обеим сторонам киля (управление по курсу).
Двигательная установка. На самолете применена силовая установка с восемью подъемными и одним тяговым (маршевым) двигателями. В самолете «Бальзак» применены подъемные двигатели RB.108 фирмы «Роллс-Ройс» общей тягой 70,61 кН (7200 кГ), установленные вертикально соплами вниз. Рядом с ними в фюзеляже размещены топливные баки емкостью 1600 л, что обеспечивает зависание в течение 12 мин или 20-минутный поступательный полет (при вертикальном взлете и посадке). В крейсерском режиме полета используется маршевый турбореактивный двигатель «Орфей» фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 21,57 кг (2200 кГ).
Размах крыла, м 7,58
Длина, м 12,80
Высота, м 4,25
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 4835
Номинальная взлетная масса, кг 6100
Емкость внутренних топливных баков, л 1600
Удельная нагрузка на крыло, кг/м
Отношение массы самолета к тяге маршевого двигателя, кг/даН 2,82
VJ 101c фирмы «EWR-Зюд»-одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки- ФРГ, 1963 г.
История создания. В 1959 г. западногерманские фирмы «Бельков», «Хенкель» и «Мессершмитт» объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн «EWR-Зюд». Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ101A (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ101B (четыре двигателя в фюзеляже с изменяемым направлением тяги). Однако к этому времени к самолету были предъявлены дополнительные требования по увеличению дальности полета на малых высотах (приспособление самолета для атаки наземных целей), что обусловило необходимость применения более экономичной двигательной установки. Для такого назначения была признана наиболее эффективной смешанная система, в которой часть двигателей используется только во время взлета, на переходных режимах и при посадке. Проект соответствующего самолета был обозначен VJ101C.
Параллельно с работами над опытным образцом VJ101CX-1 (подъемно-маршевые двигатели без форсажных камер) и Х-2 (с форсажными камерами) были предприняты исследования системы управления самолетом на режимах взлета, висения и посадки с помощью дифференциального изменения тяги двигателей. Для этой цели были созданы две специальные исследовательские модели (стационарная и летающая) в виде каркаса самолета. Исследования летающей модели проводились сначала на привязи, а начиная с 13.03.1962 г. и в свободном полете. Геометрические параметры модели, ее центровка, положение двигателей (в вершинах треугольника, центр тяжести которого приближенно совпадал с центром тяжести самолета), кабины пилота и шасси соответствовали схеме самолета VJ101CX-1. При исследованиях влияния земли на процесс взлета и посадки к силовой раме каркаса снизу прикреплялся брезентовый чехол. После проведения наземных испытаний образца самолета на зависание (с телескопической системой зависания) 10.04.1963 г. был осуществлен первый полет с зависанием. После проведения исследований режима висения и подбора оптимальных параметров автопилота 31 сентября были начаты пробные полеты с нормальным взлетом. Испытания с поворотом двигательных гондол проводились сначала на высоте 2000 м (из соображений безопасности), а затем в диапазоне 70-90° вблизи от земли. Первый полет с вертикальным
