После того как были разработаны проекты Br.1110A – Br.1110D в компании Rolls-Royce объявили характеристики создаваемого компанией турбореактивного двигателя, которые позволяли применять вертикальные взлет и посадку для всех вариантов боевого применения – даже для тех, которые требовали значительной массы боевой нагрузки (удары по наземным целям) ...
Теперь стало возможным спроектировать самолет таким образом, что во всех вариантах боевого применения его общая тяговооруженность достигала значения 1,2. В данной ситуации преимущества стреловидного крыла, связанные с созданием значительной подъемной силы, стали уже незначительными, в то время как треугольное крыло предлагало более простую компоновку самолета, значительные внутренние объемы (особенно для топлива в крыле) и хорошие аэродинамические характеристики околозвукового полета.
Под новый двигатель конструкторским бюро компании Breguet был разработан проект Br.1110 Delta, коренастый фюзеляж которого напоминал фюзеляжи проектов Br.1110A и Br.1110B. Хвостовое оперение, состоявшее только из киля и руля направления, было смещено далеко назад к оконечности фюзеляжа. По своей форме вертикальное оперение было нечто средним между стреловидным и чистым треугольным (небольшая стреловидность задней кромки и стреловидность 46,5° на линии 25% длин хорд аэродинамического профиля). В конструкции самолета пришлось отказаться от сэндвич-панелей с сотовым наполнителем в пользу монолитной структуры (так называемого «решетчатого» типа), позволявшей размещать топливо в крыле. Как и в случае с вариантами Br.1110A и Br.1110B, управление самолетом обеспечивалось :
- на средних и больших скоростях обычными средства управления (элероны и интерцепторы для стреловидного крыла Br.1110A, элевоны и интерцепторы для треугольного крыла);
- на малых и околонулевых скоростях струями воздуха, отбираемого у компрессора двигателя и подводимого к законцовкам крыла и оконечностям фюзеляжа. Во всех случаях сжатый воздух, необходимый для поперечного управления, циркулировал в трубопроводах передней кромки, и сопла устанавливались в обтекаемых законцовках крыла.
Все три проекта – Br.1110A, Br.1110B и Br.1110 Delta – должны были получить радар, установленный в носовом обтекателе, и довольно продвинутую навигационную систему, которая должна была быть размещена в хвостовой части фюзеляжа. Бомба большого калибра должна была быть подвешена под фюзеляжем, а выемка в нижней части фюзеляжа позволяла снизить сопротивление и сохранить клиренс, избавив проектировщиков от необходимости громоздить самолет на длинные стойки шасси. Для выполнения разведывательных полетов бомбу можно было заменить на контейнер с фотооборудованием. Под крылом предусматривались дополнительные узлы крепления.
Силовая установка Br.1110 Delta должна была состоять из трех турбореактивных двигателей Rolls-Royce RB-162, установленных в центре фюзеляжа и использовавшихся только для подъема (малоресурсные двигатели с тяговооруженностью до 16 единиц, которые в каждом полете применялись в течение нескольких минут). Два двигателя Rolls-Royce RB-153 должны были размещаться под корневыми частями крыла и создавать не только тягу для «нормального» полета, но и часть подъемной силы в режиме висения, для чего на данном этапе полета сопла планировалось отклонять вниз на 90°. При взлете и посадке суммарная тяга пяти реактивных двигателей должна была составлять 11380 кгс – каждый из трех RB-162 развивал по 2580 кгс и каждый из двух RB-153 развивал по 1820 кгс, в то время как нормальная взлетная масса самолета не превышала 7500 кг, а перегрузочная – 8600 кг.
На начальном этапе проектирования RB-153 инженеры компании Rolls-Royce планировали оснастить двумя соплами : горизонтальным и вертикальным с непосредственным выпуском реактивных газов либо при помощи переключателя. Однако впоследствии компанией Rolls-Royce было предложено поворотное сопло с решетками, подобное тому, которое использовал ее конкурент компания Bristol. Данные поворотные сопла значительно уменьшили длину и массу двигателей и их капотов. В то же время было принято решение установить три двигателя RB-162 уже не параллельно, а по расходящимся осям (только один двигатель оставался закрепленным вертикально), что позволило освободить нижнюю часть фюзеляжа в центре тяжести : одна из основных претензий, высказанных в отношении проекта Br.1110A, заключалась в том, что бомба была перемещена слишком далеко вперед.
Во время разработки рассматривалось несколько типов шасси. Разумеется, было предложено убирающееся в фюзеляж трёхопорное шасси с обычными амортизаторами и шинами низкого давления. Также было рассмотрено шасси велосипедного типа с одноколесной носовой стойкой, основной стойкой с установленными бок о бок колесами и двумя вспомогательными опорами, убиравшимися в нижнюю поверхность крыла. Необходимость обеспечить вертикальные взлет и посадку привела к проектированию шасси с двумя полозьями, которые должны были убираться в расположенные под крылом эллиптические обтекатели. Эти полозья должны были быть оснащены роликами для перемещения по земле и могли быть дополнены «классической» передней стойкой, что, впрочем, было необязательно. Достоинством этого типа шасси было облегчение конструкции фюзеляжа и увеличение доступного объема внутри самолета. Следует сказать, что если бы работы по данной программе продолжились и прототип был бы построен, то он получил бы обычное трехопорное шасси.
Программа НАТО по созданию истребителей-бомбардировщиков третьего поколения с вертикальными взлетом и посадкой была серьезно замедлена, в то время как от второй программы попросту отказались. Однако в компании Breguet продолжали работать над семейством проектов Br.1110.
Об этих работах мало что известно. Есть информация, что в 1960 году компанией Breguet была предпринята попытка реализации проектов в сотрудничестве с компанией Dassault. Данная попытка оказалась неудачной в основном из-за отсутствия устойчивого официального интереса. Как это ни парадоксально, но в конкурирующем проекте компании Dassault было применено стреловидное крыло, в то время как компания Breguet приняла треугольное крыло. Кроме того, предусматривалось международное сотрудничество с компаниями Hawker и Focke-Wulf для совместного производства проекта-победителя конкурса.
Экипаж : 1 человек
Силовая установка :
подъемные двигатели – три ТРД RB-162 с тягой по 2440-2580 кгс каждый
маршевые двигатели – два ТРД RB-153/1 с тягой по 1820 кгс каждый
Размеры :
размах крыла 8,00 м
длина 13,90 м
площадь крыла 28,80 м²
Масса :
пустого 4045 кг
с полной нагрузкой 7500 кг
максимальная (СВВП) 8400 кг
перегрузочная 8600 кг
Летные характеристики :
максимальная скорость (с бомбой) М = 0,85
максимальная дальность полёта 1500 морских миль (2778 км)
Силовая установка :
подъемные двигатели – три ТРД RB-162 с тягой по 2440-2580 кгс каждый
маршевые двигатели – два ТРД RB-153/1 с тягой по 1820 кгс каждый
Размеры :
размах крыла 8,00 м
длина 13,90 м
площадь крыла 28,80 м²
Масса :
пустого 4045 кг
с полной нагрузкой 7500 кг
максимальная (СВВП) 8400 кг
перегрузочная 8600 кг
Летные характеристики :
максимальная скорость (с бомбой) М = 0,85
максимальная дальность полёта 1500 морских миль (2778 км)
https://alternathistory.ru/ (Иван Бякин).
Комментариев нет:
Отправить комментарий