Bristol Aircraft Ltd. |
В 1956 г. в Великобритании
была образована комиссия для координации работ над сверхзвуковым пассажирским самолетом. После нескольких лет исследований был
сделан вывод о целесообразности разработки самолета со скоростью примерно М = 2. Для
самолета была принята схема «бесхвостка» с треугольным крылом. Из нескольких предварительных проектов был выбран
ВАС 223, разработанный в 1960 г. фирмой
Bristol Aircraft Ltd, ставшей после приватизации одним из отделений концерна ВАС.
В целях проведения необходимых аэродинамических исследований в это же время была начата разработка экспериментальных самолетов:
сверхзвукового Т.188 и дозвукового HP 115 фирмы «Хэндли-Пейдж». Несколько позже развернулись работы и над сверхзвуковым
аналогом пассажирского самолета ВАС 221. Первые два самолета предназначались для исследования явлений, сопутствующих строго определенным
скоростям, а третий - для определения свойств оживального крыла как наиболее подходящего
для пассажирского самолета.
Самолет Тип 188 предназначался в основном для исследования аэродинамического нагрева, работы турбореактивных двигателей, их воздухозаборников и воздушных каналов при больших сверхзвуковых скоростях полета.
Первые данные о нем были опубликованы в октябре 1958 г., модель была показана в 1960 г., первый опытный образец был построен в 1961 г.
Для сборки практически цельностального корпуса фирме Bristol пришлось с помощью фирм Vickers и Armstrong Whitworth освоить технологию сварки
в среде аргона. Предусмотренные первоначально два двигателя Rolls-Royce Avon RA.24R
были заменены на двигатели de Havilland Gyron DGJ.10.
Первоначальный заказ на 6 самолетов позднее
был сокращен до 3, один из которых представлял собой планер для статических
прочностных испытаний. Технические неполадки, включая проблемы с конструкцией
воздухозаборника двигателей, задержали первый полет до 14 апреля 1962 г. Самолет,
пилотируемый главным летчиком-испытателем Годфри Оти, поднялся в воздух из Филтона и
через 23 минуты приземлился на территории Научно-исследовательского и
испытательного института самолетов и вооружения в Боском Дауне. Второй опытный
образец был облетан 29.04.1963 г.
Достаточно необычная аэродинамическая схема Т.188 потребовала предварительных исследований вибрационных характеристик крыла с относительно большими гондолами двигателей. Их провели
в широком диапазоне скоростей на ракетных моделях, информация с которых
во время летных испытаний передавалась с помощью телеметрии.
Первый опытный образец совершил 19 полетов, все - дозвуковые. Второй до
закрытия программы в январе 1964 совершил 51 полет, достигнув максимальной скорости
лишь М=1,88. Исследовательская карьера самолетов Бристоль 188 оказалась короткой,
поскольку расход топлива был таков, что продолжительность полета на требуемой
скорости оказалась недостаточной для исследования нагрева.
Описание самолета. Т.188 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан,
имеющий прямое крыло с относительной толщиной 4% и переменной кривизной передней
кромки. Угол стреловидности передней кромки изменяется от 9° (на участках крыла между гондолами и фюзеляжем) до 38° (за гондолами)
и 64° (в концевых частях). Большой угол стреловидности концевых частей крыла
позволяет уменьшить перемещение центра давления назад при превышении скорости
звука. Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена путем значительного ее
выдвижения вперед. Как показывают исследования в аэродинамической трубе, применение
передней кромки такого типа на прямом крыле позволяет получить хорошие аэродинамические
характеристики в области околозвуковых скоростей и малое волновое сопротивление при полете со сверхзвуковыми скоростями. Крыло оснащено закрылками (между гондолами) и элеронами с роговой компенсацией. Последние можно
рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обычными закрылками.
Такое конструктивное решение обеспечивает высокую эффективность управления во всем диапазоне рабочих
скоростей и малые управляющие усилия. Система управления элеронами обладает передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в диапазоне
+12,5° при малых скоростях (до М = 0,3) и постепенное уменьшение угла до
+ 4,8° при возрастании скорости полета до крейсерской. Аналогичная система управления с регулируемым передаточным отношением использована в каналах рыскания
и тангажа (от +25 до +1,5°). Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме с управляемым стабилизатором.
Фюзеляж большого удлинения с овальной формой поперечного сечения позволяет разместить пилота в сидячем положении, а колеса
главных стоек шасси - в вертикальном положении. В хвостовой части фюзеляжа расположены
два тормозных щитка, а в его конце - контейнер
с парашютом. Шасси трехстоечное. Передняя стойка - со спаренными колесами - убирается
вперед, главные - с одинарными - в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во время убирания главных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на 90°.
Планер самолета почти полностью выполнен из нержавеющей стали с применением клепки
и сварки. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения наружных (под воздействием
аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) элементов конструкции использованы легкие сплавы. Стенки лонжеронов выполнены из гофрированной стали.
Двигательная установка. На самолете
использованы два турбореактивных двигателя «Джайрон Джуниор» DGJ.10R фирмы «Бристоль-Сиддли»
(по др.данным - de Havilland) тягой 44,47 кН (4535 кГ) каждый. Использование форсажной камеры, работающей
при температуре 2000 К, позволяет увеличить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М = 2,5 на высоте 12000 м тяга форсированного двигателя составляет 88,26 кН
(9000 кГ). Двигатели размещены цилиндрических гондолах (диаметром ~ 1,2 м) с регулируемыми лобовыми воздухозаборниками
и впускными и выпускными створками. Взаимное расположение воздухозаборников и заостренной носовой части фюзеляжа таково, что
система косых скачков уплотнения оказывается оптимальной при больших сверхзвуковых скоростях полета. Значительное выдвижение передних частей гондол вперед по сравнению с передней кромкой крыла, а также использование
модульной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют легко
заменять воздухозаборники, а в перспективе даже и двигатели (в зависимости от результатов
испытаний).
Описание | ||
---|---|---|
Разработчик | Bristol | |
Обозначение | Type 188 | |
Тип | Экспериментальный самолет | |
Первый полет | 14 апреля 1962 | |
Экипаж, чел | 1 | |
Выпуск | 2 | |
Геометрические и массовые характеристики | ||
Длина самолета, м | 21,64 (21,66) | |
Высота самолета, м | 4,06 | |
Размах крыла, м | 10,69 | |
Площадь крыла, м2 | 36,83 (36,84) | |
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 | 300 | |
Взлетная масса (нормальная), кг | 17040 | |
Вес пустого, кг | 12712 | |
Масса топлива, кг | 4700 | |
Весовая отдача, % | 45,7 | |
Силовая установка | ||
Число двигателей | 2 | |
Двигатель | ТРД DH DGJ.10R «Gyron Junior» | |
Статическая тяга двигателя, кгс (кН) | макс | 4535 (44,47) |
форсаж | 6350 (62,37) | |
Тяга двигателя при M=2,5 H=12км (форсаж), кгс (кН) | 9000 (88,26) | |
Тяговооруженность | 0,4-0,5 | |
Летные данные | ||
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч (М=) | 2650 или 2500 (2,5) | |
Посадочная скорость, км/ч | 230 | |
Практический потолок, м | 22000 |
Источники информации: