Управление Главно .омандующего Военно-Воздушными Силами
Б. А. АЛЕКСЕЕВ, Б. Т. ГОРОЩЕНКО, А. А. ДЬЯЧЕНКО, Г. Ф. СИВКОВ
К 0«оД*'Ио«у No
и
ДЛЯ СЛУЖЕБНОГО ПОЛЬЗОВАНИЯ экз. т Ш.
ЛЕТНО-ТАКТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ИНОСТРАННЫХ САМОЛЕТОВ-ИСТРЕБИТЕЛЕЙ И БОМБАРДИРОВЩИКОВ
МОСКВА 1962
Управление Главнокомандующего Военно-Воздушными Силами
Б. А. АЛЕКСЕЕВ, Б. Т. ГОРОЩЕНКО, А. А. ДЬЯЧЕНКО, Г. Ф. СИВКОВ
ДЛЯ СЛУЖЕБНОГО ПОЛЬЗОВАНИЯ
Эк.3. № /у/
ЛЕТНО-ТАКТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ИНОСТРАННЫХ САМОЛЕТОВ-ИСТРЕБИТЕЛЕЙ И БОМБАРДИРОВЩИКОВ
ПОСОБИЕ ДЛЯ ЛЕТНОГО СОСТАВА
МОСКВА 1962
Пособие для летного состава ВВС содержит основные летно-тактические характеристики некоторых истребителей, состоящих на вооружении ВВС США, Великобритании и Франции: F-102A; F-104; F-ЮЭД; F-106A; «Лайтнинг» F.1; «Джавелин»; «Супер-Мистер» В-4; «Мираж III» и бомбардировщиков: В-58А и «Виктор» В-2.
Приведенные летно-тактические характеристики иностранных самолетов позволят летному составу строевых частей ВВС провести сравнительную оценку боевых свойств отечественных и зарубежных самолетов, а также облегчат разработку некоторых тактических приемов воздушного боя.
При использовании данного пособия необходимо иметь в виду, что летно-тактические характеристики упомянутых выше самолетов получены расчетным путем. Однако эти данные являются вполне надежными, так как современные методы аэродинамического расчета позволяют получить летнотактические характеристики самолетов с точностью, достаточной для практики.
Книга написана по материалам научно-исследовательской работы, выполненной в ВВИА имени проф. Н. Е. Жуковского (кафедрами № 16, 17, 14, 15 и ЦНИИ-30 МО). Общее руководство при подготовке книги осуществлялось профессором, доктором технических наук Б. Т. Г о р о щ е н к о.
В книге пронумеровано всего 108 стр.
2
I. САМОЛЕТЫ-ИСТРЕБИТЕЛИ США
1. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ КОНВЭР F-102A «ДЕЛЬТА ДЭГГЕР»
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Самолет F-102A является всепогодным истребителем-перехватчиком ПВО. Серийное производство самолета было начато летом 1955 г. и закончилось в апреле 1957 г. На вооружении состоят две модификации истребителя F-102A:
F-102A — одноместный истребитель ПВО;
TF-102A — двухместный учебно-тренировочный самолет, который
Фиг. 1.1. F-102A. Схема самолета.
3
имеет одинаковые с F-102A возможности по вооружению, что позволяет также использовать его в качестве истребителя ПВО.
Самолет F-102A представляет собой цельнометаллический моноплан бесхвостой схемы со среднерасположенным треугольным крылом и треугольным килем. Продольное и поперечное управление самолетом осуществляется элевонами, которые разделены на внутренние и внешние секции.
Фюзеляж самолета выполнен по «правилу площадей». По бокам фюзеляжа расположены воздухозаборники двигателя. Топливная система самолета состоит из шести крыльевых баков-отсеков общей емкостью 4150 + 60 л. Кроме основных баков, в перегрузочном варианте могут подвешиваться два подвесных бака по 870 л каждый. Схема самолета приведена на фиг. 1.1.
Вооружение самолета состоит из шести УРС «Фолкон» GAR-1 весом 56 кг каждый, расположенных в фюзеляже на выдвижных пусковых устройствах, и 24 X 70 мм НУРС «Майти Маус» со складывающимся оперением, размещенных внутри створок отсека вооружения. Вес одного снаряда «Майти Маус» — 8,2 кг. На самолете установлена автоматическая система управления огнем MG-10 весом 770 кг.
После взлета управление самолетом до сближения с целью на расстояние до 30 км осуществляется автопилотом «Лир» L-10 с помощью наземных РЛС. Затем самолет управляется бортовой поисковой станцией. При достижении определенной дистанции автоматически выпускаются УРС и НУРС. Возвращение на аэродром производится также с помощью автопилота и наземных РЛС.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Размах крыла..............................11,62 м
Длина самолета (с державкой ПВД)	.	20,77 м
Высота самолета...........................5,54 м
Колея шасси...............................6,46 м
База шасси.................'..............7,11 м
Нормальное давление в пневматиках: основных .................................13,6 кг!сек.
носовом..........................  .	12 кг/сек
Площадь крыла (с элевонами) ....	64,57 мг
Относительная толщина профиля .... 4°/о
Угол стреловидности по передней кромке .	.	60°
Общая площадь двух тормозных щитков .	.	1,3 м2
Угол раскрытия тормозных	щитков	45°
Вес пустого самолета......................8512 кг
Нормальный взлетный вес................... 12453 кг
Максимальный взлетный вес (с подвесными баками) .................................. 14243 кг
Вес топлива (при = 0,81 г/см2-. в основных баках.......................... 3360 кг
в двух подвесных баках ....	1410 кг
Силовая установка:
ТРД Пратт-Уитни Z-57P-35 с форсажной камерой и с вспрыском воды
Максимальная тяга двигателя в стендовых условиях.................................. 5350 кг
Удельный расход топлива на максимальном режиме....................................0,82 кг/кгчас
Тяга двигателя в стендовых условиях на форсажном режиме.............................8100 кг
Удельный расход топлива на форсажном режиме .....................................1,95 кг/кгчас
4
Диапазон скоростей и высот полета
Фиг. 1.2. F-102A. Максимальные скорости полета.
Все летные характеристики, приведенные ниже, даны для основного боевого варианта загрузки самолета с 6 X УРС «Фолкон» и НУРС «Майти Маус» при внутренней подвеске для среднего полетного веса, принятого 11450 кг.
Летные характеристики самолета с подвесными баками здесь не приводятся, поскольку подвесные баки в основном применяются только в перегоночном варианте и, кроме того, топливо из них выгорает уже в процессе набора высоты, после чего они сбрасываются.
На фиг. 1.2 приведены Н потолки режимов и зависимость максимальной скорости от высоты полета для двух случаев работы двигателя: на форсажном режиме и на мак-симальном режиме без форсажа. Из фиг. 1.2 видно, что наибольшее значение максимальной скорости при полете с форсажом самолет имеет на высоте 11 км, и оно равно юо 1600 км!час (число М — 1,5), а при полете без форсажа На ВЫСОТе 3 КМ 1/маКс — — 1205 км/час. Потолок самолета на форсажном режиме ЬОО равен 17700 при скорости 1065 км/час (М — 1,0), без форсажа Н = 14400 м при V — 975 км/час.	,
Таким образом, самолет, F-102A на форсажном режиме \ является частично сверхзвуко- ' . ковым самолетом. Однако, используя накопленную кинетическую энергию, самолет может достигать высот, превосходящих высоту статического потолка.
На фиг. 1.3 показана область ниченная слева кривой Н — f(V)
ния Су пред, а справа — кривой И = /(Умакс достиж), полученной для слу-( чая движения с максимальным начальным значением полной энергии и с наименьшей потерей энергии.
Поскольку боевое применение истребителя-перехватчика на высотах, превосходящих высоту статических потолков режимов, реально осуществимо лишь тогда, когда самолет способен совершать полет на постоянной высоте с непрерывным уменьшением скорости, т. е. при Пу = 1,0, то из этого-условия следует считать, что максимальная динамическая высота, достигаемая самолетом, равна 19150 м.
Таким образом, наибольшее превышение максимальной динамической высоты над статическим потолком равно 1450 м, т. е. самолет
динамических высот самолета, огра-при zzvpacn = 1 ИЗ условия достиже-
5
F-102A по своим данным имеет весьма ограниченные возможности по повышению высоты боевого применения. Другие характеристики самолета F-102A на динамических высотах приведены ниже.
Фиг. 1.3. F-102A. Диапазон скоростей и высот полета. Область динамических высот.
Вертикальные скорости. Набор высоты
При околозвуковом наборе высоты с форсажом и без форсажа наибольшее значение вертикальной скорости имеет место при числе М = 0,9-ь 1,0, причем с увеличением высоты полета макс в03Рас" тает. Зависимости максимальной вертикальной скорости VyMIMC для случаев полета с форсажом и без форсажа приведены на фиг. 1.4. Из фиг. 1.4 видно, что применение форсажа значительно повышает значение максимальной вертикальной скорости полета.
Так, с форсажом
макс о = 139 м/сек (Н = 0);
Уу макс == 51 м/сек (Н — 11 км), а без форсажа
У у макс о1= 4-9 м/сек,
Вумаке 11 1^ м/сеК.
6
На фиг. 1.5 приведены барограммы набора высоты полета с фор-сажом и без форсажа без учета времени, необходимого для взлета и разгона до достижения скорости полета, на которой осуществляется
Фиг. 1.4. F-102A. Максимальные вертикальные скорости подъема.
Фиг. 1.5. F-102A. Время подъема.
набор высоты. Как видно из фиг. 1.5, для достижения высоты 11 км требуется для полета с форсажом время zfHa6 — 120 сек., а при полете без форсажа — 370 сек.
7
Техническая и практическая дальности полета
Самолет F-102A при нормальном боевом взлетном весе Go — 12450 кг имеет запас топлива GT =. 3320 кг (без подвесных баков), что обеспечивает ему сравнительно высокий для истребителя-перехватчика с подвешенными снарядами относительный запас топлива ?т =	= 0,267.
Go
Наибольшее значение технической и практической дальности полета самолет F-102A имеет на высоте Н 12000 м при числах М — 0,85	0,9 на бесфорсажном режиме.
При определении технической дальности полета предусматривалось следующее (табл. 1.1).
Таблица 1.1
Наименование	Величина, кг
-		—
Расход топлива при работе двигателя на земле в течение 7 мин	 Расход топлива на взлет и разгон с форсажом до М = 0,9		 Расход топлива на набор высоты 12000 м с форсажом	 Расход топлива на планирование и посадку 				, 110 270 440 180
При определении практической дальности полета, как это принято, дополнительно был предусмотрен 7°/о остаток топлива, равный 230 кг.
Учитывая, что расстояние, пролетаемое самолетом при разгоне до М —- 0,9 и наборе высоты, равно 45 км, а расстояние, пролетаемое при планирований, — 120 км, можно считать, что техническая дальность полета равна 2140 км, а практическая дальность — 1930 км.
Маневренные характеристики самолета
и торможение самолета. Характеристики разгона само-полученные расчетом, приведены на фиг. 1.6, 1.7 и 1-8
1. Разгон лета F-102A,
Фиг. 1.6. F-102A. Разгон с форсажом у земли.
соответственно для высот полета Н == 0, 11, 15 км при работе двигателя на форсаже.
Из приведенных фигур видно, что самолет F-102A, имея относительно невысокую начальную тяго-вооруженность p0$/G0-'= 0,65, обладает сравнительно невысокими для современных самолетов разгонными характеристиками.
На фиг. 1.9 приведены характеристики торможения самолета для трех высот полета 6, И, 15 км с выпущенными тормозными щитками и при условии работы двигателя на максимальном режиме без форсажа.
8
V, км fix.
Фиг. 1.8. F-102A. Разгон с форсажом на высоте 15 км.
1
На фиг. 1.10 показана характеристика торможения самолета на динамических высотах в виде зависимости максимально возможной продолжительности горизонтального полета от высоты. Из фиг. 1.10 видно, что самолет F-102A имеет ограниченные возможности и по времени горизонтального полета на динамических высотах.
Фиг. 1.9. F-102A. Характеристики торможения (режим работы двигателя — номинальный).
Фиг. 1.10. F-102A. Характеристики торможения на динамических высотах.
2. Неустановившиеся виражи. На фиг. 1.11 и 1.12 и в табл. 1.2 и 1.3 приведены характеристики неустановившихся разворотов при различных начальных скоростях и при нормальной перегрузке п„ — 5,0 с понижением ее на тех скоростях, где достигается супред. Характеристики разворотов даны в виде зависимостей:
—	времени £рзз от угла разворота и;
—	времени £рзз, диаметра разворота D и конечной скорости от начальной скорости при развороте самолета на 180°.
10
Фиг. 1.11. F-102A. Характеристики [«установившихся разворотов без тормозных щитков на высоте 11 км. Двигатель работает на форсаже:
1)	Коч = Ю65 км/час;
2)	Коч = 1175 км/час-,
3)	Коч = 1280 км/час;
4)	Коч — I486 км/час.
Фиг. 1.12. F-102A. Характеристики неустановившихся разворотов с тормозными щитками на высоте 11 км. Двигатель работает на номинальном режиме: 1; Кнач = 1305 км/час; 2) 1 Нач = 139^ км/час; 3) УНач == 1485 км/час.
11
Таблица 1.2
Характеристики неустановившихся виражей на высоте 11 000 м при развороте на <?= 180°
Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км/час •	Время разворота, сек.	Диаметр разворота, м	Условия выполнения
1 065	680 .	16,5	2 675	С форсажом;
1 175	855	18,8	3 500	без тормозных
1 280	1 000	20,7	4215	щитков
1 483	1 175	24,2	5 720	
Таблица 1.3
Характеристики неустановившихся виражей на высоте ff—11 000 м при развороте на <? = 180°
Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км/час	Время разворота, сек.	Диаметр разворота, м	Условия выполнения
1 305	740	18,6	3 410	Двигатель работает без форсажа на мак-
1 390	810	19,7	3 900	симальном режиме; тормозные щитки
1 475	875	20,9	4 280	выну щены
3.	Вертикальные маневры самолета. Для оценки маневренных возможностей самолета в вертикальной плоскости были определены характеристики полупетли и одинарного переворота.
При расчете характеристик полупетли был принят закон изменения перегрузки пу — пу(Н), показанный на фиг. 1.13.
Основные характеристики полупетли приведены также на фиг. 1.13 в виде зависимостей набора высоты ДЯ, времени выполнения полупетли и конечной скорости от начальной скорости полета 1/нач.
Начальная высота полета во всех случаях принималась равной 6000 м. Предполагалось, что двигатель работает на форсаже.
Закон изменения перегрузки, принятый при расчете одинарного переворота, приведен на фиг. 1.14.
На этой фигуре показаны основные характеристики одинарного переворота в виде зависимостей потери высоты ЛЯ, времени выполнения переворота и конечной скорости от начальной. Начальная высота во всех расчетах была принята Янач = 11000 м.
Маневр одинарного переворота рассчитывался при выпущенных тормозных щитках и при работе двигателя на минимальных оборотах.
12
Фиг. 1.13. F-102A. Характеристики полупетли с форсажом. Наач — 6 км.
Фиг. 1.14. F-102A. Характеристики переворота с тормозными щитками (режим работы двигателя — холостой ход).
Основные летные характеристики самолета F-102A
В табл. 1.4 приведены основные летные характеристики истребителя F-102A.
Таблица 1.4
Наименование	Величины
Без форсажа Максимальная скорость у земли, км/час	1 170
Максимальная скорость на высоте 11 км, км/час		1 100
Статический потолок, м		14 400
Максимальная вертикальная скорость у земли, м/сек		49
Время набора высоты 11 км, мин. . . .	6,15
Наибольшая техническая дальность без подвесных баков, км . . . •		2 140
Наибольшая практическая дальность без подвесных баков, км		1 930
С ф о р с а ж о м Максимальная скорость у земли, км/час	1 310
Максимальная скорость на высоте 11 км, км/час, при М — 1,5			1 600
Статический потолок, м 		17700
Максимальная вертикальная скорость у земли, м/сек		139
Время набора высоты 11 км, мин. . . .	2
Динамические высоты горизонтального полета с торможением, км		18-19
2. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ КОНВЭР F-106A «ДЕЛЬТА ДАРТ»
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Самолет F-106A «Дельта Дарт» является всепогодным истребителем-перехватчиком ПВО и представляет собой дальнейшее развитие истребителя F-102A, от которого он отличается большей тягой двигателя и улучшенными аэродинамическими характеристиками.
Первый полет F-106A состоялся в декабре 1956 г.
Серийное производство F-106A начато в 1957 г.
На самолете F-106A в декабре 1959 г. при полете на побитие мирового рекорда была достигнута средняя скорость в двух заходах, равная 2447,1 км/час.
Известны две модификации самолета:
F-106A — одноместный истребитель ПВО;
F-106B — двухместный учебный самолет, который может быть использован и как истребитель ПВО, так как вооружение и система управления огнем такие же, как и на F-106A.
Самолет F-106A представляет собой цельнометаллический моноплан бесхвостой схемы со среднерасположенным треугольным крылом и треугольным килем. Продольное и поперечное управление самолетом осуществляется элевонами, которые разделены на внутренние и внешние секции с необратимым бустерным управлением.
14
На первых самолетах F-106A на крыле устанавливались аэродинамические перегородки, которые впоследствии были заменены «запилами» на передней кромке. Фюзеляж самолета выполнен по «правилу площадей». По бокам фюзеляжа расположены воздухозаборники двигателя, проходное сечение которых автоматически регулируется в зависимости от высоты и скорости полета. Шасси самолета трехколесное с передним колесом.
Топливная система самолета включает девять топливных баков: восемь крыльевых и один фюзеляжный. Общая емкость топливной системы позволяет иметь запас топлива 4200 кг. В перегоночном варианте самолет может нести два подкрыльных подвесных бака.
Схема самолета приведена на фиг. 1.15.
Фиг. 1.15. F-106A. Схема самолета.
Вооружение самолета состоит из четырех УРС «Фалкон» с радиолокационной или инфракрасной головкой наведения весом 68 кг каждый, а также НУРС МВ-1 «Джини» с ядерным зарядом весом около 400 кг. Вся подвеска вооружения внутренняя. На самолете F-106A установлена система управления самолетом и огнем МА-1. Она обеспечивает автоматическое выполнение взлета (по системе GCA), набора высоты, полета, навигации, выхода на цель и ее перехвата, возвращения на аэродром, захода на посадкой выполнение посадки (по системе JLS). При необходимости управление самолетом может взять на себя
15
летчик. Такая автоматизация управления достигнута благодаря наличию на самолете малогабаритного цифрового вычислительного устройства «Диджитэр» (вес 59 кг) с быстродействием 9600 операций в сек. Оно получает данные от наземной системы SAGE, радионавигационной системы TACAN, от собственных датчиков режима полета, бортовой РЛС и вырабатывает сигналы на автопилот и двигатель для выдерживания заданной программы движения. Система тактической обстановки TSD проектирует на экран карту местности с тактической обстановкой, которая автоматически меняется в соответствии с местонахождением самолета. На карте летчик наблюдает условное изображение своего самолета, воздушной цели и направление ее движения, а также курс, с которым следует лететь на перехват. В зависимости от обстановки и • типа УРС атака может выполняться по кривой погони или на пересекающихся курсах.
