взлетом и посадкой был осуществлен 8 октября 1963 г., а 29.07.1964 г. была достигнута сверхзвуковая скорость (М = 1,04). Летные исследования первого опытного образца Х-1 были прерваны катастрофой, которая произошла 14.09.1964 г. Во время взлета на высоте 10 м и при скорости 250 км/ч система управления отказала, в результате чего самолет упал на взлетно-посадочную полосу и загорелся. После пробега ~ 1600 м самолет остановился; пожар был потушен. Пилот спасся путем своевременного катапультирования. Пробные полеты опытного образца Х-2 начались 27.10.1964 г., 10.10.1965 г. был осуществлен первый полет с включенными форсажными камерами, но лишь 21.04.1971 г. удалось достичь максимальной скорости, соответствующей ? = = 1,14. Исследования самолета VJ101C Х-2 были завершены 27 мая 1971 г., когда состоялся его 325-й полет. После этого самолет был передан в музей г. Мюнхена.
Описание самолета. Самолет VJ101C представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом малого удлинения. Многолонжеронное крыло, оснащенное закрылками и элеронами, крепится к фюзеляжу с помощью шести болтов. В носовой части фюзеляжа, выполненной по образцу самолета F-104G, находятся телеметрическое оборудование, которое используется при летных испытаниях, и герметическая кабина пилота с катапультируемым креслом класса 0-0. Неподвижная передняя и откидываемая в сторону основная часть фонаря выполнены (каждая) из одного листа стекла. Центральная часть фюзеляжа выполнена в соответствии с правилом площадей. В ней находятся два главных мягких топливных бака и ниши уборки главных стоек шасси. В хвостовой части фюзеляжа опытного образца Х-2 находятся топливный бак и отсек с тормозным парашютом. Трехколесное неубираемое шасси у самолета Х-1 (убираемое назад, в фюзеляж, у Х-2) рассчитано на посадку с вертикальной скоростью до 3,5 м/с.
Конструкция планера самолета выполнена главным образом из сплава алюминия; отдельные элементы конструкции, работающие при повышенных температурах, изготовлены из стали или титана. Одним из интересных и новаторских решений является использование смешанной системы управления. Система аэродинамического управления нормального типа состоит из элеронов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения с подфюзеляжным килем. На режимах вертикального взлета, посадки и зависания используется реактивное управление (тягой двигателей). Ручка управления непосредственно соединена с рычагом газа двигателей.
Двигательная установка. В конце 60-х-начале 70-х годов считалось, что отношение взлетной массы к тяге для сверхзвуковых самолетов не должно превышать ~ 2 кг/даН. С учетом этого в самолете VJ101C была использована подъем- но-маршевая силовая установка, состоящая из шести двигателей, четыре из которых в крейсерском полете работают как маршевые. Для самолета VJ101C разрабатывался специальный одно- вальный турбореактивный двигатель RB-153-17 фирм «Роллс-Ройс» и MAN, эффективный при больших скоростях полета. Так как к началу строительства опытных образцов самолета разработка двигателей еще не была завершена, то пришлось использовать менее мощные двигатели RB-145. Это потребовало уменьшения взлетной массы самолета с первоначальной ~ 13 000 до 6000-8000 кг. На первом опытном образце были установлены двигатели тягой 12,26 кН (1250 кГ) без форсажных камер, а на втором (в гондолах)-двигатели RB-145R тягой 15,79 кН (1610 кГ) при форсировании.
Использование поворотных двигательных гондол является одной из наиболее интересных особенностей самолета VJ101C. Массовый анализ показал, что масса механизмов поворота гондол меньше, чем системы отклонения реактивной струи двигателей. В конструкции механизма поворота гондолы используются роликовый подшипник большого диаметра, расположенный в стенке гондолы, и ось, выполненная в виде трубы, через которую проходят необходимые коммуникации. Гондолы поворачиваются с помощью задублированных гидроприводов, питание которых осуществляется насосами, смонтированными непосредственно на двигателях. Использование разъемных соединений топливной и гидравлической систем, а также оборудования системы управления в концевых частях крыла позволяет легко демонтировать гондолы. Запуск двигателей осуществляется с помощью гидростартеров.
В самолетах вертикального взлета и посадки определенную трудность представляет выбор конструкции воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям принципиально различающихся стадий полета. Одной из проблем является запуск подъемных двигателей во время горизонтального полета на положительных углах атаки фюзеляжа, так как при этом в области заборника давление пониженное, а вблизи сопла двигателя повышенное. Проблема была решена путем использования большого щитка на верхней части фюзеляжа и щелевой створки на нижней части, с помощью которых создается необходимый для двигателя поток воздуха. Воздухозаборники подъемно-маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полета. Поэтому на режимах взлета, висения и посадки используется дополнительный воздухозаборник, который образуется за счет выдвижения передней части гондолы вперед при одновременных отклонении закрылков и выпуске шасси. Образующаяся при этом на поверхности гондолы щель увеличивает площадь проходного сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределения скоростей и давлений потока на входе в компрессор.
Два основных топливных бака находятся в фюзеляже, в центре тяжести самолета (непосредственно за подъемными двигателями). Третий, меньший бак расположен в хвостовой части фюзеляжа.
Размах крыла, м 6,61
Длина, м 15,70
Высота, м 4,13
Площадь несущей поверхности, м
Нормальная взлетная масса, кг 7690
Масса пустого самолета, кг 5450
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Максимальное число Маха 1,14
Е -266-рекордный самолет конструкции А.И. Микояна-СССР, 1963 г.
История создания. К строительству опытного образца приступили в 1960 г., а его облет был совершен в 1963 г. В апреле 1965 г. сообщалось об установлении на самолете Е-266 первых мировых рекордов скорости полета по замкнутому 1000-км маршруту с нагрузкой 1000 и 2000 кг. В общей сложности в 1965-1978 гг. на самолете Е-266 и его модификациях было установлено больше всего (25) мировых рекордов (в том числе 14 до сих пор не побитых и один впервые зарегистрированный в истории авиации). Впервые публично самолет был показан в 1967 г. в аэропорту «Домодедово» по случаю Дня авиации СССР. Рекордные летные качества самолета явились причиной того, что в 60-х годах США приступили к разработке самолета F-15, копируя при этом Е-266.
16.03.1965. Скорость 2319,120 км/ч в полете по замкнутому 1000-км маршруту (пилот Федотов; 3 рекорда, соответ ственно без груза, с грузом 1000 и 2000 кг).
5.10.1967. Абсолютная высота 29 777 м при полете с грузом (Федотов; два рекорда, соответственно с грузом 1000 и 2000 кг); скорость 2981,500 км/ч в полете по замкнутому 500-км маршруту (Комаров).
27.10.1967. Скорость 2920,670 км/ч в полете по замкнутому 1000-км маршруту (Остапенко; 3 рекорда,
