Проект бомбардировщика от "English Electric" (Великобритания. 1945 год).

Проект высотного высокоскоростного невооруженного однодвигательного бомбардировщика компании English Electric. После своего прихода в компанию «English Electric» Петтер усовершенствовал концепцию бомбардировщика в соответствии с предварительной спецификацией на замену бомбардировщиков Mosquito, основывавшейся на требованиях штаба Королевских ВВС. Установка оборонительного вооружения была отменена и 2 февраля 1945 года Петтер сказал: «Компания приветствует возможность проведения проектных исследований в области создания высокоскоростного невооруженного бомбардировщика». Предварительные исследования были завершены к 8 марта, и Петтер сообщил, что «он полагает, что машина весом не более 18144 кг может полностью соответствовать спецификации». К 1 июня была полностью готова посвященная проекту брошюра, который был разработан в соответствии со следующими требованиями : ...

1) крейсерская скорость 805 км/ч на высоте между 10668 и 13716 м;
2) дальность полета не менее 2574 км;
3) бомбовая нагрузка 2722 кг;
4) экипаж из 2 человек.

 

Указанная крейсерская скорость, по сути, была настолько высока, что на высоте 12192 м она соответствовала трем четвертям скорости звука (M = 0,75) и, таким образом, все внимание должно было быть уделено общему снижению сопротивления: снижению удельной толщины крыла и местам соединения фюзеляжа с крылом и хвостовым оперением. В ходе разработки было подтверждено, что для достижения скорости 805 км/ч при весе 18144 кг потребуется реактивная тяга в 53,3 кН. Для этого требовался фюзеляж, способный разместить два или даже три двигателя. Каждый из ТРД имел диаметр, по крайней мере 1,22 м, что создавало большую площадь поперечного сечения. Кроме того, в многомоторной компоновке площадь поперечного сечения помимо двигателей должна была учитывать и пространство, необходимое для экипажа и нагрузки. Таким образом, обсуждение ввелось к тому, сможет ли одиночный двигатель развить требуемую тягу без превышения размеров штамповок и других его частей, которые могут быть изготовлены на имеющемся в наличии оборудовании. В ходе консультаций с сотрудниками компании Rolls-Royce было выяснено, что двигатель диаметром 168 см реализуем и что такой двигатель в двухступенчатом варианте может развивать требуемые 53,3 кН тяги. Решение использовать один двигатель позволяло сократить вес таких элементов как реактивные сопла, топливо и системы управления. Кроме того, применение однодвигательной компоновки уменьшало сопротивление и увеличивало значения летных характеристик, таким образом, снижая вероятность перехвата. Двигатель должен был быть размещен в фюзеляже круглого сечения, который в местах соединения с крылом и хвостовым оперением имел низкое сопротивление. Предлагаемый к установке на самолет реактивный двигатель должен был оснащаться двухступенчатым центробежным компрессором, развивать 55,6 кН статической тяги и на 12% быть более эффективным в использовании топлива, чем существующие на тот момент двигатели (в документе не был указан тип предложенного двигателя, но почти наверняка это был RB.43). Воздух к двигателю должен был подаваться через расположенные в консолях крыла два воздуховода, которые благодаря большим размерам самолета оказалось возможным расположить довольно эффективно. Реактивное сопло должно было быть изготовлено из листов легкого сплава инконель . В фюзеляже отсек между герметичной кабиной экипажа и двигателем должен был быть разделен на верхний и нижний отсеки посредством «пола». В верхней части должно было размещаться топливо, а нижний должен был представлять собой достаточно длинный бомбоотсек. Все топливо размещалось в фюзеляже. Хотя передние бомбы находились бы перед центром тяжести самолета, было отмечено, что распределение масс машины таково, что даже с бомбами расположенными только там он обладал бы достаточным запасом устойчивости. Со смещением центра тяжести трудностей не ожидалось, поскольку считалось, что все бомбы будут сброшены одновременно. Тем не менее, для подтверждения этой точки зрения было предложено провести испытательный полет на находящемся в эксплуатации самолете.

Герметичная кабина экипажа должна была обеспечивать на большой высоте давление эквивалентное давлению на 7620 м. Центральная (и задняя) части фюзеляжа должны были иметь полумонококовую конструкцию, в верхнем сегменте которой должен был размещаться 5297 л самозатягивающийся мягкий топливный бак. Бомбоотсек, расположенный в нижнем сегменте центральной части фюзеляжа, должен был вмещать стандартную бомбовую нагрузку в виде : 

 

• шести 1000-фунтовых (454 кг) бомб;
• одной 4000-фунтовой (1814 кг) бомбы;
• двух 1000-фунтовых (454 кг) и восьми 500-фунтовых (227 кг) бомб. 

Еще один 2273-литровый мягкий топливный бак мог быть размещен в задней части фюзеляжа. Киль должен был изготавливаться как единое целое с фюзеляжем. Стабилизатор должен был состоять из двух отдельных частей; угол атаки стабилизатора должен был изменяться с помощью электропривода. Отклоняющиеся поверхности должны были иметь роговую компенсацию с пружинными сервокомпенсаторами. В силовом наборе низкорасположенного крыла должен был использоваться один лонжерон, размещенный на расстоянии 40% длины хорды. Крыло должно было сочетать в себе простую конструкцию с полным отсутствием поперечных стыков в обшивке. Обшивка передней часть крыла должна была состоять из специальных листов шириной 91 см и длиной до 4,57 м, обернутых вокруг передней кромки от верхнего до нижнего поясов лонжерона. Относительное удлинение крыла составляло 5,4. Основные стойки шасси должны были убираться в крыло, а носовая стойка должна была поворачиваться на 90° и располагаться горизонтально под кабиной экипажа. Максимальный вес должен был составлять 19868 кг, из которых 8845 кг составляли бы бомбы и топливо. С этим весом максимальная скорость должна была составлять на уровне моря 858 км/ч, на высоте 3048 м –870 км/ч и на высоте 12192 м – 811 км/ч. На уровне моря скороподъемность с весом 19868 кг должна была составлять 1298 м/мин, при весе 12701 кг этот показатель должен был повышаться до 2246 м/мин. При весе 19868 кг и 12701 кг время набора высоты 3048 м должно было составлять 2,7 и 1,6 минуты, время набора высоты 12192 м – 18,9 и 9,8 минут; практический потолок с этими весами должен был быть равен 13259 м и 14783 м. На взлете удельная нагрузка на крыло должна была составлять 205 кг/м². Петтер подтвердил, что были приложены все усилия, чтобы сделать самолет как можно меньшим и как можно более быстрым на очень высокой крейсерской высоте полета.

 

Расчётные ТТХ : экипаж – 2 человека, силовая установка : один турбореактивный двигатель RB.43 с тягой 55,6 кН, размах крыла - 22,9 м, длина - 19,2 м, площадь крыла - 96,7 м², относительная толщина профиля крыла : у корней 12%, у законцовок 9%, максимальный взлетный вес - 19868 кг, удельная нагрузка на крыло - 205 кг/м², максимальная скорость на уровне моря - 858 км/ч, на высоте 3048 м - 870 км/ч, на высоте 12192 м - 811 км/ч, скороподъемность на уровне моря - 1298 м/мин, время набора высоты : 3048 м - 2,7 мин, 12192 м - 18,9 мин, практический потолок - 13259 м, вооружение : шесть 454 кг бомб, одна 1814 кг бомба или две 454 кг и восемь 227 кг бомб.

 

https://alternathistory.ru/ (Иван Бякин). (Tony Butller «British secret projects jet bombers since 1949»)