При атаках с пикирования отрицательная перегрузка F-106A ограничивается —1,5.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Размах крыла..............................11,67 м
Длина самолета (с державкой Г1ВД) .	.	.	21,56 м
Высота самолета........................  .	6,18 л
Колея шасси...............................4,71 м
База шасси................................7,35 м
Площадь крыла (с элевонами) ....	64,83 м
Относительная толщина профиля	....	4%
Угол стреловидности по передней кромке .	.	60°
Угол поперечного «И»......................0°
Общая площадь двух тормозных щитков	.	2 .и2
Угол раскрытия ...........................45°
Нормальный взлетный вес................... 13600 кг
Вес топлива в основных баках ....	4200 кг
Силовая установка:
ТРД Пратт-Уитни /-75Р-17 ....
Максимальная статическая тяга ....	7140 кг
Удельный расход топлива на максимальном режиме...................................0,83 кг/кгчас
Тяга двигателя на форсажном режиме .	.	10720 кг
Удельный расход топлива на форсажном режиме ....................................1,93 кг/кгчас
Тяга двигателя с форсажом на высоте 11 км при числе М — 2,0	................. 7750 кг
Имеются сведения о том, что на самолете F-106A устанавливается двигатель 7-75 с характеристиками, близкими к характеристикам модификации 7-75Р-10. Поэтому ниже приведены летные характеристики самолета для двух модификаций двигателя.
Диапазон скоростей и высот полета
Все летные характеристики, приведенные ниже, определены для основного боевого варианта загрузки самолета с 4 X УРС «Фолкон» при внутренней подвеске, но для среднего полетного веса, принятого 12340 кг (нормальный полетный вес равен 13600 кг). Летные характеристики самолета с подвесными баками не приводятся, поскольку подвесные баки применяются на этом самолете только при перегонах.
Потолки режимов и зависимость максимальной скорости полета самолета F-106A с двигателями 7-75Р-17 и 7-75Р-10 при работе их на форсажном и максимальном режимах приведены на фиг.' 1.16. Из фиг. 1.16 видно, что применение двигателя 7-75 с характеристиками
16
такими же, как у модификации Р-10, значительно повышает потолки режимов полета, особенно на сверхзвуковых скоростях.
Наибольшее значение максимальной скорости полета ограничено предельным числом М полета, равным 2,2 и 2,4 (ограничение по числу М — 2,4 нами выбрано на основе данных о рекорде максимальной ско-оости "полета, соответствующей Л4ср == 2,3). На малых высотах значе-
Ф и г. 1.16. F-106A. Максимальная скорость. Потолки режимов полета с двигателями /-75Р-10 и J-75P-17.
ние максимальной скорости полета ограничено предельно допустимым скоростным напором, принятым для данных самолета <7пред —9000 кг!м~.
В табл. 1.5 приведено изменение наивыгоднейшей скорости в зависимости от высоты полета.
Таблица 1.5
Н, км	0	3	6	9	И	12	13	14	15
км/час	4-13	.515	605	720	813	880	950	1025	Р60
X
Данные фиг. 1.16 и табл. 1.5 позволяют судить о диапазоне скоростей полета на различных высотах для. самолета F-106A. На основе всего рассмотренного можно сделать вывод, что самолет F-106A при
2- Изд. J* 3795
17
применении форсажа является вполне современным истребителем, имеющим достаточно высокие значения статических потолков режимов и величины максимальной скорости полета.
При работе двигателя на максимальном режиме без форсажа самолет F-106A как с двигателем /-75Р-17, так и с двигателем /-75Р-10, можно считать околозвуковым самолетом, хотя максимальная скорость его во всем диапазоне высот, как можно видеть из фиг. 1-16, и превышает немного скорость звука.
Максимальная скорость полета без форсажа с двигателем Р-17 равна на высоте 9 км 1280 км/час, статический потолок — 15600 м.
Максимальная скорость полета без форсажа с двигателем Р-10 равна на высоте 10 км 1295 км/час, статический потолок — 16100 м.
Используя накопленную кинетическую энергию, самолет F-106A может достигать высот, значительно превосходящих высоты статических потолков режимов.
На фиг. 1.17 приведены области динамических высот самолета F-106A, ограниченные слева кривой Н — f(V) при пурасп 1,0 из условия достижения су пред по тряске или по балансировке, а справа — кривыми 77==/(ИмакСдОСТИЖ1, построенными для случаев движения с мак-
Ф и г. 1.17. F-106A. Области динамических высот полета.
симальным начальным значением полной энергии и с наименьшей потерей энергии при совершении маневра выхода на динамические высоты.
На фиг. 1.17 показаны три области динамических высот, соответствующие трем значениям удельной энергии (энергетической высоты), которой может обладать самолет в начале маневра выхода на динамические высоты Т/эмакс!^ 43100 м (точка 1 на фиг. 1.17 7ИПред =* 2,4
18
н = 17500 л<); //эма«С2 38750 м (точка 2 Л4поед = 2,2; Н = 16900 ле); ^эмаксз ~ 36550 -м (точка 3 Л4прсд — 2,2; Н — 15000 ле).
Если под динамическими высотами понимать такие высоты, превышающие высоты статических потолков, где еще возможен горизонтальный полет с торможением, т. е. с п„ — 1,0, то при этом условии максимальные динамические высоты, которые может достигнуть самолет, будут:
при начале маневра из точки 1 НД1 = 25000 ле;
2	= 24500 л/;
3	= 24500 л/.
Таким образом, самолет F-106A благодаря большой располагаемой кинетической энергии может иметь достаточно широкие области динамических высот, особенно с двигателем 7-75Р-10.
Вертикальные скорости полета. Набор высоты
При околозвуковом наборе высоты с форсажом и без форсажа наибольшее значение вертикальной скорости полета имеет место при числе М ==а 0,9 ~:-1,1, причем с увеличением высоты полета величина Л41/умакс возрастает. Зависимости максимальной вертикальной скорости Vv макс от высоты для случая полета с форсажом и без форсажа с двигателями /-75Р-17 и 7-75Р-10 приведены на фиг. 1.18. Из фиг. 1.18 видно, что
Фиг. 1.18. F-106A. Максимальные вертикальные : скорости подъема.
**	19
применение форсажа, особенно с двигателем /-75Р-10, весьма существенно повышает значения максимальных вертикальных скоростей полета.
Так, с двигателем /-75Р-17 на форсаже:
Уумаксо = 173 м/сек \Н = 0); 17,макс,1 = 72 м/сек (//=11 лгл); без форсажа:
1/Умзксо = 90 м/сек (/7 = 0); Vy наи п == 23 м/сек (//=11 км),
а с двигателем /-75Р-10 на форсаже:
Vy макс 0= 198 м/сек (Н = 0); Vy макс п = 34 м/сек (77= 11 км); без форсажа:
Уумаксо 97 м/сек (Н=0); VyMaKC п = 27 м/сек (//=11 км).
Зависимости Ууыакс — f(H) рассчитаны с учетом изменения веса при подъеме самолета.
В табл. 1.6 приведено изменение вертикальной скорости м/сек в зависимости от высоты полета при сверхзвуковом наборе, высоты с постоянным числом Л1 при работе двигателя /-75Р-10 на форсажном режиме.
Таблица 1.6
- м П, КМ	1,7	1,8	1,9	2,0	2,1	2,2
11	54,3	47,2	44,5	39,6	41,8	46,2
12	44,2	38,1	35,2	31	33,3	37
13	35,5	29,8	27	24	25,1	28.5
14	27	22,4	19,7	16,8	17	20,7
15	19,4	15,3	12,8	9,7	11,1	13,1
16	12,2	9	6,4	3,1	4,45	6,75
17	5,85	2,4				
На фиг. 1.19 и 1.20 приведены барограммы подъема самолета при околозвуковом режиме набора высоты без форсажа и с форсажом с двигателями /-75Р-17 и Z-75P-10.
Фиг. 1.19. F-106A. Время подъема без форсажа.
Фиг. 1.20. F-106A. Время подъема с форсажом.
Из фиг. 1.19 и 1.20 видно, например, что для достижения высоты 11 км требуется с двигателем /-75Р-17 при полете на форсаже время 92,5 сек., а без форсажа — 240 сек., а с двигателем /-75Р-10 при полете с форсажом — 80 сек., а без форсажа — 200 сек.
Техническая и практическая дальности полета
Самолет F-106A при нормальном боевом взлетном весе Go == 13600 кг имеет запас топлива 4200 кг (без подвесных баков), что обеспечивает ему весьма высокий для истребителя-перехватчика с под-вешенными снарядами относительный запас топлива £т = —- — 0,309.
Go
Как показали расчеты, наибольшее значение технической и практической дальности полета самолет F-106A имеет на высоте Н т 12000 м при числе Л4 = 0,85	0,9 на бесфорсажном режиме работы двигателя.
При определении технической дальности полета предусматривались следующие дополнительные расходы (табл. 1.7).
Таблица 1.7
Наименование
Величины, кг
Расход топлива при работе двигателя на земле в течение 7 мин..............
Расход топлива на взлет и разгон с форсажом до Л-1 » 0,9....................
Расход топлива на набор высоты 12 км с форсажом............................
Расход топлива на планирование и посадку ............................  .
120
290
440
200
При определении практической дальности полета дополнительно был предусмотрен 7% остаток топлива, равный 295 кг. Учитывая, что расстояние, пролетаемое самолетом при разгоне до М — 0,9 и наборе высоты, равно 40 км, а путь их при планировании равен 120 км, можно считать, что техническая дальность полета равна 2850 км, а практическая дальность — 2560 км.
Маневренные характеристики самолета
1.	Разгон и торможение самолета. Характеристики разгона само' лета F-106A, полученные расчетным путем, приведены на фиг. 1.21, 1.22, 1.23 соответственно, для высот полета Н — 0, 11, 15 км при работе двигателя /-75Р-17 на форсаже.
Из приведенных фигур видно, что самолет F-106A, имея большую тяговооруженность (- — 0,7^, а с двигателем /-75Р-10 Go
Но — 0,835) по сравнению с самолетом F-102A обладает лучшими разгонными характеристиками.
На фиг. 1.24 приведены характеристики торможения самолета для трех высот полета 6, 11, 15 км с выпущенными тормозными щитками и при работе двигателя на максимальном режиме без форсажа.
21
Фиг. 1.21. F-106A. Разгон с форсажом у земли.
Фиг. 1.22. F-106A. Разгон с форсажом на высоте 11 /с.к.
22
На фиг. 1.25 даны характеристики торможения самолета в горизонтальном полете на динамических высотах в виде зависимости скорости полета от времени для ряда высот. Здесь же показаны зависимости максимально возможной продолжи-
Ф и г.
1.25. F-106A. Характеристики торможения на динамических высотах.
Из фиг. 1.25 видно, что самолет F-106A обладает достаточно большими возможностями по времени полета на динамических высотах.
2.	Неустановившиеся виражи. На фиг. 1.26 и 1.27 и в табл. 1.8 и 1.9 приведены характеристики неустановившихся разворотов при различ-
Таблица 1.8
Характеристики неустановившихся виражей на высоте 11000 м при развороте на у = 180°
Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км/ час	Время разворота, сек.	Диаметр разворота, м	Условия выполнения
1 275	1 080	21,4	4 ч75	Двигатель работает, тормоз-
I 485	1 250	24,7	5 990	ные щитки убраны
1 700	1 485	28,3	7 850	
1 915	1 605	31,8	10 230	
Таблица 1.9
Характеристики неустановившихся виражей на высоте Н — 11000 м при развороте на у — 180°
Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км/час	Время разворота, сек.	Диаметр Я разворота, м	Условия выполнения
1 385	770	19,3	3 565	Двигатель работает без фор-
1 495	830	20,4	4 100	сажа на номинальном режиме
1 705	935	22,6	5 000	тормозные щитки выпущены
1915	1000	24,6	5 860	
23
&56‘	f650	Ч^км/час
Фиг. 1.26. F-106A. Характеристики неустановив-шихся разворотов без тормозных щитков на высоте 11 км. Двигатель работает на форсаже:
1) ^лач ~ 1275 км/час; 2) УНач — 1485 км/час;
3) Уцач — 1700 км/час; 4) Уиач — 1915 км/час.
22
разворотов с тормозными щитками на высоте 11 ' (режим работы двигателя — номинальный):
]) Уиач = 1385 км/час; 2) Унач = 1495 км/час;
3) унач = 1705 км/час;	4) 7иач = 1920 км/час.
ных начальных скоростях и при нормальной перегрузке nv = 5,0 с понижением ее на тех скоростях, где достигается суПред- Характеристики разворотов даны в виде зависимостей:
— времени tpa3 от угла разворота
— времени ^раз, диаметра разворота D и конечной скорости от
начальной скорости при развороте самолета на 180°.
3.	Вертикальные маневры самолета. Для оценки маневренных возможностей само
лета в вертикальной плоскости были рассчитаны характеристики полупетли и переворота. Закон изменения перегрузки для обоих маневров показан на фиг. 1.13 и 1.14 соответственно. При расчете полупетли считалось, что начальная высота во всех случаях равна 6000 л« и что двига
Фиг. 1.28. F-106A. Характеристики полупетли с форсажом /7цач = 6 км.
тель работает на форсаже. При расчете одинарного переворота считалось, что начальная высота во всех случаях равна 11000 л, двигатель работает на минимальных оборотах, тормозные щитки выпущены.
Характеристики полупетли и одинарного переворота приведены на фиг. 1.28 и 1.29 соответственно.
мозными щитками (режим работы двигателя — холостой ход) //нач — 11 км.
Основные летные характеристики самолета F-106A
В табл. 1.10 приведены основные летные характеристики истребителя F-106A.
25
Т аблйца 1.10
Наименование
Величины
Без форсажа с ./-75Р-10
Максимальная скорость у земли, км/час
Максимальная скорость на высоте, /7=11 км, км/час......................
Статический потолок, м..............
Максимальная скороподъемность, на высоте /7=11 км, м/сек................
Максимальная скороподъемность на высоте /7=11 км, м/сек................
Время набора высоты 11 км, мин • . 
Наибольшая техническая дальность без подвесных баков, км...................
Наибольшая практическая дальность без подвесных баков, км...................
С форсажом при двигателе J-75P-10
Максимальная скорость у земли, км час, при ограничении по <7пред = 9000 кг/м?. .
Предельное число М на высоте 11 км и выше ...............................
Высота околозвукового потолка, м . .
Высота потолка при М «= 2,4 . .  . .
Максимальная скороподъемность у земли при М = 0,9, м/сек.................
Максимальная скороподъемность на высоте /7=11 км при М « 0,9, м/сек . . .
Время набора высоты /7=»11 км при
М = 0,9, мин.........................
Наибольшие динамические высоты горизонтального полета с торможением, км . .
1 260
1295
16 100
98
27
3,3
2 850
2 560
1 370
2,2—2,4
19 500
17 500
198
84
1,3
22-25
3. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ ЛОКХИД F-104 «СТАРФАЙТЕР»
Общие сведения
Одноместный истребитель фирмы Локхид F-104 с двигателем J-1Q-7 является одним из основных истребителей НАТО. Он строится серийно как в США, так и в ФРГ. Ниже будут приведены его летные характеристики для варианта вооружения, состоящего из двух снарядов воздух—воздух «Сайдвиндер» на консолях крыла и шестиствольной пушки М-16.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ Площадь крыла ..............................16,6
Размах крыла...............................6,68 м
Относительная толщина профиля крыла .	.	.	3,4в/о
Длина самолета ............................16,7 м
Давление в пневматиках •...................16 кг/см*
Взлетный вес (вариант перехватчика)	....	9000 кг
Вес пустого самолета с оборудованием	.	6300 кг
Максимальный допустимый вес................13100 кг
Нормальный вес топлива..................... 2670 кг
Вес топлива в добавочном фюзеляжном баке .	.	420 кг
Вес топлива в двух консольных подвесных баках. 1000 кг Вес топлива в двух баках на пилонах .	.	.	1090 кг
Тяга двигателя у земли на месте без форсажа. 4500 кг Тяга двигателя у земли на месте с форсажом. 7000 кг Тяга двигателя на высоте 11 км при М = 2 с форсажом.................................. 6250 кг
26
Схема самолета показана на фиг. 1.30.
Фиг. 1.30. F-104. Схема самолета.
Диапазон скоростей и высот полета
Во всех случаях, в которых не сделана оговорка, летные характеристики F-104 приведены для полетного веса 8000 кг.
На фиг. 1.31 показан диапазон скоростей и высот полета F-104 с форсажом и без форсажа. В некоторых источниках указывается предельное значение числа М, равное 2,35, в других /Ипред — 2,1. Запас
					''без снарядов					
	4				~Со снарядами					
										
							М-2,/		4	
										/
									у''1'	
						4	м	- \-$500кг;мг			/н‘
		.Со снарядами			у/					-
										
										
/100	(500 «V	2300 ц км;час
Фиг. 1.31. F-104. Диапазон скоростей и высот полета.
27
тяги ТРД вполне обеспечивает достижение числа М — 2,35. Малая высота потолка без форсажа объясняется очень большой нагрузкой на квадратный метр крыла.
Вертикальные скорости. Набор высоты
На фиг. 1.32 показано изменение вертикальной скорости с высотой с форсажом и без форсажа при скорости по* траектории, соответствующей: до высоты И км М ж 0,9. Выше 11 км с форсажом М — 1,9.
Очень интенсивное падение с высотой вертикальной скорости с форсажом объясняется влиянием чрезвычайно большой нагрузки на квадратный метр крыла.
Характеристика времени, потребного на набор высоты с форсажом и без форсажа, приведена на фиг. 1.33.
Маневренные характеристики. Дальность полета
Истребитель F-104 обладает большими дальностями полета, обусловленными, с одной стороны, значительным запасом топлива, с другой — малым значением удельного расхода топлива двигателя при полете без форсажа.
Без горючего- в подвесных баках и добавочном баке в фюзеляже при полете на высоте 11 км без форсажа со скоростью около 900 км/час
28
практическая дальность полета с семипроцентным его запасом равна ’ 1840 Kfit.
