истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.
Описание самолета. «Тридан» I представляет собой построенный по классической схеме средне- план с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками. Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%. Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором. При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолета лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3. В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолета «Тридан» II оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°. Другой характерной особенностью самолета «Тридан» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.
В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель. В самолете «Тридан» I была применена негерметичная кабина (пилот для полета надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолета и стабилизироваться специальным парашютом. Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолете «Тридан» II применены герметичная кабина и катапультируемое сидение. Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).
Двигательная установка. Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п. Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете. На опытных образцах самолета «Тридан» I устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин. В самолетах «Тридан» II были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами-сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, «Тридан» II стал первым самолетом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.
Размах крыла, м 8,15 6,86
Длина, м 14,0 12,95
Высота, м 3,13 3,13
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг – 2625
Нормальная взлетная масса, кг 5000 5150
Масса самолета при посадке, кг 3000 -
Масса топлива во внутренних баках, кг 2265 –
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м
Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 0,88
Максимальное число Маха 1,7 2,0
Максимальная скорость полета, км/ч – 2000
Посадочная скорость, км/ч – 180
Вертикальная скорость, м/с – 100
Время подъема на высоту 15 000 м, мин – 2,5
Потолок (практ./ /макс.), м …/18000 18 000/(22000- 25000)
Длина разбега, м – 500
Длина пробега, м – 500
Х-2 фирмы «Белл» – одноместный экспериментальный самолет с ракетным двигателем-США, 1953 г.
История создания. После проведения первой серии испытаний самолетов Х-1 фирма «Белл» совместно с Национальным координационным комитетом по авиации NACA и ВВС США приступила в 1949 г. к проектированию самолета для исследования аэродинамических и термодинамических явлений при полетах с ? 3. При этом предполагалось, что по мере совершенствования самолета он сможет достигать высоты в диапазоне 30-60 км, когда во второй половине полета тяга двигателя будет больше веса самолета. Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 г., и после выполнения нескольких планирующих полетов в 1953 г. (носителем являлся самолет «Боинг» В-50) был осуществлен его облет с работающим двигателем. Однако 12 мая 1953 г. во время заправки топливных баков опытного самолета в воздухе, когда Х-2 находился еще в бомбоотсеке В-50, произошел взрыв (погибли два члена экипажа самолета-носителя, подготавливавшие Х-2 к самостоятельному полету), самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Эта катастрофа прервала исследования до конца 1955 г.
Второй экземпляр самолета был построен лишь в 1955 г., и его облет с работающим двигателем состоялся в ноябре. Позже, 25.07.1956 г., была достигнута рекордная скорость в горизонтальном полете 3360 км/ч, а в начале сентября 1956 г.-высота 38 430 м. Второй опытный образец постигла участь первого: 27.09.1956 г. произошла катастрофа, причины которой так и не удалось установить. Описание самолета. Х-2 представляет собой моноплан классической схемы с низкорасположенным стреловидным ( ~ 40°) крылом, имеющим острую переднюю кромку. Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно
