Музей РАФ-2: экспериментальный самолет Bristol T.188 (номер X926)

В зале экспериментальных самолетов музея РАФ,можно увидеть это великолепие.
Bristol 188 это британский сверхзвуковой исследовательский самолет,построенный Bristol Aeroplane Company в 1950х годах. Его внешний вид и назначение привели к его прозвищу:»Flaming Pencil»(горящий карандаш):-))

Музей РАФ и РАФ-2
 Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.

Английская самолетостроительная фирма Bristol в рамках программы по изучению устойчивого сверхзвукового полета начала поиск новых инженерных решений, связанных с отработкой схемы аэродинамической компоновки, конструкции и основных материалов будущего самолета, которые были бы приемлемы для скоростей полета, соответствующих числу М > 2. Развитие боевой авиации требовало от науки более серьезного взгляда вперед, в сторону еще больших значений скорости М = 2,5-3 и высот полета порядка 20 000-25 000 м.

Первые сведения о новом экспериментальном самолете «188» были обнародованы в 1958 г., и вскоре на одном из авиасалонов была показана масштабная модель этого аппарата. Во время постройки первого экземпляра «Тип 188.01» в журнале королевских ВВС «Флаинг Ревю» были опубликованы его основные параметры с общим видом в трех проекциях, краткие сведения о конструкции и материалах, а также характеристики силовой установки под бравурным заголовком: «Впервые три Маха! И это в Британии!» . Этот самолет был создан в том числе для дальнейшей разработки самолета разведчика Avro 730. Это требовало от создаваемого самолета возможности лететь на Mach 2.6 в течении по крайней мере 30 минут.

Экспериментальный аппарат построили в 1961 (заводской номер 13518) г.Первое руление было 26 апреля 1961 года,но из-за проблем, первый полет X923 совершил шеф-пилот фирмы Bristol Годфри Оути лишь 14 апреля 1962 г.Скорость на взлете составила 438 километров в час!!! Первый полет был близок к катастрофе,тк сразу после взлета отказала гидравлика и пилоту осталось рассчитывать на резервную систему с азотом для выпуска шасси.Правда все остальные скорости оказались существенно меньше ожидаемых… Для проведения летных исследований строили два самолета. Дублер(наш самолет X926 ,заводской номер 13519)) был поднят в небо 29 апреля 1963 г. тем же летчиком и с двигателями от X923. Самолет был в состоянии набрать 2М всего за несколько минут. Еще один борт построили для статических испытаний.

По схеме, продиктованной аэродинамической компоновкой, «Т. 188» представлял собой нормальный среднеплан с «удлиненным, обтекаемым фюзеляжем», прямым крылом малого удлинения и Т-образным хвостовым оперением. Фюзеляж имел овальные (яйцеобразные) поперечные сечения.

Носовая и хвостовая части фюзеляжа были выполнены в виде конусов аналогичных сечений, сходящихся на нет в крайней передней и задней точках. В зоне сопряжения передней конической части с центральной цилиндрической частью корпуса была устроена гермокабина летчика, снабженная наддувной системой кондиционирования и катапультируемым сиденьем.

На участке перехода цилиндрических контуров в хвостовой конус по бортам фюзеляжа были установлены тормозные щитки. С левой стороны хвостовой части фюзеляжа на горизонтальном пилоне была пристроена гондола тормозного парашюта.

Форма крыла в плане была выбрана на основе многолетних натурных экспериментов. Его передняя кромка представляла собой ломаную линию, в пределе близкую к эллиптической кривой. При нестреловидном (прямом) центроплане консоли крыла имели переменную стреловидность по передней кромке от 38* в корне у гондол ТРД до 64* на концевых балансирах элеронов. Для улучшения обтекания центроплана его ребро атаки имело четыре наплыва с обратной стреловидностью (-45*).

Аэродинамические продувки показали, что принятая форма передней кромки крыла по размаху обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики на дозвуке и трансзвуке, а также небольшое волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях. В процессе лабораторных исследований и испытательных полетов было установлено, что перемещение центра давления крыла назад (при достижении и дальнейшем превышении числа М = 1) несколько снижается за счет переменной стреловидности и тонкого профиля (4%) и применение прямого крыла малого удлинения целесообразно для скоростей, превышающих скорость звука в 1,8 раза.