Максимальная перегоночная дальность достигает 3000 км. Без заправки топливом подвесных баков и добавочного топливного бака в фюзеляже, F-104 может, пролетев от аэродрома взлета 350 км, включив форсаж, разогнаться до М — 1,8, затем набрать высоту 15 км и совершать полет на этой высоте с форсажом 5 минут. После этого
остается топливо, обеспечивающее полет на режиме без форсажа на расстояние 350 км, и сохраняется семипроцентный запас топлива. При использовании добавочного бака в фюзеляже и двух подвесных баков на пилонах, сбрасываемых при включении форсажа, F-104 с двумя снарядами «Сайдвиндер» может лететь с форсажом 5 мин., в удалении от аэродрома взлета, равном 850—900 км.
На фиг. 1.34 приведена зависимостьпэт высоты радиуса и времени разворота на 180°, выполняемого с постоянной скоростью, равной 2000 км!час.
На фиг. 1.35 и 1.36 показано время разгона на высотах 11 и 15 км.
Динамический потолок
На самолете, F-104 был поставлен в свое время рекорд высоты полета 27811 м. Однако при установлении рекордов высоты полета не требуется совершения на достигнутой наибольшей высоте хотя бы кратковременного горизонтального полета. Поэтому на очень больших высотах траектория движения самолета является криволинейной траекторией
29
Фиг. 1.34. F-104. Характеристики установившихся разворотов на 180’ при скорости 2001' км/час.
Фиг. 1.35. F-104. Разгон с форсажом на высоте 11 км.
Фиг. 1.36. F-104. Разгон с форсажом на высоте 15 км.
30
выхода из горки с перегрузкой пу, меньшей единицы. На максимальной высоте перегрузка п,,	0 и нулю равен су крыла.
Ввиду этого даже большая удельная нагрузка на крыло у F-104 не помешала достижению им высоты 27800 м.
Если же, что будет иметь место при боевом применении, от F-104 потребуется горизонтальный полет с торможением на высотах, больших потолков, то относительно большие скорости, при которых возникает тряска, обусловленные очень большой нагрузкой на квадратный метр крыла, чрезвычайно сократят время полета с торможением или сделают такой полет невозможным.
Вряд ли горизонтальный полет с торможением у F-104 возможен на высотах, превосходящих 21 км.
Основные летные характеристики
В табл. 1.11 приведены основные летные характеристики F-104 с двумя снарядами «Сайдвиндер».
Таблица 1.11
Наименование
Величины
Без форсажа
Максимальная скорость у земли, км/час Максимальная скорость на высоте 11 км, км/час ............................
Высота потолка, м; вес самолета 8000 кг
Максимальная вертикальная скорость у земли, м/сек.....................
, Время набора высоты 11000 м , мин; без учета времени разгона у земли М = 0,9 с-7% запасом топлива .... • . . . .
Дальность горизонтального полета с топливом в основных баках, км......
С форсажом
Максимальное число М полета ....
Высота потолка при Д'! = 2,1 м . . . .
Максимальная вертикальная скорость на высоте 11000 м, м/сек...........
Время достижения высоты 15000 м и М—1,9 с разгоном на высоте 11000 м, мин без учета времени разгона у земли до М = 0,9............................
1 230
1 120
12 900
72
5,4
1 840
2,35
18 300
162
4,2
4. САМОЛЕТ ИСТРЕБИТЕЛЬ-БОМБАРДИРОВЩИК РИПАБЛИК Р-105Д «ТАНДЕРЧИФ»
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Самолет Е-105Д является всепогодным истребителем-бомбардировщиком тактической авиации ВВС США. Первый полет самолета F-105B состоялся в мае 1956 г., а в 1957 г. он был принят на вооружение. Однако фирма Рипаблик продолжала работать над усовершенствованием истребителя-бомбардировщика.
31
В июле 1959 г. состоялся первый полет Р-105Д. В декабре 1959 г. на самолете Р-105Д была достигнута средняя скорость 1945,6 км/час на 100-км маршруте.
Фирмой Рипаблик на протяжении нескольких лет создан ряд модификаций самолета F-105, из них только две были приняты на вооружение и строились серийно.
F-105 В— всепогодный истребитель-бомбардировщик. Серийное производство закончено в конце 1959 г.
Р-105Д — всепогодный истребитель-бомбардировщик. Выпускается серийно. По предварительным данным для тактической авиации США должно быть построено около 900 самолетов, которые заменят самолеты F-100 в частях ВВС.
Фиг. 1.37. Р-105Д. Схема самолета.
Самолет Р-105Д представляет собой моноплан со среднерасположенным стреловидным крылом, стреловидным хвостовым оперением и трехколесным шасси с одним передним колесом.
Фюзеляж самолета Р-105Д построен согласно «правилу площадей». Он состоит из носовой, центральной и задней частей. Законцовку хвостовой части фюзеляжа длиной около 1 м занимают тормозные щитки. Схема самолета приведена на фиг. 1.37.
32
Топливная система самолета включает основные топливные баки, расположенные в фюзеляже, емкостью 4400 л. Кроме того, самолет может нести бак в бомбоотсеке емкостью, 1500 л и три подвесных бака,
два подкрыльевых и один подфюзеляжный емкостью по 1700 л каждый.
Вооружение самолета Е-105Д весьма разнообразно и зависит от поставленной задачи. Так он может применяться для выполнения следующих боевых задач:
—	бомбометания обычными и атомными бомбами с малых и больших высот;
—	поддержки наземных войск на поле боя;
—	обнаружения и уничтожения РЛС;
—	тактической разведки;
—	уничтожения самолетов противника на аэродромах;
—	перехвата воздушных целей в качестве истребителя-перехватчика, что возможно благодаря наличию оборудования для перехвата в сложных метеорологических условиях.
В соответствии с поставленной задачей самолет Р-105Д имеет несколько- вариантов загрузки. На фиг. 1.38 представлены пять вариантов подвески топливных баков и вооружения:
1.	Три подвесных бака и ядер-ная бомба в бомбоотсеке.
2.	Четыре фугасных бомбы по 450 кг под крыльями, бак в бомбоотсеке и под фюзеляжем.
3.	190 НУРС калибра 70 мм в пяти кассетах.
4.	Три подвесных бака под крылом и фюзеляжем и бак в бомбоотсеке.
5.	Четыре снаряда воздух—воздух «Сайдвиндер» для перехвата воздушных целей.
Кроме того, на самолете установлена шестиствольная 20-мм пушка М-61 с боекомплектом более 1000 снарядов.
На самолете имеется комплексная система навигации и управления огнем. Основными составными част!
ский навигационный автомат AN/APN-131, который включает доппле-
3. Иэд. № 3795
Фиг. 1.38. F-ЮбД: а — варианты подвесок; б — способы бомбометания.
системы являются: допплеров
33
ровский радиолокатор, датчики аэродинамических параметров и вычислитель; радиолокационная станция R-14A NASARR, автопилот FC-5 фирмы Дженерал. Электрик, связанный с допплеровским навигационным автоматом и прицельная система AN/ASD-19, которая совместно с другим оборудованием автоматически вводит самолет в маневр для бомбометания, учитывает ветер, плотность воздуха и управляет сбро-
Н------------ 750км----—Н
Аэродром	Цель
Фиг. 1.39. Р-105Д. Возможные схемы боевого полета:
а — при действии по наземным целям с больших высот; О — при действии по наземным целям с малых высот; в — при полете на перехват.
сом бомб. Возможные профили полета F-ЮбД на бомбометание на большой и малой высотах приведены на фиг. 1.39,а и б, где точка А соответствует сбросу подфюзеляжного бака, точка В — сбросу под
34
крыльных баков, а КП означает контрольные пункты полета. Способы бомбометания, обеспечиваемые прицельной системой, и вероятные отклонения приведены на фиг. 1.38,6. То же самое навигационное, радиолокационное и прицельное оборудование используется и при полетах на перехват воздушных целей (фиг. 1.39,в). После взлета самолет F-ЮбД с форсажом набирает высоту 12000 м, по которой производит разгон до М — 2,0, после чего набирает высоту и в некоторой точке выпускает снаряды воздух—воздух,
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Размах крыла	\	.	.	.	.	.	10,68 м
Длина самолета Л .	.	.	.	.	.	19,61 м
Высота самолета............................6,0 м
Колея шасси................................5,27 м
Площадь крыла .	...	.	.	35,8 мг
Относительная толщина профиля .	.	.	.	4%
Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд. 45°
Угол поперечного «И» . . .... .. . . .	.	.	..	3°
Общая площадь четырех тормозных щитков. 2,7 мг
Угол раскрытия: тормозных щитков	.	.	.	.	45’
Нормальный взлетный вес (топливо в основных
 баках и боекомплект к пушке М-61) \	.	16100 кг
Взлетный вес в варианте истребителя-перехватчика (четыре снаряда «Сайдвиндер» на направляющих под крыльями) .	.	.	16500 кг
Взлетный вес в варианте истребителя-бомбардировщика (4 X 450 фугасные бомбы, подвесной подфюзеляжный бак и бак в бомбоотсеке) .	.	.	.	.	.	.	21000 кг
Взлетный вес в варианте истребителя-бомбардировщика, носителя ядернои бомбы (три подвесных бака и ядерная бомба в бомбоотсеке)......................... 21800 кг
Вес топлива в основных баках , ;	/ .	3520 кг
Силовая установка:
ТРД Пратт-Уитни /-75Р-19 с форсажом и с впрыском воды.....................
Максимальная статическая тяга .	.	.	.	7300 кг
Статическая тяга двигателя на форсажном ре-
жиме ............................... ... 11100 кг
Статическая тяга двигателя на форсажном режиме и с впрыском воды .	.	.	.	12000 кг
В ряде источников указывается, что на самолете Е-105Д устанавливается и двигатель /-75Р-10, имеющий несколько более высокие тяговые характеристики, а именно:
Максимальная статическая tj^- ....	8160 кг
Статическая тяга двигателя' на форсажном
режиме.............................	.	11900 кг
Удельный расход топлива на максимальном режиме.....................................0,83 кг!кгчас
Удельный расход топлива на форсажном режиме ................................. .	1,95 кг/кгчас
Диапазон скоростей и высот полета
Все летные характеристики самолета F-ЮбД, приведенные ниже, даны для варианта истребителя-перехватчика как с подвешенными снарядами «Сайдвиндер», так и без снарядов, но с боекомплектом для пушки М-61. Летные характеристики были рассчитаны для среднего полетного веса, принятого 15040 кг (без внешних подвесок) и 15440 кг (с подвешенными снарядами).
3*
35
На фиг. 1.40 показаны зависимость максимальной скорости от высоты полета и линия потолков режимов для самолета Р-105Д с двигателем 7-75Р-19. Из фиг. 1.40 видно, что наибольшее значение максимальной скорости самолет имеет на высоте 11 км, и оно соответствует числу Л4 = 2,15.
Фиг. 1.40. 1--105Д. Максимальная скорость. Потолки режимов полета с двигателем /-75Р-19.
Наибольшее значение статического потолка самолет имеет при околозвуковых скоростях, и оно равно 16800 м.
Таким образом, самолет Р-105Д с двигателем /-75Р-19 является частично сверхзвуковым самолетом.
Поскольку в ряде источников указывается, что на самолете Р/-105Д устанавливается и двигатель /-75Р-10,’ то были рассчитаны потолки режимов и максимальная скорость полета и для этой модификации двигателя.
На фиг. 1.41 показаны зависимости максимальной скорости полета от высоты и линия потолков режимов для самолета Р-105Д с двигателем /-75Р-10.
Наибольшее значение максимальной скорости полета в этом случае ограничено предельными числами Л1 = 2,2 (без внешних подвесок) и М = 2,0 (с внешними подвесками).
Из фиг. 1.41 видно, что наличие внешних подвесок даже с двигателем /-75Р-10 приводит к весьма существенному снижению максимальной скорости полета и потолков режимов, особенно на сверхзвуковых скоростях.
Таким образом, самолет И-105Д при применении форсажа с двигателем J-75P-1O является уже полностью сверхзвуковым истребителем.
В связи с этим все остальные летные характеристики самолета Р-105Д, которые приводятся ниже, были рассчитаны с двигателем
Фиг. 1.41. F-ЮбД. Максимальная скорость. Потолки режимов полета с двигателем /-75Р-10.
В табл. 1.12 приведено изменение наивыгоднейшей скорости в зависимости от высоты полета.
Таблица 1.12
И км	0	3	6	&	11	13	14
^наив км!час.	570	660	775	920	1 020	1 060	1 070
Данные фиг. 1.41 и табл. 1.12 позволяют судить о диапазоне скоростей полета самолета Р-105Д на различных высотах.
При работе двигателя на максимальном режиме без форсажа самолет Р-105Д как с внешними подвесками, так и без них можно считать околозвуковым самолетом (фиг. 1.41).
37
Максимальная скорость полета без форсажа с внешними подвесками на Н — 0 равна 1275 км/час, статический потолок 13800 м.
Максимальная скорость полета без форсажа и без внешних подвесок 1295 км/час, статический потолок 14400 м.
Используя кинетическую энергию самолет Р-105Д может достигать высот, превосходящих высоту статического потолка. На фиг. 1.42 приведены области динамических высот самолета Р-105Д, построенные при тех же условиях, что и для ранее рассмотренных самолетов.
Фиг. 1.42. F-ЮоД. Области, динамических высот.
Из анализа фиг. 1.42 можно сделать вывод, что самолет Р-105Д при отсутствии внешних подвесок благодаря большой располагаемой кинетической энергии может иметь достаточно широкие области динамических высот, но значения максимальных динамических высот невелики. При наличии на самолете внешних подвесок область динамических высот весьма ограничена.
Вертикальные скорости полета. Набор высоты
При околозвуковом наборе высоты с форсажом и без форсажа наибольшее значение вертикальной скорости имеет место при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9-ь 1,0, причем с увеличением высоты полета величина 7ИГума1(С возрастает. Зависимости максимальной вертикальной скорости Иунакс от высоты самолета Е-105Д с подвесками и без подвесок при работе двигателя на форсаже и на максимальном режиме без форсажа приведены на фиг. 1.43. Из фиг. 1.43 видно, что применение форсажа весьма существенно повышает значения максимальных вертикальных скоростей полета.
Так, самолет Р-105Д с внешними подвесками имеет: на форсаже
У у макс 0 = 178 М1С£К (77==0);
Уу макс 11 == 72 м/сек (Н~ 11 км);
S8
без форсажа	_
Вумаке о = 7§ м/сек
^макс 11 = 25 м/сек (/У =11 км)\ без внешних подвесок на форсаже:
У у макс 0 =191 М'сек (Я = 0);
у у макс 11 = 77 м/сек (Н == 11 км);
без форсажа
Вумаке0 = 81 м/сек (Я=0);
Вумаке 11 = 28 м/сек (Н = 11 км).
Зависимости У^макс = КЮ рассчитаны с учетом изменения веса при подъеме самолета.	
Фиг. 1.43. F-ЮбД. Максимальные вертикальные скорости подъема.
В табл. 1.13 приведено изменение вертикальной скорости [м/сек] в зависимости от высоты -полета при сверхзвуковом наборе высоты с постоянным числом М при работе двигателя /-75Р-10 на форсаже для среднего полетного веса Gcp = 15040 кг.
На фиг. 1.44 и 1.45 приведены барограммы подъема самолета Е-105Д на околозвуковом режиме набора высоты при работе двигателя на форсаже и без форсажа с внешними подвесками и без подвесок. Из фиг. 1.44 и 1.45 видно, например, что для достижения высоты Н — 11 км
39
самолету Р-105Д без внешних подвесок требуется при полете с форсажом время 92,5 сек., без форсажа — 235 сек., а с внешними подвесками при полете с форсажом — 102 сек., без форсажа — 260 сек.
Таблица 1.13
''— Я, км	М	1,6	1,7	1,8	1,9	2,0	2,1
11		47,4	45	43,9	44,1	41,1	44, 1
12		35,7	33,3	32,4	32,3	29,5	32
13		24,7	22,6	21,6	21,5	19,5	21
14		14,3	12,2	11,5	11,7	9,2	’ 10,5
15		4,1	2,35	1,6	1,7	0	0,4
внешних подвесок.
Техническая и практическая дальности полета
Самолет Р-105Д при нормальном взлетном весе (без внешних подвесок-снарядов) 16100 кг имеет запас топлива 3520 кг (без подвесных баков), что обеспечивает ему относительно невысокий для истребителя-перехватчика относительный запас топлива = — 0,218 (а с под-
Т а б л и ц а 1.14
Наименование
Величины, кг
Расход топлива при работе двигателя на земле в течение 7 мин ............
Расход топлива на взлет и разгон с форсажом до М = 0,9	.............
Расход топлива на набор высоты Н — 12 км с форсажом...............
Расход топлива на планирование и посадку ...............................
130
320
450
220
вешенными снарядами ?т = 0,213). Как показали расчеты, наибольшее значение технической и практической дальности полета самолет имеет на высоте Н — 11 -:-12 км при числе М => 0,8 -г-0,85 на бесфорсажном режиме работы двигателя.
При определении технической дальности полета предусматривались следующие дополнительные расходы (таблица 1.14).
При определении практической дальности полета дополнительно был предусмотрен 7% остаток топлива, равный 245 кг. Учитывая, что расстояние, пролетаемое самолетом при разгоне до М — 0,9 и наборе высоты, равно 40 км, а путь при планировании равен 120 км, можно считать, что техническая дальность самолета Р-105Д без подвесных баков равна 1825 км, а практическая дальность •— 1550 км.
Маневренные характеристики самолета
1.	Разгон и торможение самолета. Характеристики разгона самолета Е-105Д приведены на фиг. 1.46, 1.47, 1.48 соответственно для высот полета Н — 0, 11, 15 при работе двигателя J-75P-10 на форсаже.
Фиг. 1.46. Р-105Д. Разгон с форсажом у земли (без внешних подвесок).
Из приведенных фигур видно, что самолет Р-105Д, имея начальную тяговооруженность (без внешних
Фиг. 1.47. Р-105Д. Разгон с форсажом на высоте 11 км.
Фиг. 1.48. Р-105Д. Разгон с форсажом на высоте 15 км (без внешних подвесок).
подвесок) р0 — 0,705 обладает на высотах до 11 км хорошими разгонными характеристиками и лишь на высоте Н — 15 км разгонные характеристики его резко ухудшаются.
41
На фиг. 1.49 приведены характеристики торможения самолета Е-105Д для трех высот полета с выпущенными тормозными щитками и при работе двигателя на максимальном режиме без форсажа. На фиг. 1.50 даны характеристики торможения самолета в горизонтальном
Фиг. 1.49. 1;-105Д. Характеристики торможения (режим работы двигателя -—номинальный).
Фиг. 1.60. Е-105Д. Характеристики торможения на динамических высотах.
42
полете на динамических высотах (для области, соответствующей началу маневра с Нзизкс) в виде зависимости V = f(t) для ряда высот полета. Здесь же показано изменение максимально возможной продолжительности горизонтального полета на динамических высотах в зависимости от высоты полета.
