[ezup]

Уже в 1945 г. фирма Douglas начала заниматься исследованием явлений, присущих сверхзвуковым скоростям полета. На первом этапе совместно с NACA был спроектирован и изготовлен опытный самолет D-558-I Skystreak. Это был типичный для того времени среднеплан с прямым крылом ламинарного профиля с относительной толщиной 10%. Самолет был предназначен для исследования и измерения аэродинамических нагрузок, действующих на самолет при околозвуковом полете, поскольку измерение таких нагрузок в аэродинамической трубе оказалось в то время еще невозможным. 25.08.1947 г. на самолете D-558-I был установлен абсолютный рекорд скорости полета 1047,5 км/ч. На втором этапе исследований по заказу военно-морской авиации США был изготовлен самолет модификации D-558-II Skyrocket. Он предназначался для исследования стреловидного крыла при сверхзвуковых скоростях и прежде всего для определения предельного числа Маха, до которого возможно применение обычных, дозвуковых профилей.

Облет первого из трех опытных образцов самолета был осуществлен 4 февраля 1948 г. В этом же году были начаты летные исследования, которые на начальном этапе включали определение устойчивости и управляемости самолета при околозвуковых скоростях без использования двигательной установки. На следующем этапе исследований проводились полеты в более широком диапазоне чисел Маха. Во время их проведения были собраны ценные аэродинамические данные, характеризующие, в частности, сопротивление самолета, максимальную подъемную силу, критические режимы по скорости и углам атаки, -изменение устойчивости и управляемости. Были также получены сведения о распределении давления по поверхности самолета, усилиях в системе управления, распределении напряжений в конструкции, температуре обшивки, а также скорости, при которых наступает бафтинг оперения. На заключительном этапе работ один из самолетов был реконструирован для исследований влияния наружных подвесок (бомб, топливных баков и т.п.) при сверхзвуковом полете.

В процессе проведенных исследований были зарегистрированы следующие максимальные скорости и высоты полетов: в мае 1949 г. была достигнута скорость 1170 км/ч (М = 1,05) на высоте 7600 м; в августе 1951 г. была достигнута высота 20800 м и скорость 1980 км/ч (М = 1,875); в августе 1953 г. - высота 25386, а в октябре ≈ скорость 2040 км/ч (М = 1,96). Самолет D-558-II был первым пилотируемым летательным аппаратом, на котором 21.11.1953г. была в два раза превзойдена скорость звука (М = 2,01, 2120 км/ч). Полученные результаты являются тем более интересными, что самолет ╚Скайрокет╩ со своим дозвуковым крылом (угол стреловидности 35╟) проектировался на максимальную скорость, соответствующую М = 1,4.

╚Скайрокет╩ представляет собой среднеплан со стреловидным крылом. имеющим отрицательное поперечное V. В конструкции крыла использованы обычные дозвуковые профили с закругленным носком и относительной толщиной 10%. Угол стреловидности (по линии фокусов) составляет 3'5╟, а удлинение крыла выбрано равным 3,57. Крыло снабжено автоматическими предкрылками и обычными элеронами с весовой балансировкой. Фюзеляж самолета полумонококовой конструкции, выполненный из сплавов алюминия, имеет диаметр 1525 мм в миделевом сечении. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета стреловидное, классической схемы, с рулями высоты и направления. В передней части фюзеляжа размещена герметическая кабина пилота, которая в аварийных ситуациях отделяется от самолета (вместе с носовой частью фюзеляжа). В целях уменьшения сопротивления фонарь кабины на первом летном образце самолета вписывался в контур фюзеляжа. Однако при этом видимость из кабины оказалась недостаточной, вследствие чего фонарь был реконструирован в обычный (типовой), состоящий из выступающего козырька и обтекателя. Обшивка фюзеляжа выполнена преимущественно из магниевых сплавов. Трехопорное (трехстоечное) шасси убирается в бючеляж

В целях измерения характеристик полета и состояния конструкции самолет был оснащен измерительным оборудованием общей массой 2830 кг. Кроме того, использовались специальные манометры, измеряющие давление в 400 точках поверхности крыла и оперения, а также 904 тензодатчика для измерения сил в системе управления и напряжений в элементах планера. Результаты измерений и показания приборов автоматически регистрировались осциллографом и пятью кинокамерами.

На самолете используется комбинированная двигательная установка, состоящая из турбореактивного двигателя J-34 (W24C) фирмы Westinghouse со статической тягой 13,34 кН и жидкостного ракетного двигателя 6000С фирмы Reaction Motors с четырьмя камерами сгорания тягой 6,67 кН каждая (полная тяга 26,67 кН примерно постоянна на всех высотах). Турбореактивный двигатель обеспечивает взлет, полет в области околозвуковых скоростей и посадку, а ракетный двигатель предназначается исключительно для увеличения тяги при проведении исследований в области сверхзвуковых скоростей в течение нескольких минут. Для достижения рекордных скоростей полета в 1951 г. на одном из этих самолетов вместо ТРД был установлен топливный бак, позволивший в два раза увеличить время работы жидкостного ракетного двигателя.

Турбореактивный двигатель располагается в средней части фюзеляжа, а ракетный-в хвостовой. Боковые воздухозаборники установлены в нижней передней части фюзеляжа, а два выхлопных сопла-в его нижней части, за задней кромкой крыла. При полете на ТРД сопла ракетного двигателя закрываются специальным конусообразным обтекателем, представляющим собой хвостовую часть фюзеляжа. Взлет самолета осуществляется с помощью двух стартовых твердотопливных ускорителей, установленных по бокам фюзеляжа и сбрасываемых после сгорания топлива. Для полета на высоте около 10 500 м в качестве носителя использовался тяжелый бомбардировщик В-29.

ЛТХ:
Модификация D-558-II
Размах крыла, м 7.62
Длина, м 13.80
Высота, м 3.50
Площадь крыла, м2 16.26
Угол стреловидности крыла, град 35
пустого самолета
максимальная взлетная 9000
Тип двигателя 1 ТРД Westinghouse J34-WE-22
Тяга нефорсированная, кН 1 х 13.34
Максимальная скорость , км/ч 2120
Практический потолок, м 25386
Экипаж 1