Силовая установка «Т. 188» состояла из двух ТРД фирмы de Havilland Gyron Junior. Каждый из них развивал тягу 4535 кгс у земли, 6350 кгс при включении форсажной камеры на высоте 10 500 м (М= 1,8) и 9000 кгс на высоте 12000 м (М = 2,5). Входное устройство каждого двигателя имело подвижный центральный конус, противопомпажные створки и управляемый сопловый аппарат. Длина гондолы в исходной конфигурации 9,5 м, диаметр 1,15 м. De Havilland Gyron Junior это военный реактивный двигатель разработанный в 50х годах de Havilland Engine Company и позже производившийся Bristol Siddeley. Gyron Junior является уменьшенной производной de Havilland Gyron.

Программа исследований «Т. 188» включала изучение вопроса оптимизации взаимного расположения воздухозаборников ТРД относительно носового заострения фюзеляжа и законцовок крыла. Модульная конструкция гондол двигателей позволяла изменять положение воздухозаборников по продольной оси за счет сменных кольцевых секций (модулей) различной длины и таким образом трансформировать аэродинамическую компоновку самолета поэтапно, от полета к полету. Систему ударных волн, садящихся на носовом коке фюзеляжа, было возможно использовать для дополнительного поджатая потока в воздухозаборниках.

Такое явление характерно для конкретной скорости полета машины, когда конический скачок уплотнения проходит через плоскость воздухозаборника и при незначительном изломе у обечаек гондол присоединяется к законцовкам крыла. Такой режим полета считался наиболее экономичным при М=3.

Волновой кризис на «Т. 188» преодолевался с помощью форсажа двигателей либо за счет использования дополнительных ускорителей. Изменению продольной балансировки можно было противопоставить только быструю автоматическую перекачку топлива из передних баков в хвостовые. Это привело к тому, что самолет, при всех его энергетических возможностях, на расчетные значения скоростей не вышел и эксперименты с ним были прекращены.

Фирме Бристол работать никто не мешал — ни влиятельные конкуренты, ни ракетчики-космонавты, ни собственное правительство… Экспериментальный самолет «Т. 188» пал жертвой своего же несовершенства.

Т.188 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан, имеющий прямое крыло с относительной толщиной 4% и переменной кривизной передней кромки. Угол стреловидности передней кромки изменяется от 9 (на участках крыла между гондолами и фюзеляжем) до 38 (за гондолами) и 64 (в концевых частях). Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена путем значительного ее выдвижения вперед.

Как показывают исследования в аэродинамической трубе, применение передней кромки такого типа на прямом крыле позволяет получить хорошие аэродинамические характеристики в области околозвуковых скоростей и малое волновое сопротивление при полете со сверхзвуковыми скоростями.

Крыло оснащено закрылками (между гондолами) и элеронами с роговой компенсацией. Последние можно рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обычными закрылками. Такое конструктивное решение обеспечивает высокую эффективность управления во всем диапазоне рабочих скоростей и малые управляющие усилия. Система управления элеронами обладает передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в диапазоне + 12,5 при малых скоростях (до М = 0,3) и постепенное уменьшение угла до + 4,8″ при возрастании скорости полета до крейсерской. Аналогичная система управления с регулируемым передаточным отношением использована в каналах рыскания и тангажа (от + 25 до + 1,5).

Проект обошелся по тем временам в 20 миллионов фунтов стерлингов,но результата своего так и не достиг…

Кабина пилота

Оригинальная стальная табличка

Фюзеляж большого удлинения с овальной формой поперечного сечения позволяет разместить пилота в сидячем положении, а колеса главных стоек шасси — в вертикальном положении.

В хвостовой части фюзеляжа расположены два тормозных щитка, а в его конце — контейнер с парашютом.