2.	Неустановившиеся виражи. В табл. 1.15 и 1.16 приведены характеристики неустановившихся разворотов при различных скоростях полета с наибольшей перегрузкой 4,0—4,5 с понижением ее на тех скоростях, где достигается с
- прел
Таблица 1.15
Характеристики неустановившихся виражей на высоте Н = 11000 м при развороте на у = 180°
Начальная скорость, км/час	Конечная ^скорость, км/час	Наибольшая перегрузка	Время разворота, сек	Диаметр разворота, м	Условия выполнения
1 915	1 350	4,5	32,4	9 280	Двигатель работает на форсаже; тормоз-
1 700	1 245	4,5	29,4	7 630	ные щитки убраны
1 485	1 170	4,0	28,8	7 100	
1 270	920	4,0	26	5 630	
Таблица 1.16
Характеристики неустановившихся виражей на высоте Н == 11000 м при развороте на 180
Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км/час	Наибольшая перегрузка	Время разворота, сек	Диаметр разворота,	Условия выполнения
1 915	785	4,0	28,2	6120	Двигатель работает на номинальном ре-
1 660	600	4,0	26,2	5 НО	жиме без форсажа; тормозные щитки выпущены
3.	Вертикальные маневры самолета. Для оценки маневренных возможностей самолета в вертикальной плоскости на фиг. 1.51 и 1.52 соответственно приведены характеристики полупетли и одинарного переворота.
Закон изменения перегрузки для обоих маневров показан нафиг. 1.13 и 1.14. Условия выполнения маневров те же, что и у ранее рассмотренных самолетов.
43
Фиг. 1.51. F-ЮбД. Характеристики полупетли с форсажом г/Нач — 6 км.
Фиг. 1.52. F-ЮоД. Характеристики переворота с тормозными щитками (режим работы двигателя — холостой ход). Нкач — 11 км.
44
Основные летные характеристики самолета
В табл. 1.17 приведены основные летные характеристики самолета Е-105Д с двигателем /-75Р-10.
Таблица ].17
Самолет Р-105Д (без внешних подвесок)
Наименование
Величины, кг
Без форсажа
Максимальная скорость у земли, км/час
Максимальная скорость на высоте //-=. 11 км, км/час................
Статический потолок, м : .......
Максимальная скороподъемность у земли, м/сек..........................
Максимальная скороподъемность на высоте //=11 км, м/сек . •
Время набора высоты //»= 11 км, мин.
Наибольшая техническая дальность полета (без подвесных баков), км......
Наибольшая практическая дальность полета (без подвесных баков), км......
С форсажом
Максимальная скорость у земли, км/час, (ограничение по «/пред “ 9000 кг/м) . • . .
Передельное число на высоте //=11 км и выше...........	.
Высота околозвукового потолка, м . .
Высота потолка" при Л1 = 2, 1, м ...
Максимальная скороподъемность у земли при М = 0,9 м/сек...................
Максимальная скороподъемность на высоте //=11 км при М = 0,9 м/сек . .
Время набора высоты И = 11 км, мин.
Наибольшие динамические высоты горизонтального полета с торможением, км 1
1 295
1 250
14 400
81
23
4,5 .
1 825
1550
1 370
2,2
17 250
15 100
191
66
1,55
19-21
45
II. САМОЛЕТЫ-ИСТРЕБИТЕЛИ ВЕЛИКОБРИТАНИИ
1. САМОЛЕТ ИСТРЕБИТЕЛЬ-ПЕРЕХВАТЧИК «ДЖАВЕЛИН»
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Истребитель «Джавелин» совершил первый полет в 1951 г. В процессе улучшения конструкции создано девять модификаций этого самолета, различающихся двигателями, оборудованием, вооружением и запасом топлива.
Последняя модификация самолета «Джавелин» FAW. МК-9 имеет два двигателя «Сапфир» Assa-7 с форсажной камерой (МК-203).
Схема истребителя показана на фиг. 2.1.
Вооружение самолета включает:
1. Две пушки «Аден» калибра 30 мм со скорострельностью 1200 выстр/мин, установленные в крыле.
2. Четыре управляемых снаряда «Файрстрик» с инфракрасной головкой самонаведения, подвешиваемые на пилонах под крылом. Стартовый вес снаряда 136 кг. Дальность полета 9 км. Длина снаряда 3,2 м. Размах крыла 0,75 м. Диаметр корпуса 0,22 м. Вместо управляемых снарядов могут быть подвешены блоки ₽ неуправляемыми PC калибра 50 мм по 37 снарядов в каждом блоке.
Самолет оборудован РЛС перехвата и управления огнем, радионавигационной системой наведения «Джи», системой слепой посадки JLS с автопилотом и системой дозаправки в воздухе. Экипаж два человека.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Размах крыла...................................15,85 м
Длина самолета.................................17,3 л
Площадь крыла..................................87,5 .иг
Относительная толщина профиля..................10°,'о
Стреловидность по передней кромке корневой части крыла...................................39,5°
концевой части крыла.....................33,8П
Вес нустого самолета...........................13540 кг
Взлетный вес в нормальном варианте ....	17200 кг
в перегрузочном варианте ................ 19100 кг
Посадочный вес ................................ 13760 кг
Вес топлива в основных баках................... 3200 кг.
в подвесных баках..................,		1700 кг
Тяга двигателя «Сапфир» Assa7R на взлетном режиме без форсажа.............................. 5000 кг
на высоте 11 км при числе М --=> 1 без форсажа .................................... 1700 кг
на высоте 11 км при числе М — 1 с форсажом ................................... 2300 кг
46
5?W
17300
47
Диапазон скоростей и высот полета
Рассчитан для веса самолета 16500 кг. График диапазона скоростей и высот полета показан на фиг. 2.2. Как видно из графика, истребитель «Джавелин» является дозвуковым самолетом со сравнительно большим потолком— 18000 м.
Ф и г. 2.2. «Джавелин» FAW. МК-9. Диапазон скоростей и высот полета.
Вертикальные скорости. Набор высоты
Наивыгоднейшим режимом подъема является полет с постоянным числом М —- 0,9. Форсаж включается на высоте 6000 м. Графики изменения максимальных вертикальных скоростей по высоте показаны на фиг. 2.3, а время набора высоты — на фиг. 2.4:
При расчете времени набора высоты учитывалось время разгона у земли до наивыгоднейшей скорости подъема.
Н,км
ju 50
Ф и г. 2.3. «Джавелин» FAW. MK-9-Максимальные вертикальные скорости подъема.
Фиг. 2.4. «Джавелин» FAW, МК-9. Время подъема.
48
Характеристики дальности полета
Рассчитывались для веса 16500 кг. Наименьший километровый расход топлива имеет место при полете на высоте 15000 м на числе М = 0,9 и составляет 1,24 кг/км. Часовой'расход топлива при этом равен 1190 кг!час.
Расход топлива на подъем определялся в предположении, что набор высоты в полете на максимальную дальность осуществляется на бесфорсажном режиме.
Расход топлива на пробу двигателя, руление, планирование с крейсерской высоты и посадку принимался по статистическим данным.
Таким образом, было получено следующее распределение расходов топлива (в кг) по этапам полета:
Проба двигателя и руление .	' . ,.	.	.	.	.	140
Взлет .	.	.	.	.................... .	.	50
Разгон до М — 0,9	.	.	. . .Д' .. ПО
Набор высоты 15 км .	, \ .	.	.	.	.	.1450
Горизонтальный полет	.	.	.	.	.	. : .	.	. 2497
Планирование и посадка .	........	310
Запас 7°/о	.	.	.	.	.	.	.	.	.	•	.	•	343
Итого............................. 4900
Распределение дальности полета (в км) по этапам полета при этом будет следующее:
Подъем .	.	.		.	. •	•	•	•		•	• 306
Горизонтальный полет .	.	.	.	.	.	.	.	. 2010
Планирование..................................217
Итого.............................. 2533
Наибольшая практическая дальность полета с подвесными баками составляет 2533 км, без подвесных баков — 1300 км.
Продолжительность полета на режиме максимальной дальности с подвесными баками распределяется следующим образом:
Взлет и подъем до Н — 15 км	17 мин.
Горизонтальный полет...................2	час. 06 мин.
Планирование .	• \1	мин'
Посадка................-f	.... 4 мин.
Итого........................2	час. 51 мнн,
Маневренные характеристики
На фиг. 2.5, 2.6 и 2.7 приведены характеристики разгона и торможения для различных условий полета, которые указаны на графиках.
Фиг. 2.5. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики разгона.
Ф и г. 2.6. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики разгона без подвесных баков: Н — 11 км;
G — 16500 кг.
4. Изд. 74 3795.
49
Неустановившиеся (форсированные) развороты с торможением
рассчитывались в предположении, что они выполняются при постоянной перегрузке п„ — 5 до момента достижения предельного су по тряске. Дальнейшее движение осуществляется
с с, . При этом перегруз-
Упред
Ф и г. 2.7. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики торможения без подвесных баков. G. — 16500 кг.
Ф и г. 2.8. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики неустановившихся разворотов без форсажа с тормоз-ными щитками. Н — 6 км.
Фиг. 2.10. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики неустановившихся разворотов без форсажа с тормозными щитками. Н 6 км.
Ф и г. 2.9. «Джавелин» FAW. МК-9. Характеристики неуста-новившихся разворотов с форсажом без тормозных щитков.
Я == 11 км.
950 то V50 то\/^,кмцас
Фиг. 2.11. «Джавелин» FAW. М1£-9. Характеристики полупетли с форсажом. ЯнаЧ = 6000 м.
FAW. МК-9. Характери-тормозными щитками. 11000 км.
Фиг. 2.12. «Джавелин» стики переворотов с 77цач —
50
Характеристики неустановившихся разворотов на 180° (диаметр разворота D, время разворота Лео и скорость в конце разворота Икон в зависимости от начальной скорости Инач) приведены на фиг. 2.8, 2.9 и 2.10.
Характеристики вертикальных фигур (полупетли и переворота) приведены на фиг. 2.11 и 2.12. Для расчета этих маневров были приняты законы изменения перегрузки, показанные на фиг. 1.13 и 1.14.
Основные летные характеристики истребителя-перехватчика «Джавелин» FAW МК-9 (табл. 2.1)
Таблица 2.1
Наименование характеристики и ее размерность
Величина
Без форсажа
Максимальная скорость у земли, км/час На высоте 11 км.........• • . . . .
Статический потолок, м; при весе 16500 кг Скорость полета на потолке, км/час Время достижения высоты 11 км, мин. Время достижения высоты 5 км, мин.
Практическая дальность полета на высотах 13—15 км:
без подвесных баков, км ....... с подвесными баками, км • . . • • . .
.. С ф о р с а ж ом
Максимальная скорость у земли, км/час на высоте 11 км ....... , . • .
Статический потолок, м; при весе 16500 кг Скорость полета на потолке, км/час . . Время достижения высоты, 11 км, при включении форсажа на высоте 6 км, мин.
1 230
1 087
1 7400 980 8,0
4,2
1 300
2 530
1 240
1 108
18 000
990
6,6
2. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ ПВО «ЛАЙТНИНГ» F.1
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Фирма Инглиш Электрик приступила к работе по созданию сверхзвукового истребителя в 1947 г. Самолет «Лайтнинг» Р-1 совершил первый полет в августе 1954 г. Всего известно шесть модификаций самолета «Лайтнинг», различающихся двигателями, компоновкой фюзеляжа, вооружением, оборудованием и запасом топлива. К 1961 г. было закончено производство 200 самолетов. В настоящее время производством истребителя «Лайтнинг» занято три завода фирмы «Инглиш Электрик».
Последняя модификация самолета «Лайтнинг» F.l (МК-3) имеет два двигателя «Эвон» RB-146 с улучшенными характеристиками.
Схема истребителя показана на фиг. 2.13.
Вооружение самолета включает:
1.	Два управляемых снаряда «Файрстрик», устанавливаемых на пилонах по бокам носовой части фюзеляжа.
2.	Две пушки «Аден» калибра 30 мм.
4*
51
3.	Вместо подвесного бака или контейнера с ЖРД под фюзеляжем могут устанавливаться два блока неуправляемых реактивных снаряда калибра 50 мм в количестве 48 штук.
4.	Управляемые снаряды «Файрстрик» предполагается заменить более совершенными снарядами «Ред Топ» фирмы Де Хэвиленд, Этот снаряд имеет также инфракрасную головку самонаведения. В отличие от снаряда «Файрстрик» может атаковать цель па пересекающихся курсах, имеет большую высоту боевого применения и снабжен инфракрасным дистанционным взрывателем. Снаряд может нести как обычную, так и атомную боевую часть весом 30 кг. Дальность полета снаряда «Ред Топ» 17 км. Скорость полета соответствует числу М = 3, длина снаряда равна 3,2 м, размах крыла — 0,9 м, диаметр корпуса — 0,2 м.
5.	При действиях по наземным целям на пилонах фюзеляжа вместо снарядов могут подвешиваться контейнеры с 30-мм пушками «Аден».
Истребитель «Лайтнинг» оборудован весьма совершенной универсальной радиолокационной системой перехвата и управления огнем AiRASS, которая обеспечивает боевые действия по воздушным и наземным целям, имеет сигнализирующее устройство о начале выхода из атаки, а также позволяет вести панорамный и контурный обзор местности для навигации на больших и малых высотах. Самолет имеет современное оборудование для полета в любыхусловиях.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Размах крыла................................10,973 м
Длина фюзеляжа..............................15,0 .и
Площадь крыла ..............................45 .и2
Относительная толщина	профиля...............5%
Стреловидность по передней	кромке ....	56°
Площадь тормозных щитков....................2 X 0,5
Давление в пневматнках	колес................20 кг!смг
Вес пустого самолета	................... 12650 кг
Взлетный вес................................ 16680 кг
Посадочный вес.............................. 13000 кг
Запас топлива............................... 3800 кг
Тяга двигателя «Эзоп» RB-146 без форсажа на взлете	(Н	--	0, М — 0)	.	6000	кг
на высоте	11	км	при М -- 1	.	2170	кг
на высоте 11 км при А1 ----- 2	3000 кг
Тяга двигателя	с форсажом на взлете	.	8000	кг
на высоте	11	км	при Л1 -«= 1	.	.	3400	кг
на высоте И км при Л1 = 2 .	•	.	6100 кг
Диапазон скоростей и высот полета
Рассчитан для веса самолета 15300 кг. График диапазона скоростей и высот полета показан на фиг. 2.14. Предельно допустимое число М полета для самолета «Лайтнинг» составляет 2,3. Характерной особенностью самолета является возможность достижения сверхзвуковых скоростей полета на бесфорсажном режиме. Кроме, того, потолок самолета мало зависит от скорости полета.
52
Фиг. 2.13. «Лайтнинг» F.l. Схема самолета.
Фиг. 2.14. «Лайтнинг» F.I. Диапазон скоростей и высот полета.
Вертикальные скорости. Набор высоты
Наивыгоднейшим режимом подъема является полет с постоянным числом М --- 0,9. Форсаж включается на высоте 11 км.
Графики изменения максимальных вертикальных скоростей по высоте показаны на фиг. 2,15, а время набора высоты — на фиг. 2.16.
53
При расчете времени набора высоты учитывалось время разгона У земли до наивыгоднейшей скорости подъема.
Фиг. 2.15. «Лайтнинг» F.I. Максимальные вертикальные скорости подъема.
Фиг. 2.16. «Лайтнинг» F.I. Время подъема.
Характеристики дальности полета
Были рассчитаны для веса 15300 кг. Минимальный километровый расход имеет место на высоте 13 км при числе М — 0,9 и составляет 2,1 кг/км.
Расходы топлива на пробу двигателя, выруливание, планирование с крейсерской высоты и посадку были приняты по статистическим данным.
Таким образом, было получено следующее распределение расходов топлива по этапам полета (в ка):
Проба двигателя и руление .............160
Взлет ,	.	,	....	.	.	. • .	.	.	.	52
Разгон до М — 0,9	 145
Набор высоты 13 км ..........	351
Горизонтальный полет ................ 2612
Планирование и посадка ............... 210
Запас 7*/о.............................270
Итого............................ 3800
Распределение дальности (в км) по этапам полета будет следующее:
Подъем........................................80
Горизонтальный полет........................1306
Планирование.................................160
Итого.............................1546
Таким образом, наибольшая практическая дальность полета самолета «Лайтнинг» F.1 с двигателями «Эвон» RB-146 составляет 1546 км.
54
«Лайтнинг» F.I. Характеристики разгона с форсажом.
Фиг. 2.17.
(форсированные) развороты рассчитывались
Неустановившиеся
в предположении, что они выполняются при постоянной перегрузке
= 5 до- момента достижения предельного по тряске. Дальнейшее
п„
движение осуществляется с суПред-При этом перегрузка nv соответственно уменьшается.
Характеристики неустановившихся разворотов на 180° (диаметр разворота D, время разворота fiao и скорость в конце разворота Икон в зависимости от начальной скорости Унач) приведены на фиг. 2.19 и 2.20.
Фиг, 2.18. «Лайтнинг» F.I. Характеристики торможения.
Фиг. 2.19. «Лайтнинг» F.L. Характеристики неустановившихся разворотов с форсажом без тормозных щитков. //=11 км.
Фиг. 2.20. «Лайтнинг» F.I. Характеристики неустановив-щихся разворотов без форсажа с тормозными щитками. //=11 км.
55

-шг	,'йЗй«Ч-у г£-.~
Характеристики вертикальных фигур (полупетли и переворота) приведены на фиг. 2.21 и 2.22. Для расчета этих маневров были приняты законы изменения перегрузки, показанные на фиг. 1.13 и 1.14.
При расчетах характеристик полупетли предполагалось, что двигатель работает на форсажном режиме. При расчете переворота — двигатель работает на минимальных оборотах и тормозные щитки полностью выпущены.
«Лайтнинг» F.I. Характе-тормозными щит-11000
Ф и г. 2.22. ристикн переворотов с ками. //Нач :
F.I. Харак-форсажом.
Фиг. 2.21. «Лайтнинг» герметики полупетли с нам ' 6000 .И.
Динамические потолки
F.1 с двига-
Область динамических высот самолета «Лайтнинг» телями RB-146 показана на фиг. 2.23. Правая граница этой области — линия предельно достижимых энергий рассчитывалась по статистическим данным. Максимально возможное время горизонтального полета с торможением на высоте 21 км составляет 6,1 мин., на высоте 22 км — 3,2 мин.
Фиг. 2.23. «Лайтнинг» F.I. Область динамических высот.
Следует отметить, что модификация самолета «Лайтнинг» Р-1В с двигателем RA-24R обладает существенно худшими летными характеристиками, чем описанный выше самолет с двигателем RB-146, производство которого начато лишь с 1961 г. Так, например, максимальная скорость на высоте 11 км с форсажом составляет лишь 1810 км/час. Потолок при М — 1,5 составляет 15800 м. Поэтому для улучшения его летных свойств было принято решение устанавливать два ЖРД с тягой по 1800 кг и с запасом топлива на 56 сек. Контейнер с ЖРД подвешивается вместо подвесного бака и соответственно существенно уменьшает дальность полета.
