Музей в Ле Бурже ч.17: SO 9000 Trident (маленькие картинки)

SNCASO SO.9000 Trident это французский прототип самолета-перехватчика 50х годов со смешанной силовой установкой. Самолет был способен летать на сверхзвуке,проект был закрыт в июле 1957 года после постройки 12 образцов.
этот же пост,но с большими картинками

Авиационный музей в Ле Бурже.
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
http://www.dogswar.ru
и других источников найденных мною в инете и литературе.

Руководство French Air поручило SNCASO разработать современный перехватчик, работы над ним начались в октябре 1948.
Sud Ouest представил свой проект 7 июля 1950 . Окончательный конракт был подписан 1 марта 1951 (n° 2119/51)должны были быть созданы два прототипа с различными крыльями: (6 и 7 % относительной толщины), параметры третьего прототипа должны были быть определены чуть позже,но он так и не был построен.

В августе 1951 было представлено устройство с ТРД «Marboré» . Скорость в соответствии с контрактом должна была составлять M = 1,40.Сотрудники уже фактически построили сверхзвуковой перехватчик,когда обнаружились проблемы с ракетным двигателем (на самолете Leduc). В итоге первый прототип совершил свой первый вылет 02 марта 1953 без ракетного двигателя,пилотируемый Jacques Guignard.
**

На основе результатов лётных испытаний двух опытных образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра усовершенствованной конструкции SO.9050 «Trident II».

Испытание первого из них (с турбореактивным двигателем) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолёта и с ракетным двигателем.
**

В 1955 г. фирма получила заказ на изготовление 6 самолётов для эксплуатационных испытаний (облёт первого из них состоялся 3.05.1957 г.). Во время полётов была достигнута расчетная скорость (в горизонтальном полете равная — 2000 км/ч), а также установлено несколько мировых рекордов по скороподъемности и высоте.
**

В процессе лётных испытаний произошли две катастрофы (в 1956 г.- во время посадки, а в 1957 г.- во время взлёта), которые по всей вероятности, повлияли на то, что в серийное производство был принят самолёт «Мираж», хотя предполагалось, что SO.9050 «Trident II» станет основным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.
**

**

**

Во время 18-месячной программы испытаний самолет совершил более 100 полетов, в конечном счете достигая скорости Mach 1.8 и высоты 20000 метров (65000 футов).
**

**

** заправка

Trident II погиб в результате несчастного случая 21 мая 1957 г.
**

** на авиасалоне в 1955 году

** двигатель со снятым обтекателем

**

** вид сзади

а теперь посмотрим на него в музее: общий вид зала,он в дальнем левом углу

наш самолет:Самолёт SNCASO SO.9000 «Trident I» представляет собой построенный по классической схеме среднеплан с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками.

Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%(а где же 6 и 7 процентов?). Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором.

При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолёта лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3.

В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолёта SO.9050 «Trident II» оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°.

ближе

Другой характерной особенностью самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.

В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель.

В самолёте SNCASO SO.9000 «Trident I» была применена негерметичная кабина (пилот для полёта надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолёта и стабилизироваться специальным парашютом.

Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолёте SO.9050 «Trident II» применены герметичная кабина и катапультируемое сидение.

Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются.
турбореактивный двигатель на законцовке крыла

Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием.
**

Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).
**

Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа.
**

Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п.
**

Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете.
**

На опытных образцах самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин.
**

В самолётах SO.9050 «Trident II» были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами — сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, SO.9050 «Trident II» стал первым самолётом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.
**

**

Варианты:
SO.9000 Trident I Два самолета построено.Первый самолет был построен в Истре и завершен в конце 1952 года,второй самолет разбился во время своего первого полета в сентябре 1953 года. Трехкамерный ракетный двигатель SEPR 481 был установлен на самолете, каждая камера давала 2,755 lbf (12,250 N) тяги

SO.9050 Trident II 10 предсерийных самолета было заказано в 1953 году. Мощные турбореактивные двигателя Turbomeca Gabizo (2,645 lbf (11.77 kN) тяги) вместе с двухкамерным ракетным двигателем SEPR 631 (каждая камера имела отдельное зажигание). первый полет 21 декабря 1955.
вид снизу,тут видны и закрылки и элероны


основные стойки

Наш самолет это сохранившийся SO.9000-01 Trident попавший в музей еще в 1956 году.
передняя стойка

Trident 1
Двигатель:
2 × Turbomeca Marboré турбореактивный,
1 × SEPR 481 3х камерный жидкостной ракетный двигатель, 2,775 lbf (12.37 kN)на камеру
Trident II
турбореактивные двигателя Turbomeca Gabizo (2,645 lbf (11.77 kN) тяги) вместе с двухкамерным ракетным двигателем SEPR 631

Тактико-технические характеристики SNCASO «Trident I» / «Trident II»
Размах крыла, м                                  8,15 / 6,86
Длина, м                                        14,0 / 12,95
Высота, м                                       3,13 / 3,13
Площадь несущей поверхности, м2                 9,2 / 14,5
Масса пустого самолета, кг –                       2625
Нормальная взлетная масса, кг                   5000 / 5150
Масса самолета при посадке, кг                  3000 / -
Масса топлива во внутренних баках, кг           2265 / –
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2    543 / 355
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2     – / 207
Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 / 0,88
Максимальное число Маха                         1,7 / 2,0
Максимальная скорость полета, км/ч               – / 2000
Посадочная скорость, км/ч –                       180
Вертикальная скорость, м/с –                      100
Время подъема на высоту 15 000 м, мин –           2,5
Потолок (практ./макс.), м                    18 000/(22000-25000)
Длина разбега, м –                                500
Длина пробега, м –                                500
Запись опубликована в рубрике Uncategorized с метками , , , , . Добавьте в закладки постоянную ссылку.

Добавить комментарий

Заполните поля или щелкните по значку, чтобы оставить свой комментарий:

Логотип WordPress.com

Для комментария используется ваша учётная запись WordPress.com. Выход /  Изменить )

Google photo

Для комментария используется ваша учётная запись Google. Выход /  Изменить )

Фотография Twitter

Для комментария используется ваша учётная запись Twitter. Выход /  Изменить )

Фотография Facebook

Для комментария используется ваша учётная запись Facebook. Выход /  Изменить )

Connecting to %s