Общий вид спереди

Планер самолета почти полностью выполнен из нержавеющей стали с применением клепки и сварки.Почти все запасы титана были сосредоточены в СССР и поэтому в качестве материала для строительства самолета была выбрана нержавеющая сталь. Огромное количество времени и средств в этом проекте ушло на отработку технологий сварки элементов. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения наружных (под воздействием аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) элементов конструкции использованы легкие сплавы. Стенки лонжеронов выполнены из гофрированной стали.

Когда были построены экспериментальные самолеты,в сша уже выяснили,что основная проблема связанная с кинетическим нагревом возникает на передней кромке,а не по всему самолету…
Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме с управляемым стабилизатором.

Лобовое стекло из плавленного кварца,хотя я не очень понимаю,что это такое!!!

Двигательная установка. На самолете используются два турбореактивных двигателя «Джайрон Джуниор» DGJ.10R фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 44,47 кН (4535 кГ) каждый. Использование форсажной камеры, работающей при температуре 2000 К, позволяет увеличить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М = 2,5 на высоте 12000 м тяга форсированного двигателя составляет 88,26 кН (9000 кГ).

Двигатели размещены в цилиндрических гондолах (диаметром ~ 1,2 м) с регулируемыми лобовыми воздухозаборниками и впускными и выпускными створками. Взаимное расположение воздухозаборников и заостренной носовой части фюзеляжа таково, что система косых скачков уплотнения оказывается оптимальной при больших сверхзвуковых скоростях полета. Значительное выдвижение передних частей гондол вперед по сравнению с передней кромкой крыла, а также использование модульной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют легко заменять воздухозаборники, а в перспективе даже и двигатели (в зависимости от результатов испытаний).

Вид на кабину спереди

Передняя стойка — со спаренными колесами — убирается вперед, главные-с одинарными — в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во время убирания главных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на 90.

Катапультное кресло Martin Baker

Необходимость обеспечить охлаждение кабине пилота,съедало весь весовой бюджет самолета и поэтому на излишества в виде навигационной аппаратуры места не было.

У самолета не было навигационных приборов,поэтому свой полет он выполнял изначально следуя за Hawker Hunter. Все исследовательские данные передавались по радиоканалу и это была серьезная инновация в деле испытаний для того времени.

Низкая эффективность использования нержавеющей стали для сверхзвуковых полетов привела к тому,что Конкорд строили из алюминиевых сплавов с ограничением по скорости в 2,2 Маха. Плюс двигатель от 188 послужил большую службу в деле разработки двигателя Bristol (позже Rolls Royce) Olympus 593 для Конкорда и BAC TSR-2.

Двигателей тут как бы нет,поэтому заглушки наше все

Тормозные щитки. Если уж взлетная 438,то какая же была посадочная?:-))

XF926 совершил около 51 полета,он достиг максимальной скорости Mach 1.88 (1,440 mph : 2,300 km/h) на высоте 36,000 ft (11,000 m).Самый долгий полет Bristol 188 был всего 48 минут.Крайний полет XF926 совершил 12 января 1964.

В апреле 1966, фюзеляжи обоих 188 были доставлены в Proof and Experimental Establishment в Shoeburyness, Essex ,чтобы стать мишенями на артиллерийских испытаниях, но в 1972 году, XF926 был демонтирован и передан на базу RAF Cosford (без двигателей) в качестве учебного экспоната 8368M, и таким образом он сохранился и попал в Royal Air Force Museum Cosford около Wolverhampton.А XF923 похоже так и сгинул в Foulness.

ЛТХ:
Модификация T.188
Размах крыла, м 10.69
Длина, м 21.64
Высота, м 4.06
Площадь крыла, м2 36.79
Масса, кг
пустого самолета 12701
нормальная взлетная 17022
Тип двигателя 2 ТРД De Havilland Gyron Junior DGJ.10
Статическая тяга двигателя, кгс (кН) макс 4535 (44,47)
форсаж 6350 (62,37)
Тяга двигателя при M=2,5 H=12 км (форсаж), кгс (кН) 9000 (88,26)
Тяговооруженность 0,4-0,5
Максимальная скорость , км/ч 2010 (M=1.88)
Практическая дальность, км 500
Практический потолок, м 22000
Экипаж, чел 1

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