56
Летные характеристики самолета с двигателями RA-24R-R 2 ЖРД значительно хуже, чем у самолета с двигателями RB-146. Поэтому после перехода на двигатели RB-146 устанавливать дополнительные двигатели ЖРД стало нецелесообразно, так как они не улучшают, а наоборот, ухудшают летные характеристики.
Основные летные характеристики истребителя ПВО «Лайтнинг» F.1 с двигателями «Эвон» RB-146 (табл. 2.2)
Т а б л и ц а 2.2
Наименование характеристики и ее размерность
Без форсажа
Максимальная скорость у земли, км1час на высоте 11 км . . .............
Статический потолок при весе 15300 кг, м;
Скорость полета на статическом потолке, км)час .	 . . • . 	  .
Время достижения высоты 11 км, мин.
Время достижения высоты 5 км, мин.
Практическая дальность полета на высоте 13 км...........................
Величины
1 350
1 470
15 810
1 080
3,5
2,0
1 550
С форса ж о м
Предельно допустимая скорость у земли, к» [час.............• . . . • . .
на высоте 11 км...........	.  . .
Статический потолок при весе. 15300 кг\ при числе М - - 0,9 ж при числе М= 1,8- . . .  • . .  .  . при числе М == 2,3..............•	• .
Время достижения высоты 11 км и числа М = 2,3 при включении форсажа на высоте 11 км, мин; . , -..........  .
Предельно возможное время горизонтального полета, мин:
на высоте 21 км.............  .	. .
на высоте 22 км................ 
1 400
2 450
16 900
17 900
18 200
6,7
6,1
3,2
5/
III. САМОЛЕТЫ-ИСТРЕБИТЕЛИ ФРАНЦИИ
1. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ «СУПЕР-МИСТЕР» В-4
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Истребитель «Супер-Мистер» В-2 с двигателем «Атар» 101 был построен в количестве 183 самолетов. Выпуск этого типа истребителей закончен в середине 1960 г. «Супер-Мистер» В-4 отличается от «Супер-Мистер» В-2 установкой ТРД «Атар» 9-В вместо «Атар» 101. Схема истребителя «Супер-Мистер» В-4 показана на фиг. 3.1. Этот истребитель совершил первый полет в феврале 1958 г.
Вооружение и оборудование
Фиг .3.1. «Супер-Мистер» В-4. Схема самолета.
истребителя включает:
1.	Две пушки DEFA калибра 30 мм при общем боезапасе 300 патронов.
2.	Магазин с 35 реактивными снарядами класса воздух—воздух SNEB-22 калибра 68 мм. Магазин устанавливается внутри фюзеляжа.
3.	Две установки яо 19 снарядов SNEB в каждой. Установки подвешиваются под крыльями.
4.	Два напалмовых бака.
5.	Двенадцать неуправляемых снарядов класса воздух— земля.
6.	Два управляемых снаряда класса воздух—земля Норд 5103, подвешиваемых снаружи.
7.	Вместо реактивных снарядов могут подвешиваться под крылом две бомбы весом по 500 кг.
Самолет имеет радиолокаци-
онный прицел, антенна которого расположена в верхней части фюзеляжа над воздухозаборником.
Примечав и е. Все основные варианты вооружения предназначены для действия по наземным целям.
58
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЁ. ДВИГАТЕЛЬ
Размах крыла.........................  •	•	Ю.5 м
Площадь крыла .............................35
Относительная толщина профиля	.....	6°/о
Стреловидность по передней	кромке	....	48°
Длина самолета ..................... 14,0	м
Вес пустого самолета................... 7000	кг
Взлетный вес .	.	.	.	.	.	.	.	. . .	10000 кг
Посадочный вес ............................. 8000	кг
Вес топлива во внутренних баках (фюзеляжных
и крыльевых) ..................... 2200 кг
Вес топлива в подвесных баках (максимум
2 X 1333 л) .	. .	......	2100 кг
Максимальная бомбовая нагрузка.............. 1000	кг
Тяга двигателя «Атар» 9-В на месте у земли без
форсажа	.	.	.	....		.	.	4200	кг
Тяга двигателя на высоте 11 км при М — 1 без
форсажа	.	.	.	. . • .	.	«	•	1600
Тяга двигателя с форсажом на высоте 11 км при
М = 2	. :......................... 6500	кг
Диапазон скоростей и высот полета
Все летные характеристики самолета, приведенные ниже, если не сделаны специальные оговорки, определены для веса истребителя, равного 9000 кг.
На фиг. 3.2 приведены зависимости диапазона скоростей полета истребителя от высоты. Мы видим, что они типичны для частично сверх-
Ф и г. 3.2. «Супер-Мистер» В-4. Диапазон скоростей и высот полета.
59

O'.
Ф и г. 3.3. «Супер-Мистер» В-4. Максимальные вертикальные скорости подъема.
звукового самолета, у которого полет на потолке с форсажом происходит на околозвуковой скорости.
Вертикальные скорости. Набор высоты
Без форсажа набор высоты выгодно совершать с постоянной воздушной скоростью, соответствующей на высоте 6000 .и значению М — 0,8. С форсажом с воздушной скоростью, соответствующей М = 0,9.
Изменение наибольшей вертикальной скорости с высотой показано на фиг. 3.3, а время набора высоты — на фиг. 3.4.
При расчете времени набора высоты учитывалось время разгона у земли до достижения скорости по траектории при подъеме. Время набора высоты без подвесных баков определялось для взлетного веса, равного 10000 кг, а с подвесными баками для взлетного веса, равного 12000 кг.
Характеристики дальности полета
Минимальный километровый расход у истребителя «Супер-Мистер» В-4 у земли имеет место при скорости около 610 км/час и равен 3 кг/км при весе 9000 кг.
На высоте 12 км он равен 1,2 кг/км и достигается при скорости 900 км/час.
Расход топлива на разгон у земли и на набор высоты с форсажом и без форсажа приведен в табл. 3.1.
Т а б л и ц а 3 ГМ
Наименование	Величины,
Разгон после взлета у земли до М = 0,8 без форсажа . • • . •  . . . . • ... Разгон после взлета у земли до М — 0,9 с форсажом	•	. . •	' Набор 11000 м без форсажа (расстояние 140 км)	 Набор 11000 м с форсажом (расстоя-ние 32 км)		. 		120 290 470 380
Характеристики расхода топлива при работе двигателя на земле и при планировании, взятые из обработки статистических данных, приведены в табл. 3.2.
Таблица 3.2
Наименование	Величины, кг
Работа двигателя на земле в продолжение 7 мин		 Планирование с высоты 5000 м (расстояние 30 км) . . 		  .	. Планирование с . высоты 11000 (расстояние 80 км) . . 				 Круг перед посадкой, руление 		80 60 120 80
61
Учитывая расходы топлива на набор высоты, планирование и работу двигателя на земле, а также оставляя семипроцентный запас топлива, получим следующие значения практической дальности полета на скоростях, соответствующих минимальному километровому расходу
(табл. 3.3).	Таблица 3.3	
р	ежим	Величины,
		КМ
На высоте 12	км без подвесных баков	1 220
На высоте 12	км с подвесными баками,	
сбрасываемыми	после выгорания топлива	2 420
У земли без подвесных баков . .  • .		660
У земли с подвесными баками • - - 		1 200
Маневренные характеристики
На фиг. 3.5, 3.6, 3.7 приведены характеристики времени разгона и торможения истребителя «Супер-Мистер» без подвесных баков. Условия, для которых рассчитывалось время разгона и торможения, указаны на графиках.
Ф и г. 3.6. «Супер-Мистер» В-4. Характеристики разгона без подвесных баков.
62
Характеристики неустановившихся разворотов на 180° с торможением, выполняемых с — 5 и понижением перегрузки на тех скоростях, на которых ее значение ограничивается Супра1- по тряске, приведены в табл. 3.4, 3.5.
										
\\ \										
										
							И—А	5М		
							б*'"	0		
										
Ю	X	.50	70	90 t,cex
Ф и г. 3.7. «Супер-Мистер» В-4. Характеристики торможения без подвесных баков.
Таблица 3.4
Неустановившиеся развороты с торможением на высоте 11 км
Пользование тормозными щитками	Начальная скорость, км/час	Конечная скорость, км /час	Время разворота на 180", сек.	Диаметр разворота, км
Со щитками ....	1 500	900	25,0	4,75
Со щитками . . . .	1 300	830	27,0	4,75
Со щитками • • . .	1 100	745	29,5	4,65
Со щитками . . • .	870	640	28	4,60
Без щитков . . . •	1 500	1 100	24,5	5,35
Без щитков ....	1 300	990	25,0	4,70
Без щитков ....	1 100	880	27,0	4,65
Без щитков • . . .	900	745	26	4,60
Таблица 3.5
Неустановившиеся развороты с торможением на высоте 6 000 м
Пользование тормозными щитками	Начальная скорость, км/час	Конечная скорость^ км [час	Время разворота на 180°, сек.	Диаметр разворота, км
Со щитками . .	1 300	830	30,0	5,35
Со щитками ....	1100	770	33,0	5,27
Со щитками .....	900	700	37,0	5,2
Без щитков . • . .	1 300	1 150	26,5	5,5
Без щитков	1 100	940	33,0	5,2
63
При расчетах неустановившихся разворотов предполагалось, что двигатель работает с максимальными оборотами без форсажа.
Время, а также изменение высоты и скорости, требуемые для выполнения полулегли одинарного переворота при разных начальных скоро-
Ф и г. 3.8. «Супер-Мистер» В-4. Характеристики полупетли с форсажом. //пач =• 6000 л(.
Ф и г. 3.9. «Супер-Мистер» В-4. Характеристики переворотов с тормозными щитками. //иач ’ 1Ю00 .it.
стях маневра и законах изменения перегрузок пу в зависимости от угла наклона траектории 0 данных на фиг. 1.13 и 1.14, приведены на фиг. 3.8 и 3.9.
64
Динамический потолок
На фиг. 3.10 для истребителя «Супер-Мистер» В-4 приведена область динамических высот, на которых возможен горизонтальный полет истребителя с торможением. Эта область, как известно, ограничена кривой статических потолков режимов, кривой скоростей, на которых в полете с п,. --- 1 c,j становится равным с„ гряскп и, наконец, кривой скоростей выхода на динамические высоты с минимумом потери энергии.
Мы видим, что область высот, превосходящих статический потолок, на которых возможен полет с торможением, у «Супер-Мистер» В-4 весьма ограничена. Это типично для истребителей, имеющих не сверхзвуковые, а околозвуковые скорости на статическом потолке. Обращаем внимание на то, что на высоте 19,5 км горизонтальный полет с торможением будет невозможен, так как уменьшение скорости сделает величину коэффициента с,, больше, чем суТрЯСКИ'.
Фиг. 3.10. «Супер-Мистер» В-4. Область динамических высот.
На высоте 18,5 км, превышающей высоту статического потолка на 1 км, полет с торможением может быть выполнен только на расстояние 25 км.
Данные фиг. 3.10 были получены для полетного веса истребителя, равного 9000 кг. При полетном весе истребителя 8500 кг динамический потолок с 19,5 км повысится до 19,9 км.
5- Изд. М 3795.
65
Основные летные характеристики истребителя
В табл. 3.6 приведены основные летные характеристики истребителя «Супер-Мистер» В-4. Они хорошо совпадают с заявленными фирмой.
Таблица 3.6
Н а и м е и о в а и и е	Величины
Без форсажа
Максимальная скорость полета у земли, км/час ...........  .	•
Максимальная скорость на высоте 11 км, км!час . . ........................
Высота статического потолка при весе 9 000 кг.....................•	• . . .
Скорость на высоте статического потолка, км]час . . .	.у. . ...... . . .
Время достижения высоты И км, мин.
Время достижения высоты 5000 м, мин.
Практическая дальность полета на высоте 11—12 км, км; без подвесных баков с 7-процентным запасом топлива ....
Практическая дальность полета на высоте 11—12 км, км; с двумя подвесными баками с 2 100 кг топлива 7-процентным запасом..........................  .
С форсажом
Максимальная скорость полета у земли, км)час (сведений, разрешается ли достижение такой скорости, нет) . • . .	. .
Максимальная скорость полета на высоте 11 км, км)час ... • . . . .
Высота статического потолка, м; при весе 9 000 кг..........•	.... СД
. Скорость на статическом потолке, км/час
Высота динамического потолка, м; полёт с пу — 1..........•	... . ...........
Время достижения высоты 11 км, мин. взлет с форсажом............  ......
Время достижения высоты 5 000 м, мин. взлет с форсажом . . . .  . . . ... .
1 160
1 130
14 250
960
7,9
3,4
1 220
2 420
1 360
1 470
16 750
1 150
19 100
2,84
1,7
2. САМОЛЕТ-ИСТРЕБИТЕЛЬ «МИРАЖ III»
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Над истребителями Мираж фирма «Марсель Дассо» работает с 1951 г. Испытания первого образца истребителя «Мираж III» с двигателем «Атар». 9 начались в мае 1958 г. С конца 1958 г. истребитель стал строиться серийно. Для ВВС Франции было заказано 470 самолетов. Заключены соглашения на поставку истребителей для ВВС Швейцарии и Австралии.
Общий вид самолета показан на фиг. 3.11. Кроме ТРД, на истребитель может быть установлен ЖРД SEPR-844.
Самолет «Мираж III» в зависимости от решаемой боевой задачи может иметь следующее вооружение:
1.	Внутри центральной части фюзеляжа устанавливается контейнер с двумя пушками DEFA калибра 30 мм с боекомплектом по 125 снарядов на пушку. Скорострельность пушек 1500 выстр/мин, вес снаряда 230 г, начальная скорость снаряда 830 м/сек.	. * .»
2.	Подвески под фюзеляжем.
•	— бомба весом 400 кг;
—	бак с напалмом;
—	один снаряд класса воздух—воздух Матра 511 или Матра 530;
—	один управляемый снаряд класса воздух—земля Норд 5103 или AS-20 (AS-30).
Фиг. 3.11. «Мираж III». Схема самолета.
Снаряд Матра 511 с реактивным двигателем твердого топлива имеет длину 3,1 м, диаметр корпуса 0,26 м, максимальное число М — 1,8, высоту боевого применения 3000—18000 м. Дальность полета до 8000 м. Система управления — по лучу. Стартовый вес 180 кг. Снаряд находится в серийном производстве.
Снаряд Матра 530 с полуактивной радиолокационной или инфракрасной головкой наведения может применяться на высотах 0—30 км, на дальностях до 14—17 . км. Максимальное число М полета А4 — 2,5 -г 3,0. Стартовый вес 195 кг. Серийное производство предполагается начать в 1963 г.
Снаряд Норд 5103 имеет радиокомандную систему наведения с визуальным наблюдением за снарядом и целью.
5*	67
Длина 2,6 м, размах крыла 0,8, диаметр корпуса 0,25 м. Дальность полета относительно самолета-носителя 4 км, от места запуска 11 км. Вес боевой части снаряда 33 кг. Стартовый вес 144 кг. Имеется вариант снаряда класса воздух—воздух. Заказчиками получено более 1000 снарядов, заказано несколько тысяч.
Снаряд AS-30 имеет радиокомандную систему наведения. Длина снаряда 3,8 м, диаметр корпуса 0,35, размах крыла 1 м. Максимальная дальность стрельбы 11 км. Вес боевой части 230 кг. Боевая часть может быть атомной. Стартовый вес снаряда 500 кг. Начало серийного производства запланировано на 1961 г.
3.	Под каждым крылом:
—	два снаряда класса воздух—воздух, «Сайдвиндер» или один снаряд Норд 5103;
—	одна бомба весом 400 кг;
—	один бак с напалмом;
—	одна ракетная установка Л-200, скомбинированная с баком.
Хвостовая часть представляет собой бак емкостью 950 л, а носовая — пусковую установку для 36 неуправляемых снарядов калибра 68 мм. Снаряды используются для поражения как воздушных, так и наземных целей.
Оборудование самолета
1.	Самолет снабжен комплексной системой навигации и управления огнем и радиолокационной станцией «Сирано» французской фирмы CSF.
Станция представляет собой отдельный быстросъемный агрегат, монтируемый в носовой части фюзеляжа.
2.	В варианте истребителя-бомбардировщика в виде съемных блоков устанавливаются вычислители.
3.	Ультракоротковолновая радиосвязная станция SARAM.
4.	Опознаватель «свой—чужой».
5.	Навигационный автомат РН-1 или ANABAC и оборудование системы TACAN.
6.	Предусмотрена возможность установки второй связной станции SARAM, допплеровского радиолокатора, УКВ радиокомпаса и оборудования радиопротиводействия.
7.	Возможна установка радиолокационного оборудования Эрпасс II английской фирмы Ферранти.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Площадь крыла................	. * 34 мг
Стреловидность крыла по передней кромке. 60°
Размах крыла	..............8,22 .«
Относительная толщина профиля. .	. .	4,5—3,5%
Профиль, симметричный, ламинарный.
68
Суммарная площадь четырех тормозных
щитков .........	0,60 мг
Длина самолета ........	13,85 м
Размер пневматика основных стоек шасси. 750 X 230 мм Давление в пневматике основных стоек .	. 6—9 кг!см*
Вес пустого самолета..................,	5600 ка
Максимальный посадочный вес .	.	.	.	6600 кг
Взлетный вес  ......................... 8000—11000 кг
Запас топлива для ТРД во внутренних баках
(в варианте без подвески ЖРД) 		2100 кг
Запас топлива для ТРД во внутренних баках
(в варианте с подвеской ЖРД) 	•	1760 кг .
Подвесной бак емкостью 425 л с держателем
и топливом......................... 390 кг
Подвесной бак емкостью 625 л с держателем и топливом............................ 560 кг
Подвесной бак емкостью 800 л с держателем
и топливом  ....................710 кг
Подвесной 'бак емкостью 1300 л с держате-
лем и топливом ................ .	1150 кг
Сухой вес ЖРД, бак окислителя и системы
подачи .	.	. _............ 200 кг
Вес окислителя (в баке контейнера ЖРД). 475 кг Вес горючего (в переднем баке) .... 125 кг Взлетный вес в варианте с двумя снарядами
«Сайдвиндер».....................,	8660 кг
Тяга двигателя «Атар» 9-В, С, Д, на месте у земли без форсажа..................... 4200 кг
Тяга двигателя на высоте 11 км при М — 1
без форсажа .	......	1600 кг
Тяга двигателя на высоте 11 км при Л1 = 2 у «Атар» 9-В.......................... 6500 кг
Тяга двигателя на высоте 11 км при М = 2 у «Атар» 9-С ......................... 7000 кг
Тяга двигателя на высоте 11 км при Л1 = 2 у «Атар» 9-Д.......................... 7400 кг
Малое давление в пневматиках колес позволяет использовать самолет с грунтовых аэродромов.
