сплавов алюминия, имеет диаметр 1525 мм в миделевом сечении. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета стреловидное, классической схемы, с рулями высоты и направления. В передней части фюзеляжа размещена герметическая кабина пилота, которая в аварийных ситуациях отделяется от самолета (вместе с носовой частью фюзеляжа). В целях уменьшения сопротивления фонарь кабины на первом летном образце самолета вписывался в контур фюзеляжа. Однако при этом видимость из кабины оказалась недостаточной, вследствие чего фонарь был реконструирован в обычный (типовой), состоящий из выступающего козырька и обтекателя. Обшивка фюзеляжа выполнена преимущественно из магниевых сплавов. Трехопорное (трехстоечное) шасси убирается в фюзеляж.
В целях измерения характеристик полета и состояния конструкции самолет был оснащен измерительным оборудованием общей массой 2830 кг. Кроме того, использовались специальные манометры, измеряющие давление в 400 точках поверхности крыла и оперения, а также 904 тензодатчика для измерения сил в системе управления и напряжений в элементах планера. Результаты измерений и показания приборов автоматически регистрировались осциллографом и пятью кинокамерами.
Двигательная установка. На самолете используется комбинированная двигательная установка, состоящая из турбореактивного двигателя J-34 (W24C) фирмы «Вестингауз» со статической тягой 13,34 кН (1360 кГ) и жидкостного ракетного двигателя 6000С фирмы «Риэкшн моторз» с четырьмя камерами сгорания тягой 6,67 кН каждая (полная тяга 26,67 кН примерно постоянна на всех высотах). Турбореактивный двигатель обеспечивает взлет, полет в области околозвуковых скоростей и посадку, а ракетный двигатель предназначается исключительно для увеличения тяги при проведении исследований в области сверхзвуковых скоростей в течение нескольких минут. Для достижения рекордных скоростей полета в 1951 г. на одном из этих самолетов вместо ТРД был установлен топливный бак, позволивший в два раза увеличить время работы жидкостного ракетного двигателя.
Турбореактивный двигатель располагается в средней части фюзеляжа, а ракетный-в хвостовой. Боковые воздухозаборники установлены в нижней передней части фюзеляжа, а два выхлопных сопла-в его нижней части, за задней кромкой крыла. При полете на ТРД сопла ракетного двигателя закрываются специальным конусообразным обтекателем, представляющим собой хвостовую часть фюзеляжа. Взлет самолета осуществляется с помощью двух стартовых твердотопливных ускорителей, установленных по бокам фюзеляжа и сбрасываемых после сгорания топлива. Для полета на высоте около 10 500 м в качестве носителя использовался тяжелый бомбардировщик В-29.
Размах крыла, м 7,62
Угол стреловидности, ° 35
Длина, м 13,8
Высота, м 3,5
Площадь несущей поверхности, м
Нормальная взлетная масса, кг 9000
Удельная нагрузка на крыло, кг/м
Отношение массы самолета к тяге, кг/даН
– без ракетного двигателя 6,73
– с ракетным двигателем 2,24
Максимальное число Маха 2,01
Максимальная скорость, км/ч 2120
Посадочная скорость, км/ч 240
Потолок, м 25386
Х-3 фирмы «Дуглас»-одноместный экспериментальный самолет с турбореактивным двигателем-США, 1952 г.
История создания. Заключенный в 1947 г. фирмой «Дуглас» контракт предусматривал проектирование и строительство самолета для исследований свойств трапециевидных крыльев с малым удлинением и аэродинамического нагрева при полетах со скоростями ? = 2,0-^3,0. Работы по созданию самолета, обозначенного Х-3, продолжались пять лет. За это время фирма исследовала свыше 60 вариантов различных аэродинамических и компоновочных схем самолета и все доступные типы двигательных установок, включая и комбинированные. В своем выборе специалисты остановились на классической схеме планера и двигательной установке, состоящей из двух разработанных к этому времени турбореактивных двигателей J46 фирмы «Вестингауз» с тягой 31,14-37,75 кН. В период создания опытного образца самолета был увеличен диаметр двигателей, и они оказались непригодными для самолета, что привело к необходимости использования двигателей примерно в два раза меньшей тяги. Это не могло не сказаться на характеристиках Х-3, который превратился в самолет, едва достигающий околозвуковой скорости, и был пригоден только для исследования вибраций типа бафтинга. С самолетом Х-3 ВВС США связывали большие надежды, так как считалось, что он должен сыграть важную роль в повышении боевой мощи авиации противовоздушной обороны. Исходя из этих соображений, все данные, касающиеся этого самолета, вначале были тщательно засекречены. После же получения неудовлетворительных результатов испытаний их вообще не стали публиковать.
Создание опытного образца самолета было закончено в ноябре 1951 г. Однако вследствие замены двигательной установки и связанных с ней модификаций конструкции первый полет самолета был совершен 20 октября 1952 г. Испытания проводились до конца 1956 г. В одном из полетов была достигнута максимальная скорость, соответствующая M = 1,25. В процессе проведения исследований выяснилось, что из-за низкой тяговооруженности, большой удельной нагрузки на крыло и высоких скоростей взлета и приземления самолет является небезопасным в эксплуатации, особенно во время взлета и посадки.
Описание самолета. Х-3 представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с прямым трапециевидным крылом, изготовленным с применением ромбовидных профилей относительной толщины около 3% (максимальная толщина расположена на 2/3 хорды).
Крыло оснащено носовыми щитками, элеронами и щелевыми закрылками с внешними узлами навески, размещенными в удлиненных подкрыльевых обтекателях. Благодаря тому что фюзеляж имеет вытянутую переднюю часть, почти треугольное поперечное сечение и балочное завершение, самолету Х-3 было дано прозвище «летающая авторучка». Кабина пилота вписана в геометрический контур средней части фюзеляжа и оснащена ветрозащитным козырьком треугольного сечения, выполненным из двух пластин органического стекла. Кресло пилота (смещенное назад и влево от оси симметрии) в случае аварии катапультируется вниз; оно оборудовано двумя стабилизаторами и автоматом, отделяющим пилота от кресла на высоте 3400 м. При покидании самолета на меньших высотах отделение пилота от кресла