Диапазон скоростей м высот полета
Во всех случаях, в которых не сделана оговорка, расчет летных характеристик истребителя делался для среднего"полезного веса, принятого равным 7700 кг.
Основные расчеты были сделаны для самолета с подвешенными под фюзеляжем одним снарядом воздух—воздух Матра или с двумя снарядами «Сайдвиндер».
Ряд расчетов был произведен также без наружных подвесок.
В апреле 1961 г. совершил первый полет головной самолет серии «Мираж III» Е-01 с двигателем «Атар» 9-С. Из этого сообщения следует, что:
1) до весны 1961 г. «Мираж III» выпускается с двигателем «Атар» 9-В;	'
69
2) с весны 1961 г. осуществляется переход к выпуску «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-С.
Есть все основания полагать, что в ближайшей перспективе двигатель «Атар» 9-С будет заменен двигателем «Атар» 9-Д.
Из характеристик двигателей «Атар» вытекает, что без форсажа и с форсажом при числах М, меньших 1,4, тяги двигателей «Атар» 9-В, С и Д не отличаются друг от друга. Двигатели модификаций С и Д обладают большими тягами с форсажом при числах М 1,4.
Фиг. 3.12. «Мираж III». Диапазон скоростей и высот полета.
Относительно небольшое увеличение тяги двигателя модификаций С и Д при М 1,4 очень сильно повышает значение избыточной тяги.
Так, например, на высоте 11 км при Л1 1,8 у истребителя «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-В избыточная тяга равна 500 кг, с двигателем «Атар» 9-Д — 1350 кг.
Из сказанного выше следует, что при числах М 1,4 летные характеристики истребителя «Мираж III» не будут зависеть от того, какая модификация «Атар» 9 стоит на самолете. Наоборот, при М :> 1,4, т. е. при больших сверхзвуковых скоростях, модификация двигателя «Атар» 9, установленного на самолете, будет определять значения скорости и потолка.
На фиг. 3.12 и 3.13 показаны скорости горизонтального полета истребителя «Мираж III» с максимальными оборотами двигателя с форсажом и без форсажа, наибольшая разрешаемая скорость, исходя из
Фиг. 3.13. «Мираж 1И:>. Максимальные скорости. Потозки режимов:
1 -- с двигателем «Агаре 9-В и со снарядами; 2 •— с дннга-ie.ie’1 «Агаре 9 В без снарядов; — с двигателем «Атар» 9-С и со снарядами; 1 — с двигателем «Атар» 9-Д и со снарядами.
полета с минимальными оборотами двигателя, являющаяся минимально разрешаемой скоростью горизонтального полета. Приведенные кривые позволяют судить о диапазоне скоростей полета и о значении статических потолков. Малые избыточные тяги у «Мираж III» с «Атар» 9-В при Л4 1,1 приводят к очень сильной зависимости потолков режимов при больших М от тяги и сопротивления.
Повышение температуры воздуха против стандартной на Юэ, что приводит к понижению тяги на 9,2%, изменяет кривую , так как показано па фиг. 3.12 пунктиром.
71
Принимая во внимание, что первые полеты «Мираж III» с «Атар» 9-С состоялись только в апреле 1961 г. и их результаты не опубликованы, трудно с уверенностью указать на предельно разрешаемое число М полета. Оно вероятно будет лежать в пределах М = 2,0—2,2.
Вертикальные скорости. Набор высоты
При М < 1 с форсажом и без форсажа наибольшие вертикальные скорости имеют место при Л1 0,9.
Их изменение с высотой приведено на фиг. 3.14. Значения вертикальных скоростей определены с учетом выгорания топлива при наборе высоты.
Для «Мираж III» с «Атар» 9-С, Д рассчитано изменение вертикальной скорости с высотой выше 11 км при подъеме с М — 1,8. Вес самолета в начале набора был принят равным 7700 кг.
На фиг. 3.15 приведена барограмма набора высоты с форсажом и без форсажа. При ее построении учтено время, необходимое на разгон для достижения скорости по траектории, на которой осуществляется набор высоты. Разгон производился у земли до М — 0,9 и на высоте 11 км от М — 0,9 до М — 1,8.
72
Фиг. 3.15. «Мираж III». Время подъема:
I — с двигателем «Атар» 9-С; 2 — с двигателем «Атар» 9-Д.
Характеристики дальности полета
На высоте 11 км при весе самолета, равном 7700 кг, минимальный километровый расход у «Мираж III» равен 1,2 кг/км на скорости 960 км/час (М — 0,9). У земли минимальный километровый расход увеличивается до 3,1 кг!км на скорости 670 км/час.
Таблица 3.7
Расход топлива на набор высоты, м		Величина, кг
С форсажом ....	6 000	180
С форсажом • • • .	11 000	320
Без форсажа ....	6 000	150
Без форсажа ....	11000	274
В табл. 3.7 приведены характеристики расхода топлива на набор высоты с форсажом и без форсажа при взлетном весе 8600 кг.
При расчетах дальности принимался расход топлива при работе двигателя на земле в продолжение 7 мин., равный 80 кг. Такое же коли-
73
чество топлива бралось на совершение посадки. На взлет и разгон у земли до достижения М — 0,9 расход топлива с форсажом равен 250 кг (при взлетном весе 8600 кг), без форсажа — 140 кг.
На разгон на высоте 11000 м от М — 0,9 до Л4 — 1,8 необходимо затратить при двигателе «Атар» 9-С около 460 кг топлива.
У самолета с этим двигателем при скорости по траектории, соответствующей М — 1,8, набор высоты от 11 до 15 км требует около 220 кг топлива, а от 11 до 17 км — около 400 кг.
Расчеты показали, что при разгоне у земли, наборе высоты 11 км, разгоне на высоте 11 км от М 0,9 до М — 1,8 самолет пролетает расстояние, равное 165 км.
При планировании с торможением с высоты 15 км и скорости 1400—1500 км/час длина пути равна примерно 125 км и расходуется 80—100 кг топлива. Длина пути планирования и расход топлива при этом взяты на основе обработки статистики. При полете с форсажом на скорости 1920 км/час (Л4 — 1,8) на высоте 15 км километровый расход равен 3,5 кг/км. а на высоте 17 км он равен 2,8 кг/км при полетном весе 7700 кг.
Приведенные цифры позволяют рассчитать дальности полета и значения рубежей перехвата. При расчетах практической дальности и рубежей, как принято у нас, будет оставаться запас топлива, равный 7°/о его начального веса.
В указанных условиях при взлетном весе 8000 кг без подвесных баков (Gr = 2100 кг) и полете без форсажа на высоте 12 км. дальность полета самолета равна 1300 км.
При взлетном весе 9750 кг с двумя подвесными баками, содержащими по 665 кг топлива в каждом, и полете на высоте 11 — 12 км дальность полета равна 2000 км.
При перехвате воздушной цели на высоте 15—17 км при скорости 1920 км/час у самолета с двигателем «Атар» 9-С рубеж перехвата при 7% запасе топлива и взлете без подвесных баков равен 250—260 км. При расчете предположено, что атака происходит с передней полусферы и разворот осуществляется с торможением.
При атаке с задней полусферы и развороте на скорости, соответствующей М ----- 1,8, с радиусом 25 км рубеж перехвата уменьшается до 200' км.
Малые избытки тяги на высоте 11 км при Л-1	1,1-:- 1,4 делают
мало выгодным разгон с выходом на сверхзвуковые скорости при наличии подвесных баков.
По-видимому, этим и объясняется отсутствие таких профилей полета, рекомендуемых фирмой. Однако применение двух подвесных баков, емкостью по 425 л, сбрасываемых при достижении высоты 11000 км увеличивает рубеж перехвата с 250—260 до 370—390 км. Следует указать, что в летних условиях при температуре, в стратосфере выше стандартной, значения рубежей перехвата существенно понизятся.
Маневренные характеристики
На фиг. 3.16, 3.17 и 3.18 приведены характеристики времени разгона истребителя «Мираж III» на высотах 0, 11 и 15 км.
На фиг. 3.19 даны характеристики торможения самолета.
Зависимости радиуса и времени разворота на 180° с установившейся скоростью и перегрузкой от высоты при скорости по траектории 74
Фиг. 3.16. «Мираж 111». Характеристики разгона со снарядом на Н -- 0 и Н = 6 км; G 8400 кг.
Фиг. 3.17. «Мираж III». Характеристики разгона со снарядами на Н И км: G = 8000 кг.
t,сел-
350
250
150
50
					
					
					
		С форсажом /			
					
					
					
					
					
1200
1C00
Ц км/час
Фиг. 3.18. «Мираж III». Характеристики разгона со снарядом на Н — 15 км; G --7700 кг.
Фиг. 3.19. «Мираж III». Характеристики торможения самолета со снарядом и выпущенными тормозными щитками G = 7700 кг.
1920 км!час (М ~ 1,8) для самолетов с двигателями «Атар» 9-С и «Атар» 9-Д показаны на фнг. 3.20, 3.21.
В табл. 3.8, 3.9 приведены характеристики разворотов на 180° с торможением при разных начальных Скоростях разворота и перегруз
ке п„ — 5 с понижением ее на тех скоростях, на которых п№ ограничивается с„ предельным по тряске.
Фиг. 3.21. «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-Д. Характеристики установившихся разворотов на 180°; М = 1,8.
Ф и г. 3.20. «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-С. Характеристики установившихся разворотов на 180°; Л1 1,8.
Табл и ц а 38
Неустановившиеся развороты на 180° на высоте 11 км
Начальная скорость, км[час	Конечная скорость, км[час	ЕЗремя разворота, сек	Диаметр разворота, км	Условия выполнения
1 900	880	27,5	5,8	Без форсажа с максимальными
1 750	820	27,0	5,0	обоцотами; тормозные щитки от-
1 600	770	26,0	4,7	крыты
				Таблица 3.9
	Неустановившиеся развороты на 180' на высоте 11 км			
Начальная	Конечная	Время	Диаметр	Условия
скорость,	скорость,	разворота,	разворота,	
 км 1 час	км! час	сек	км	выполнения
1 900	1 480	31	9,3	С форсажом; тормозные щитки
1 750	1 380	27	8,0	закрыты
1 600	1 150	25	6,8	
1 400	1 040	23	5,0	
77
В расчетах времени и изменения высоты при выполнении полупетли и одинарного переворота были приняты законы изменения перегрузки от угла наклона траектории, приведенные на фиг. 1.13 и 1.14. Зависи
мости времени выполнения полупетли, набора высоты и конечной скорости от начальной показаны на фиг. 3.22. Предполагалось, что двигатель работает с форсажом.
Фиг. 3.23. «Мираж III».
Характеристики переворотов с тормозными щитками. /УНач — И к-и.
Фиг. 3.22. «Мираж III».
Характеристики полупет.ти с форсажом.
Нн..ч -= 6000 м.
Характеристики одинарного переворота приведены на фиг. 3.23. Маневр рассчитывался при открытых тормозных щитках и минимальных оборотах двигателя. Время, необходимое на поворот самолета вокруг продольной оси на 180э в конце полупетли и в начале одинарного переворота, не входит во время выполнения маневра, указанное на фиг. 3.22, 3.23.
Динамические потолки
Боевое применение истребителя на высотах, превосходящих высоты статических потолков режимов (фиг. 3.24) реально осуществимо лишь тогда, когда истребитель способен совершать полет на постоянной высоте с непрерывным уменьшением скорости, т. е. при пу ==' 1. Если полет возможен лишь при nv < 1 с изменяющимися высотой и скоростью, то перехват цели практически вряд ли осуществим.
Требование полета с =* 1 определяет границы возможных скорс стей по тряске и балансировке.
Третья граница определяется возможно меньшей потерей энергии при достижении высот, больших статических потолков режимов. Эти границы для истребителя «Мираж III» показаны на фиг. 3.24. При этих условиях наибольшая динамическая высота полета равна 22 км и ограничивается значением с,„ при котором осуществляется балансировка самолета.
На высоте 22 км прямолинейный полет с торможением может осуществляться при двигателе «Атар» 9-С на расстоянии 50 км, а при двигателе «Атар» 9-Д — на расстоянии 62 км.
78
Учитывая приближенность определения супред для истребителя «Мираж III», следует считать, что наибольшие динамические высоты для этого самолета могут лежать в пределах 21—23 км.
Фиг. 3.24. «Мираж III». G == 7700 кг. Максимальные скорости. Потолки режимов. Область динамических высот:
1 - с двигателем «Атар» 9-В; 2 —- с двигателем «Атар» 9-Д.
Летные характеристики «Мираж III» при использовании ЖРД
ЖРД, устанавливаемый на «Мираж III» на высотах, больших 15 км, развивает тягу 1650 кг и расходует 600 кг топлива и окислителя за 82 сек.
Если ЖРД включается на высоте 17 км и полет совершается с постоянной скоростью V = 1920 км/час, то при работающем с форсажом ТРД истребитель без ограничения по с,, смог бы достигнуть высоты около 26 км. Однако при полете до таких высот неправильно учитывать тягу ТРД, так как двигатель заглохнет. Без учета тяги истребитель будет способен достичь высоту, не большую 24,5 км, однако поскольку эта высота больше предельной по условиям балансировки на ней горизонтальный полет неосуществим.
79
Если включить ЖРД на высоте 17 км при М — 1,8 и с тягой ТРД достигнуть высоты 22 км, а затем на ней совершать разгон, то к моменту выгорания топлива ЖРД может быть достигнуто число М — 2,24 (У = 2400 км), полет с торможением на этой скорости может происходить на расстоянии 200 км.
Следует заметить, что, так как установка ЖРД понижает запас топлива с 2100 до 1770 кг, то к моменту включения ЖРД на высоте 17 км и М = 1,8 для ТРД остается только 300—400 кг топлива. Поэтому приведенный вариант использования ЖРД обязательно требует взлета с двумя баками под крыльями.
На фиг. 3.25 показано рассмотрение зоны динамических высот, достигаемых в результате применения ЖРД.
Фиг. 3.25. «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-C+SEPR-844. Область динамических высот. ЖРД включается на Н = 17 км при Л4 = 1,8—2,0.
Основные летные характеристики истребителя
В табл. 3.10 приведены основные летные характеристики истребителя «Мираж III». Они хорошо совпадают с заявленными фирмой.
Таблица 3.10
Наименование
Величины
Без форсажа
Максимальная скорость у земли, км]чаа
Максимальная скорость на высоте 11 км, км/час..........• . . •...............
Статический потолок, км; вес около 7700 кг......................
Время достижения 11 км, мин.........
Наибольшая практическая дальность без подвесных баков, км; полет на высоте 11 — 12 км............................
Наибольшая практическая дальность с двумя баками емкость по 820 л, км; запас топлива 7% . ..................... •	•
1 180
1150
14 100
7
1 300
2000
80
1! а и м e я о в a и и e
Величины
С форсажем и p и двигателе „Л т а р“ 9-В
Максимальная скорость у земли, км'час
Предельное число Л-1 на высоте 1 1 клг и выше . . . •
Высота потолка при А1 = 0,9 км; вес около 7700 кг ......................
Высота потолка при М — 1,8, лг; вес. около 7700 кг ... ..................
Время достижения 15 км высоты при числе М — 0,9, мин..................
С форсажом при двигателе „Атар" 9-С
Максимальная скорость у земли, км{час; с апреля 1951 г. Мираж III выпускается с двигателем „Атар" 9-С...............
Предельное число .14 на высотах 11 км и выше, км............................
Высота потолка при М — 0,9 к.и; при 770 । кг................... ..........
Высота потолка при М -- 1,8 м, при 7700 кг...............................
Высота потолка при Л1 = 2 м, при 7700 кг ..............................
Время достижения высоты 15 км и числа Л4 = 1,8, мин......................
Рубеж перехвата цели, летящей на высоте 15—'7 км. км; скорость при перехвате 1900 км!час (без подвесных баков)
Наибольшая высота горизонтального полета с торможением, км........• ...
Радиус установившегося виража на высоте 17 км при М — 1,8 км.............
1 350
1,8-2,0
17 200
15 600
4,3
I 350 2—2,2
17 200 17 600
18 500
6,3
250-260 21—23
60
Возможности повышения летных характеристик истребителя «Мираж III»
Как указывалось выше, в апреле 1961 г. совершил первый полет «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-С. В литературе пока нет указаний на то, что двигатель «Атар» 9-Д, имеющий большую тягу с форсажом, устанавливается на истребитель «Мираж III». Он стоит на бомбардировщике «Мираж IV». Однако следует ожидать, что «Атар» 9-Д будет использоваться и на «Мираж III». Как это скажется на летных характеристиках, было показано выше.
В работе в настоящее время находится модификация двигателя «Атар» 9-К. Тяга этого двигателя при числах М, равных 1,8—2,0, повышается еще на 600 кг. В итоге с таким двигателем избыточная тяга «Мираж III» при М 2 на высоте II км будет равна 2250 кг, а следовательно, в 3 раза превзойдет избыточную тягу, обеспечиваемую двигателем «Атар» 9-В. С этим двигателем «Мираж III» будет обладать высотой статического потолка, равной 20 км, достигаемой при М = 2.
6. Изд. № 3795.
81
IV. САМОЛЕТЫ-БОМБАРДИРОВЩИКИ В-58А «ХАСТЛЕР» (США) И «ВИКТОР» В-2 (ВЕЛИКОБРИТАНИЯ)
1. БОМБАРДИРОВЩИК В-58А «ХАСТЛЕРэ
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Самолет В-58А «Хастлер» фирмы Конвэр с четырьмя двигателями J-79GE-5B является сверхзвуковым стратегическим бомбардировщиком, рассчитанным на полет с числом М > 2.
Самолет представляет собой многоцелевую систему, способную выполнять разнообразные боевые задачи без каких-либо переделок благодаря тому, что все необходимые для выполнения боевой задачи средства размещаются в контейнере, подвешиваемом под фюзеляжем. Кроме контейнеров с ядерными бомбами различных калибров, на самолет могут также подвешиваться контейнеры с аэрофотоаппаратами и другим разведывательным оборудованием, с электронным оборудованием для ведения радиолокационной разведки и создания помех, оборудованием для съемки навигационных карт. При «перегонке» самолета В-58А «Хастлер» у него подвешивается контейнер с топливом.
Самолет был принят на вооружение стратегической авиации США в 1959 г., а в строевые части начал поступать в конце I960 г.
На этом самолете был совершен 25.05.1961 г. беспосадочный перелет по маршруту Форт—Уорс—Вашингтон—Нью-Йорк—Париж протяженностью 8440 км за 5 час. 15 мин. На участке Нью-Йорк—Париж протяженностью 5904 км самолет установил новый рекорд скорости перелета, пролетев это расстояние за 3 час. 19 мин. со средней скоростью 1778 км/час. Во время перелета на этом участке он два раза заправлялся топливом в полете на скорости 800 км/час.
Самолет В-58А выполнен по схеме бесхвосткн, крыло треугольное. Угол стреловидности крыла по передней кромке равен 60° (фиг. 4.1), по задней кромке — минус 8°. Угол поперечного «V» крыла равен минус 3°. На крыле установлены щелевые предкрылки, которые автоматически отклоняются при взлете, посадке и выполнении маневров. На верхней и нижней поверхности крыла около задней кромки установлены воздушные тормоза. Почти весь внутренний объем крыла занят топливными баками.
В хвостовой части фюзеляжа расположена установка под шестиствольную пушку Т-171 (калибра 20 мм) с радиолокационным прицелом.
82
Оперение однокилевое, стреловидное. В обтекателе руля направления размещен контейнер для тормозного посадочного парашюта.
Шасси самолета состоят из двух главных стоек с восьмиколесными тележками и передней стойки с двумя сдвоенными колесами.
Фиг. 4.1. В-58А -.Хастлер». Схема самолета.
Бомбардировочное вооружение самолета — бомба (контейнер под фюзеляжем весом 8000 кг). Оборонительное вооружение состоит из шестиствольной пушки Т-171 калибра 20 мм со скорострельностью 6000 быстр/мин.
На бомбардировщике применена новейшая навигационно-бомбардировочная аппаратура AN/ASQ-42V, включающая в себя: инерциальную систему и допплеровский локатор (датчики скорости и путевого угла), астроориентатор (точная информация по кругу), поисковый радиолокатор (коррекция текущих координат), радиовысотомер (датчик высоты) и навигационный вычислитель.
6*
83
ВЕСОВЫЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
Взлетный вес в боевом варианте..................67 т
Взлетный вес в перегоночном варианте (в контейнере горючее 12,3 т) .............................72 т
Взлетный вес без контейнера.....................59 г
Вес основного горючего..........................32 г
Размах крыла....................................17,4 .н
Длина самолета .	..........................29,5 .«
Высота самолета.................................9,1 л
Площадь крыла...................................143 л2
Установочный угол крыла.........................6°
Относительная толщина крыла по потоку составляет. 4° о
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ J-79GE-5B В СТЕНДОВЫХ УСЛОВИЯХ
(ПРИ НАЛИЧИИ СВЕРХЗВУКОВОГО ДИФФУЗОРА)
Взлетная тяга (одного двигателя) .	7080 кг
Удельный расход топлива.............2,09 кг/часкг .
Тяга на максимальном (боевом) режиме .	4540 кг j
Удельный расход топлива.............0,84 кг!часкг I
Максимальные скорости полета самолета
На фиг. 4.2 представлены в виде графиков зависимости максимальных скоростей * горизонтального полета самолета от высоты полета при двух режимах работы его двигателей:
1. Когда двигатели работают на максимальном режиме без включения форсажа (кривая 1 и 2).
2. Для случая работы двигателей на режиме максимального форсажа (кривые 3 и 4 на фиг. 4.2). На фиг. 4.2 нанесены также границы предельных скоростей Vnp(;a самолета В-58А. Видно, что от земли до высоты 11400—12600 лг максимальная скорость полета самолета ограничивается величиной скоростного напора ДпРед-= 6400 кг/м-. Дальше предельная скорость полета самолета ограничивается предельными числами АГ. А/прсд = 2,05 (Нпред = 2200 км/час) и А(прс.( =г~ ^,25; (^пред — 2400 км/час). Выбор предельного числа М — 2,05 обусловлен условиями управляемости самолета. Если проблема управляемости самолета на числах М > 2,05 будет разрешена, тогда максимальная скорость самолета В-58А увеличится от 2200 до 2400 км/час и будет ограничиваться работой двигателей 7-79GE-5B (при М — 2,25). Из фиг. 4.2 видно, что при полете самолета без включения форсажа у него максимальная скорость горизонтального полета с увеличением высоты изменяется по закону, характерному для околозвуковых самолетов. При этом величина статических «потолков» полета равна:
—	для самолета с подвеской контейнера 11000 м;
—	для самолета без подвески контейнера 12500 м.
Если при полете самолета В-58А его двигатели работают на режиме максимального форсажа, то в этом случае максимальная скорость горизонтального полета самолета с увеличением высоты полета изменяется по закону, свойственному для современных зазвуковых самолетов.
* Максимальные скорости полета самолета В-58А, представленные графически на фиг. 4.2—4.3, рассчитаны для того полетного веса самолета, который будет у него в районе цели.
84
Фиг. 4.2. В-58А «Хастлер». Максимальные скорости. Потолки режимов. --------------- без подвески контейнера; --------------- с подвеской контейнера.
Ф и г. 4.3. В-58Л «Хастлер». Максимальные скорости. Потолки режимов (нормальный форсаж): --------------- без подвески контейнера; --------------- с подвеской контейнера.
Из фиг. 4.2 видно, что в последнем случае высота статических потолков равна 18000 м для самолета без подвески контейнера и 15200 м — для самолета с,подвеской контейнера в боевом варианте.
На фиг. 4.3 приведены в виде графиков зависимости максимальных скоростей горизонтального полета самолета В-58А от высоты полета для случая, когда его двигатели работают на режиме нормального форсажа. Заметим, что данные, приведенные на фиг. 4.3, не изменятся при изменении температуры воздуха в стратосфере.
Изменение с высотой практически минимальной скорости самолета У„аив дается в табл. 4.1.
Таблица 4.1
V км/час	- 		км	0	4	3	11
Ишшв самолета	без контейнера .	530	640	815	900
V ндив еймолетл	с контейнером . .	550	685	860	945
Вертикальные скорости подъема и потолки самолета
Для самолета В-58А вертикальные скорости подъема рассчитыва-
лись для основного боевого варианта, т. е. когда в подвешиваемом под
фюзеляж контейнере размещена
Ф и г. 4.4. В-58А «Хастлер». Максимальные вертикальные скорости подъема:
1 — поминальный бесфорсажпый режим работы двигателей; 2 — форсажный режим. Л иол ~ -и 0,9 ;  const; .? нормальный форсаж. А1П0 1,3   const; 4 — максимальный форсаж. Л4П0Д 1,8 ~~ const.
бомбовая нагрузка. Результаты расчета представлены графически на фиг. 4.4 и 4.5.
Данные, приведенные на фиг. 4.4 (кривая /), показывают, что вертикальные скорости подъема самолета В-58Л при работе двигателей па максимальном режиме без включения форсажа, изменяются с высотой по закону, характерному для околозвуковых самолетов.
При подъеме самолета В-58А от земли до высоты 11 к.ч с включенным форсажом на околозвуковых скоростях полета его максимальны!1 вертикальные скорости будут иметь место в том случае, если подъем осуществляется со скоростями по траектории, которые соответствуют постоян-
ному значению числа Л1, равного примерно 0,9 (кривая 2 на фиг. 4.4; при расчете кривой 2 учитывалось изменение полетного веса самолета).
86
Предполагалось, что подъем самолета на высоты, большие 11000 м, с максимальными значениями вертикальных скоростей, будет происходить на сверхзвуковых скоростях, соответствующих числам М 1,3 —  const (при работе двигателей на режиме нормального форсажа) и М г--. 1,8 — const (при работе двигателей на режиме максимального форсажа).
Фиг. 4.5. В-58А «Хастлер». Время подъема:
1 — бесфорсажный режим; 2 - нормальный форсаж Л4пОд 0,9; .7 — нормальный форсаж. Л4ПМ .	1,3; -/ -- мак-
симальный форсаж. Л4Пол' 1.8.
На фиг. 4.5 дается графическое, изображение барограммы подъема самолета. При построении барограммы подъема не учитывалось время,
которое затрачивается на взлет и разгон самолета у земли до скорости полета, соответствующей режиму максимальной скороподъемности. Участки аб и ав па диаграмме подъема указывают на то, что самолет на высоте 11000 м производит разгон от Л1 0,9 до М 1,3 и Л1 1,8 соответственно.
Представление о максимальных потолках самолета при различных его полетных весах можно получить из данных, приведенных на фиг. 4.6—1.7. Заметим, что малое влияние режима работы двигателей на величину максимального статического «потолка» самолета
Ф и г. 4.6. В-58А «Хастлер». Высота потолков (без контейнера):
/ — максимальный форсаж. М ; ~
2,0; 2 — нормальный форсаж. Л1 = 1,7.
с подвешенным контейнером
(см. фиг. 4./) объясняется тем, что при этом изменяется число М «потолка». Из фиг. 4.6—4.7 видно, что при полете самолета В-58А к цели его
87
статический потолок может достигать величины 15500 м. После сброса ядерной бомбы и контейнера, когда вес самолета уменьшится примерно на 8000 кг, его статический потолок в районе цели может достигать величины 18000—18500 м.
Ф и г. 4.7. В-58А «Хастлер». Высота потолков (с контейнером):
1 — максимальный форсаж. М 1,8;
2 — нормальный форсаж. М — 1,3.
Дальность и продолжительность полета самолета
Для самолета В-58А «Хастлер» рассчитывались максимальные технические дальности * при полете на постоянной высоте с постоянной скоростью, соответствующей минимальному километровому расходу, а также максимальные технические дальности полета самолета при полете «по потолкам».
Ф и г. 4.8. В-58А «Хастлер». Максимальная техническая дальность при полете на постоянной высоте:
1 — с подвеской контейнера в боевом варианте; 2 — без подвески контейнера; 3 — с подвеской контейнера в перегоночном варианте.
Определение дальностей полета самолета произведено для.трех вариантов его взлетных весов:
* Расчет максимальных технических дальностей полета самолета В-58А производился без учета 7% запаса топлива, т. е. предполагалось, что полет происходит до полной выработки топлива.
88
1.	Взлетный вес самолета равен 59000 кг, т. е. когда полет самолета на дальность производится без подвески контейнера. В этом случае вес всего топлива составляет 32000 кг.
2.	Взлетный вес самолета равен 67000 кг, т. е. когда полет на дальность производится с подвешенным контейнером в основном боевом варианте. Общий запас топлива на самолете составляет 32000 кг.
3.	Взлетный вес равен 72000 кг, т. е. когда полет на дальность происходит с подвешенным контейнером, в котором размещается дополнительное количество топлива. В этом «перегоночном» варианте общий запас топлива на самолете составляет 44300 кг.
Результаты расчета максимальной технической дальности и продолжительности полета самолета на околозвуковых скоростях при полете на постоянной высоте с постоянной скоростью представлены графически на фиг. 4.8—4.9. Из фиг. 4.8 видно, что максимальная техниче-
Ф и г. 4.9. В-58А «Хастлер». Продолжительность при полете на максимальную техническую дальность:
1 — с подвеской контейнера в боевом варианте; 2 — без подвески контейнера; 3 — с подвеской контейнера в перегоночном варианте.
На фиг. 4.10—4.11 в виде графиков представлены результаты расчета максимальной технической дальности при полете самолета «по потолкам». Видно, что при взлетном весе самолета 67000 кг (основной боевой вариант) его максимальная техническая дальность полета «по потолкам» на околозвуковой скорости, равной примерно 1000 км/час, составляет 4800 км (см. кривую Оабвгд на фиг. 4.10). Кривая Оежк на фиг. 4.10 изображает профиль полета самолета без контейнера на максимальную техническую дальность на околозвуковой скорости.
В перегоночном варианте максимальная техническая дальность самолета при полете «по потолкам» на околозвуковой скорости равна 6940 км (фиг. 4.11, кривая Оабв). На фиг. 4.11 показаны профиль полета и максимальная техническая дальность полета самолета в перегоночном варианте при полете «по потолкам» на сверхзвуковой скорости, равной примерно 2100 км/час. Видно, что в этом случае максимальная техническая дальность полета самолета В-58А равна 3480 км.
89
Заметим, что если полет «по потолкам» на сверхзвуковой скорости, равной примерно 2000—2100 км/час, выполняется самолетом В-58А в основном боевом варианте, то в этом случае, его максимальная тех-
ф и г. 4.10. В-58Л «Хастлер». Профили полета по потолкам: 1 — с. подвеской контейнера в боевом варианте, — без подвески контейнера.
Характеристики разгона самолета
Характеристики разгона самолета В-58А определялись для тех полетных весов, которые будет иметь самолет при подлете к цели в основном боевом варианте.
Предполагалось, что в районе цели самолет переходит от полета на околозвуковой скорости, равной примерно 970 км/час, к полету на сверхзвуковой скорости за счет увеличения тяги двигателей. Помимо этого, в целях ускорения разгона самолета летчик может в критических
90
случаях сбросить и контейнер с бомбовой нагрузкой. Результаты расче тов разгона самолета для чтих двух случаев представлены графически на фиг. -1.12.
Фиг. 4.12. Б-58Л «Хастлер». Характеристики разгона: -------- без контейнера; -------- с контейнером.
Основные летные данные самолета В-58А
В табл. 4.2 приведены основные летные характеристики самолета В-58А «Хастлер» с четырьмя ТРД J-79GE-5B.
Паи м е н о в а и и е
Т а б л и ц а 4.2
Величины
Максимальная скорость полета, км/час, возможно достижение скорости 2400 км/час
Максимальный статический потолок самолета при подходе к цели, м . . . . •
Максима.'!ьи ..й статический потолок самолета в районе цели после сброса бомбовой нагрузки и коп гейнера, м........
Максимальная техническая дальность полета самолет в боевом варианте при полете ,по потолкам" на околозвуковой скорости примерно 1001) км час, км . . .
Максимальная техническая дальность полета самолета в „перегоночном" варианте при полете на околозвуковых скоростях, км.....................................
Максимальная техническая дальность полета самолета в боевом варианте при полете „по потолкам" на сверхзвуковой скорости 2000—2100 км/час, км..........
2 200
15 500
18 500
4 800
б 940
2 350
91
2. БОМБАРДИРОВЩИК «ВИКТОР» В-2
Общие сведения. Вооружение и оборудование
Бомбардировщик «Виктор» В-2 является модификацией самолета-бомбардировщика «Виктор» В-1.
Самолет «Виктор» В-2 был запущен в серию в 1959 г. Первый полет этого самолета состоялся 20 февраля 1959 г.
Основное отличие самолета «Виктор» В-2 от самолета «Виктор» В-1 идет по линии силовой установки, площади крыла и его размаха. На бомбардировщике «Виктор» В-2 устанавливаются четыре двухконтурных турбореактивных двигателя Ролльс-Ройс «Конвэй» К.Со. 11 со ста' тической тягой 7800 кг у каждого двигателя. Установка более мощных двигателей в корневой части крыла привела к увеличению площади воздухозаборников и толщины корневой части крыла. Чтобы не увеличивать относительную толщину корневой хорды фирме пришлось увеличить ее длину. Концевая хорда крыла была также несколько увеличена. Форма крыла в плане осталась в основном прежней, но площадь крыла возросла примерно на 20 м2. Это говорит за то, что модификация самолета преследовала своей целью не увеличение скорости полета, а повышение потолка самолета.
Самолет «Виктор» В-2 впервые был показан на международной выставке в Фарнборо в 1960 г. Следует обратить внимание на такую важную особенность самолета, которая, впрочем, присуща и другим английским стратегическим бомбардировщикам класса «V», как его способность совершать сбрасывание ядерных бомб с полупетли. Что касается дальнейшего развития самолета, то, поскольку самолет имеет дозвуковую аэродинамику, его можно считать неперспективным. К тому же по имеющимся сведениям выпуск этих бомбардировщиков прекращен.	/
Самолет представляет собой моноплан со среднерасположенным крылом переменной стреловидности и высокорасположенным горизонтальным хвостовым стреловидным оперением. Фюзеляж имеет сильное утолщение передней части и острую хвостовую часть (фиг. 4.13). Форма фюзеляжа цилиндрическая. Максимальный диаметр фюзеляжа равен 3,0 м.
В передней части фюзеляжа расположены герметическая кабина экипажа и отсек оборудования, в котором избыточное давление создается за счет скоростного напора.
В кабине экипажа размещены два летчика и три других члена экипажа: штурман-навигатор, штурман-бомбардир и бортрадист, располагающиеся за одним столом несколько выше летчиков. За сидениями летчиков может устанавливаться сидение для шестого члена экипажа — механика самолета, который всегда сопровождает самолет (кроме боевых вылетов). Летчики снабжены катапультируемыми сидениями и покидают самолет через аварийные люки. В негерметическом отсеке под полом кабины размещается оборудование. Нижняя половина носового отсека фюзеляжа закрыта радиопрозрачным обтекателем. Основную часть задней половины фюзеляжа занимают бомбоотсек и топливные баки. Все топливные баки самолета за исключением двух подвесных мягкие. В хвостовой части фюзеляжа находятся воздушные тормоза и отсек тормозного парашюта.
Крыло самолета «серповидное» со ступенчатой стреловидностью. Углы стреловидности: корневого участка крыла по передней кромке 52°,
92
Л'1 • л
среднего — 45°, концевого — 35°. Относительная толщина профилей: в корневом участке 16%, в среднем 9% и в концевом участке 6%. На крыле имеются щелевые закрылки и управляемые носки. Последние при больших с,, автоматически увеличивают кривизну профиля.
Особенностью хвостового оперения самолета является относительно большая площадь руля высоты, равная примерно 2/3 площади горизонтального оперения.
Вооружение самолета состоит из бомбовой нагрузки, равной 5400 кг. В бомбоотсеке самолета может поместиться управляемый снаряд «Блю-Стил» класса воздух—земля. Оборонительного вооружения самолет не имеет.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА.
СИЛОВАЯ УСТА! IOBKA
Взлетный вес самолета:
нормальный вариант (без подвесных баков). 80 т перегрузочный вариант (с двумя подвесными
баками).......................... 92 г
Вес основного топлива....................... .	41 г
Вес топлива в подвесных баках..................Нт
Площадь крыла.................................. 240 At2
Размах крыла...................................36,6 м
Длина самолета.................................35 .и
Высота самолета	...	.	. • .	8,15 м
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВУХКОНТУРНОГО ДВИГАТЕЛЯ
«КОНВЭИ* R.Co.ll В СТЕНДОВЫХ УСЛОВИЯХ
Взлетная тяга одного двигателя .	.	7800 кг
Удельный расход топлива ................. 0,739	кг/часкг
Габаритный диаметр....................... 1070	мм
Вес двигателя............................ 2060	кг
Максимальные скорости пЬлета самолета. Диапазон скоростей
I
Определение максимальной и минимальной скоростей полета самолета «Виктор» В-2 с двигателями «Конвэй» R.Co.ll производилось для того полетного веса, который будет иметь место при полете самолета в районе цели.
При полете самолета без подвесных баков его средний (расчетный) полетный вес. принимался равным 65000 кг. При полете с подвесными баками — 73000 кг.
Результаты расчетов представлены графически на фиг. 4.14. Видно, что максимальная скорость полета самолета от земли до высоты примерно 5000 м ограничивается величиной скоростного напора 9прел — 3500 кг/м?. На высоте 5000 л< величина максимальной скорости полета самолета достигает своего наибольшего значения и равна:
—	для полета самолета без подвесных баков 1110 км/час-,
—	для полета самолета с подвесными баками 1085 км/час.
Выше 5000 м величина максимальной скорости полета самолета (с подвесными и без подвесных баков) уменьшается с ростом высоты по закону, свойственному околозвуковым самолетам (см. кривые 1 и 2 на фиг. 4.14).
Из фиг. 4.14 видно, что статический потолок самолета «Виктор» В-2 без подвесных баков равняется 17000 м, а с подвесными баками — 15800 м.
Минимальная скорость горизонтального полета самолета увеличивается с увеличением высоты полета по закону, свойственному 94
современным околозвуковым самолетам (см. кривые 3 и 4 на фиг. 4.14).
Из фиг. 4.14 видно, что диапазон скоростей полета самолета (Клаке ~ KiaHB) имеет наибольшее значение на высоте 5000 м и равняется:
—	для полета самолета без подвесных баков 675 км/час;
—	для полета самолета с подвесными баками 635 км/час.
Фиг. 4.14. «Виктор» В-2. Диапазон скоростей:
/ — максимальная скорость без подвесных баков; 2 — максимальная скорость с подвесными баками: 3 — наивыгодпейшая скорость без подвесных баков; ! — наивыгодпейшая скорость с подвесными баками.
Вертикальные скорости подъема и потолки самолета
Определение максимальных вертикальных скоростей самолета без подвесных баков и с подвесными баками производилось графоаналитическим методом.
Предполагалось, что во время набора высоты двигатели «Конвэй» R.Co.H работают на максимальном режиме. Результаты расчетов изображены графически на фиг. 4.15. Видно, что самолет имеет максимальные вертикальные скорости подъема у земли: 39 м/сек, если подъем происходит с подвесными баками, и 47 м/сек при подъеме без подвесных баков.
Изменение максимальной скороподъемности самолета с увеличением высоты полета происходит по закону, характерному для околозвуковых самолетов.
95
На фиг. 4.16 изображена барограмма подъема самолета на высоту. При ее расчете не учитывалось время, необходимое самолету для взлета и разгона у земли до скорости, соответствующей режиму максимальной скороподъемности. Приближенные расчеты показывают, что самолет «Виктор» В-2 производит взлет и разгоняется у земли до скорости 640—680 к.к/чпе, соответствующей его максимальной скороподъемности, за время 1,3— 1,5 мин.
На фиг. 4.17 в виде графиков даются зависимости высоты потолка самолета от его полетного веса. Видно, что при полетном весе само-
Ф и г. 4.17. «Виктор:» В-2, Высота потолка.
Приведенные выше данные показывают, что потолки самолета «Виктор» В-2 позволяют ему выполнять боевой полет в районе цели на высотах порядка 15—17 км.
Дальность и продолжительность полета самолета
Для самолета «Виктор» В-2 рассчитывались максимальные технические дальности полета (т. е. когда полет самолета происходит до полной выработки топлива) для двух вариантов его взлетных весов:
1. Когда полет самолета на дальность происходит без подвесных баков, то в этом случае его взлетный вес брался равным 80 г. Вес топлива равен 41 т.
2. Полет на максимальную техническую дальность происходит с подвесными баками. Взлетный вес. самолета равен 92 т. Вес топлива в этом случае равен 52 т.
Для данного самолета максимальные технические дальности полета рассчитывались двоякого рода:
1. Максимальная техническая дальность при полете самолета на постоянной высоте с постоянной скоростью горизонтального полета, при которой достигается минимальный километровый расход топлива.
2. Максимальная техническая дальность при полете самолета «по потолкам» со скоростью, обеспечивающей минимальный километровый расход.
Результаты расчетов максимальной технической дальности и продолжительности полета самолета при полете его на постоянных высотах
7. Изд. № 3795.
97
с постоянными скоростями представлены графически на фиг. 4.18—4.19. Видно, что максимальная дальность полета чрезвычайно сильно зависит от высоты полета. Так, например, максимальная техническая дальность полета самолета с подвесными баками при полете на высоте 10 км
Фиг. 4.18. «Виктор» В-2. Максимальная техническая дальность при полете на постоянной высоте.
Из фиг. 4.19 видно, что и продолжительность полета самолета при
Фиг. 4.19. «Виктор» В-2. Продолжительность при полете на максимальную техническую дальность на постоянной высоте.
98
•На фиг. 4.20 представлены в виде графиков профили полета и максимальные технические дальности полета самолета при полете «по потолкам». При выполнении этих расчетов предполагалось, что само-
Ф и г. 4.20. «Виктор» В-2. Профили полета по потолкам: 1 — с подвесными папами; .? — без подвесных баков.
примерно равного половине максимальной технической дальности (см. отрезки дж и б« на фиг. 4.20). Из фиг. 4.20 видно, что максимальная техническая дальность полета самолета без подвесных баков (при полете «по потолкам») равна 9350 км, а при полете самолета с подвесными баками она равна 11300 км.
Основные летные данные самолета «Виктор» В-2 (табл. 4.3)
Н а и м е и о и а н и е
Т а б л и ц а 4.3
Величины
Максимальная скорость полета самолета, км/час.........................
Максимальный потолок самолета при подходе к це in (до сброса бомб), .« . . .
Максимальный потолок самолета в районе цели после, сброса бомб, м......
Максимальная техническая дальность полета самолета без подвесных баков при полете „по потолкам", км...........
Максимальная техническая дальность полета самолета с подвесными баками при полете .по потолкам", км...........
1 НО
17 000
18 200
9 350
11 300
7*
99
V. АНАЛИЗ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЗАРУБЕЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Приведенные выше летные характеристики зарубежных самолетов позволяют провести сравнительную оценку летных данных истребителей: F-104, F-105, F-106, «Лайтнинг» F.1 с двигателем «Эвон» RB-14G и «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-С.
Фиг. 5.1. Величины перегрузок по касательной к траектории при полете с форсажом на Н 11 к.и самолетов: F-104; «Лайтнинг» Р-1В; F-106A; «Мираж III» и Е-105Д (снаряды подвешены).
В табл. 5.1 приведены некоторые важнейшие характеристики указанных выше самолетов, а на фиг. 5.1 и 5.2 даны зависимости отношения избыточной тяги (Р — Q) к весу самолета от скорости на высоте 11 км. Величина этого отношения, умноженная на 9,81, показывает прирост скорости за 1 сек. и характеризует приемистость самолета, а умно
100
женная на скорость в м1с>ек, равна вертикальной скорости набора высоты.
Мы видим, что у истребителей весьма различны нагрузки на квадратный метр крыла. Особенно велика нагрузка на квадратный метр у F-104. Она несколько меньше у F-105. У истребителя F-106 и «Мираж III» нагрузка на квадратный метр в два раза меньше, чем у F-104, У истребителя «Лайтнинг» она имеет промежуточную величину.
Отношение тяги ТРД на высоте 11 км при Л1  . 2 к площади крыла 5, повышение значения которой способствует увеличению потолка на сверхзвуковых скоростях, а также тяговооруженность Fu/Go наибольшие у F-104, они значительно меньше у F-106 и у «Миража 111». Большое значение Pn/S у F-104 обеспечило этому истребителю, несмотря на очень большое О/S, такое же значение потолков на сверхзвуковых скоростях, как у истребителя «Мираж III» и «Лайтнинг». У F-105 и 1’106 на сверхзвуковых скоростях высота потолков меньше.
Благодаря очень большим избыточным тягам на высоте 11 км приемистость F-104 и вертикальная скорость на сверхзвуковых скоростях значительно выше, чем у других истребителей (см. фиг. 5.1). Повышение высоты уменьшает это преимущество.
Фиг. 5.2. Величины перегрузок по касательной к траектории при полете со снарядами без форсажа на высоте 11 к.ч самолетов: Р-104, «Лайтнинг» P-IB, I'-lOtiA, «Мираж 111», В-105Д.
При околозвуковых скоростях полета с форсажом наибольшую высоту потолка имеет F-106 и наименьшую — F-104. Причина этого в основном объясняется соотношением нагрузок на квадратный метр крыла. Характерно, что при полете с форсажом у «Лайтнинг» F.1 наибольшая достижимая высота мало зависит от числа М. У F-10G и F-105 она с уменьшением А4 растет, а у «Мираж III» и F-104 падает.
Необходимо подчеркнуть, что всякое маневрирование F-104 на высотах, превосходящих 12—13 км, при околозвуковых скоростях будет происходить с большим радиусом, так как перегрузку весьма ограничивает Су пред по тряске.
Диапазон высот, больших потолков, на которых возможен горизонтальный полет с торможением на сверхзвуковых скоростях, у истребителя F-104 будет наименьшим.. Наибольшим он оказывается у истребителя F-106.
Самую малую величину избыточной тяги, отнесенной к весу, при Л4 Д> 1,5 при полете с форсажом имеет истребитель «Мираж III»
101
с «Атар» 9-В II F-105. У этих самолетов повышение температуры воздуха или увеличение лобового сопротивления будет особо сильно сказываться на величине потолков режимов на сверхзвуковых скоростях. Сказанное хорошо иллюстрируется кривыми диапазона скоростей истребителя «Мираж III» (см. фиг. 3.12).
При полете без форсажа особо большим потолком обладают F-106 и «Лайтнинг». У первого истребителя это обусловлено очень малой нагрузкой на квадратный метр крыла, у второго большой тягой двух двигателей «Эвой» RB-146. Наименьшую высоту потолка имеет F-104. Последнее вызвано очень большой нагрузкой на квадратный метр крыла.
Без форсажа максимальные скорости истребителей F-104, F-105 и «Мираж III» несильно отличаются друг от друга. На высоте 10—14 к-и они значительно выше у истребителя 1--1о(> и особенно у самолета «Лайтнинг» F.I.
У первого самолета это имеет место в результате' малого индуктивного сопротивления (мало G/S) и малого сх () (большая площадь крыла тонкого профиля). У второго является результатом очень большой тяги двух двигателей «Эвой» RB-146.
При скорости, равной скорости звука, без форсажа на высоте 11 км отношение избытка тяги к среднему весу самолета равно у:
«Лайтнинг» Р-1 В .	0,148
F-106	..................0,100
«Мираж	III»..............0,01
Р-104......................0,03
Мы видим, что относительный избыток тяги в этих условиях у самолета «Лайтнинг» в 5 раз больше, чем у F-104, а у F-106 больше, чем у F-104 в 3 раза.
В результате этого, хотя по приемистости и вертикальным скоростям па высоте 11 к.и при полете на сверхзвуковых скоростях с форсажом F-104 превосходит все самолеты, без форсажа па околозвуковых скоростях на той же высоте по этим же показателям F-104 занимает последнее место (см. фиг. 5.2).
Наибольшими дальностями полета без форсажа и использования подвесных баков обладают истребители F-106 и F-104. У первого значительная дальность полета получена в результате большого запаса топлива (табл. 5.1), у второго самолета по той же причине и, кроме того, в результате малого удельного расхода топлива двигателем.
Дальность полета с подвесными баками мало характерна, так как в результате изменения емкости баков дальность может меняться в широких пределах. Обращает на себя внимание тот факт, что большие дальности полета с подвесными баками позволяют базировать истребители на аэродромах, расположенных очень далеко от линии фронта Так, например, F-104 с добавочным баком в фюзеляже и двумя бакими на пилонах способен пролететь бе;; форсажа на высоте И км расстояние 700 км, затем сбросить баки, включить форсаж, разогнаться до М — 1,8 и набрать высоту 15 к:л и на этой скорости и высоте лететь с форсажом о мин. После этого в самолете останется топливо, обеспечивающее полет без форсажа на расстояние 700 км с неприкосновенным запасом топлива, равным 7",о начального веса.
Возможность широкого аэродромного маневра частично компенсирует невозможность применения F-104 и F-10G с грунтовых аэродромов из-за очень большого давления в пневматиках.
102
Т а б л и ц а 5.1
Наименование	F-104; J-79	F-105; J-75P-10	F-106; J-75P-10	„Мираж III"; „Атар* 9-С	„Лайтнинг" F.l. „Пион" RB-146	„Хастлер* В-.58А 4J-79-GE-5B
Полетный (средний! вес С/ср, кг	8 003	15 440	12 340	7 700	15 300	55 000
Площадь крыла 5, .и3		16.6	35,3	65	3.	44	143
Тяга без форсажа М = 0; /7	0, кг ... 		4 520	7 770	7 770	4 200	12 000	28 320
Тяга без форсажа Л1---1; //--=11 км	1 700	2 700	2 700	1 600	4 300	6 900
Тяга с форсажом Л1 = 2; Н = 11 км	6 250	8 200	8 200	7 000	12 180	28 200
^ср/^>	.	482	430	190	226	350	385
m-z/S’ кг1м?-	376	230	128	206	277	197
Л1; .И-.=2 / C.V0 •$, кг/м-		12400	7 100	7 450	9 000	10 200	7 900
cv0 при М = 2 со снарядами . .	0,030	0,0325	0,0172	0,0252	0,027	0,025
^11; AI-2 / Р'ср	0,78	0,53	0,66	0,91	0,80	0,512
Вес топлива От, кг; без доб. бака	2 670	3 520	4 200	2 100	3 800	32 000
FT/Gcp ....	0,33	0,228	0,34	0,272	0,25	0,582
Следует отметить, что у «Мираж 111» давление в пневматиках отно сителыю невелико.
Подытоживая, укажем, что у истребителя F-104 наиболее высоки летные свойства на сверхзвуковых скоростях в диапазоне высот 10— 15 км. Наоборот, они низки при полете с форсажом и без форсажа на околозвуковых скоростях и высотах 10—13 км.
У F-106 наиболее высоки летные качества на околозвуковых скоростях и больших высотах как с форсажом, так и без форсажа. На сверхзвуковых скоростях с форсажом этот самолет обладает большим динамическим потолком.
Потолки, приемистость и вертикальная скорость истребителей F-105 и «Мираж III» с двигателем «Атар» 9-В при сверхзвуковых скоростях в большой степени зависят от лобового сопротивления и температуры воздуха в стратосфере.
Обращают на себя внимание высокие летные характеристики во всем диапазоне скоростей с форсажом и без форсажа у истребителя «Лайтнинг» I*. 1, «Звон» RB-146. Он является единственным истребителем, достигающим на высоте 11 км больших сверхзвуковых скоростей без форсажа.
Анализ летных характеристик сверхзвукового бомбардировщика «Хастлер» В-58 А показывает, что в боевом полете с контейнером, содержащим бомбы или оборудование для разведки, избыточные тяги, обеспечивающие высоту полета у цели, равную при сверхзвуковых скоростях 15000 м, очень невелики. Эго объясняется малым значением отношения величины тяги ТРД на высоте 11000 м при М  2 к площади крыла (см. табл. 5.1). Именно поэтому переход от максимального к нормальному форсажу в результате уменьшения оборотов на 4°/о, сопровож
103
дающийся при М — 2 уменьшением тяги на 12%, а при М — 1,6 на 8% и не влияющим на тягу при Л1 = 1,2, понижает наибольшие высоты полета так, как показано на фиг. 4.2 и 4.3. Мы видим, что при скорости 2000 км/час высота потолка понижается с 15000 до 13000 м. Приведенная цифра показывает на то, что повышение температуры в стратосфере на 10—12°, что приведет к уменьшению тяги примерно на 10%, будет сильно понижать наибольшие высоты полета В-58 с контейнером. Понижение высоты при полете с форсажом будет сопровождаться увеличением километровых расходов на сверхзвуковых скоростях и уменьшит дальность полета с форсажом при М, больших 1,6?
В частности, следует подчеркнуть, что в - северных широтах, при температуре в стратосфере около —45°, и полете с контейнером, наибольшая высота полета В-58 при скорости 2000 км/час у цели будет равна 13000 м, а на южных широтах она будет превышать 16000 м.
Без контейнера летные характеристики В-58 у цели на больших высотах и скоростях, близки к таковым современных сверхзвуковых истребителей.
104
ЛИТЕРАТУРА
1. Техническая информация (по материалам иностранной авиационной пйчати). Изд. БНИ ЦАГИ, № 10, 16, 1954; № 20, 23, 1955; № 9, 24, 1956; № 2, 9, 12, 13, 17, 19, 20, 23, 1957; •№ 6, 9, 10, 13, 22, 1958; № 1, 6, 9, 10, 12, 14, 16, 23, 24, 1959; № 3, 4, 11, 12, 16, 17, 1960; № 3, 4, 5, 12, 13, 17, 1961.
.2. Военная авиация и ракетная техника. Изд. ВИНТИ, № 3, 4, 5, 9, 15, 1960; № 2', 1962.
3. Иностранная авиатехника, № 16—17, 1958.	*
4. Сверхзвуковые самолеты мира. Изд. ИЛ., 1961.
. 5. Зарубежные самолеты и вертолеты. Изд. БНИ ЦАГИ, 1961.
105
106

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
I.	Самолеты-истребители СЦ1А .	.......................................3
1.	Самолет-истребитель «Конвэр» F-102A «Дельта Дэггер» ...	3
2.	Самолет-истребитель «Коивэр» F-106A «Дельта-Дарт».................14
3.	Самолет-истребитель «Локхид» F-I04 «Старфаитер»...................26
4.	Самолет истребитель-бомбардировщик «Рнпаблик» F-ЮоД «Тандерчиф». 31
II.	Самолеты-истребители Великобритании....................................46
1.	Самолет истребитель-перехватчик «Джавелин» .	 46
2.	Самолет-истребитель ПВО «Лайтнинг» Р-1 В	.	..	. 52
III.	Самолеты-истребители Франции..........................................58
1.	Самолет-истребитель «Супер-Мистер»	В-4	.58
2.	Самолет-истребитель «Мираж III»................................  .66
IV.	Самолеты-бомбардировщики В-58А «Хастлер» (США) и «Виктор» В-2 (Великобритания).........................................................  82
I.	Бомбардировщик В-58А «Хастлер»	.82
2.	Бомбардировщик «Виктор» В-2	...	  .92
V.	Анализ летных характеристик зарубежных	самолетов....................  100
Литература..............................................................  105
107
Технический редактор /?. Круе.юа
Сдано в набор 5/VI-i96‘2 г.
Изд. № 3795
Формат бумаги 7OX108,/ie>	6,75 печ. л.
Корректор II.	7’.- .'Л unit in
Подписано к печати 20/1л-1*362 г.
Зак. 94 д. с. и.
9,1 уел. печ. л.	6,5 >ч.-нзд. л.
103