[ezup]

1950-е годы были для советской авиационной промышленности очень успешными и особенно урожайными в связи с разработкой новых турбореактивных двигателей и самолетов, получивших эти двигатели. Но и западные авиационные державы не хотели почивать на лаврах своих послевоенных достижений и тоже не стояли на месте. Однако, уже начиная с 1930-х годов, они по летно-техническим характеристикам своих самолетов шли с советскими если не в ногу, то определенно без какого-либо внушительного опережения.

Обладая несоизмеримо более оснащенной и лучшей научно-экспериментальной базой и существенно более высокой культурой производства, разработчики самолетов на Западе, к своему весьма сильному удивлению, вынуждены были согласиться с тем, что к середине 1950-х годов боевая авиация Советского Союза по многим показателям уже не просто вышла на мировой уровень, но и в чем-то превзошла его. Такое положение вещей подхлестнуло многих западных самолетостроителей, и они с головой окунулись в исследования новых энергетических возможностей и схем сверхзвуковых самолетов. В рамках этих работ было создано большое количество экспериментальных машин, таких как Bristol T.188.

В 1955 году в Великобритании была создана комиссия для осуществления координации работ над новым сверхзвуковым самолетом. После нескольких лет исследований был сделан вывод о том, что необходимо создать самолет со скоростью полета около М=2. При этом для самолета была выбрана схеме «бесхвостка» с треугольным крылом. Среди нескольких предварительных проектов был выбран BAC.223, созданный в 1960 году компанией «Bristol», являющейся одним из отделений большого концерна ВАС. В целях проведения необходимых для дальнейшей разработки аэродинамических исследований в это же время была начата работа над созданием экспериментальных самолетов: дозвукового HP.115 компании «Handley Page» и сверхзвукового Bristol T.188. Чуть позднее начались работы и по созданию сверхзвукового пассажирского самолета BAC.221. При этом первые две машины создавались для проведения исследований явлений, которые сопутствовали строго определенным скоростям полета, а третий самолет — для определения свойств оживального крыла, как наилучшим образом подходящего для пассажирских машин.

Первая информация об экспериментальном самолете Bristol T.188 появилась в октябре 1958 года, а впервые модель самолета показали в 1960 году. Первый опытный образец был готов в 1961 году. Облет машины был осуществлен 14 апреля 1962 года. Всего в Великобритании было построено два опытных образца (второй самолет взлетел 29 апреля 1963 года). Программа создания самолета включала в себя исследования (на ракетных моделях) вибраций крыла с двигательными гондолами. Информация о ходе проводимых летных испытаний в широком диапазоне скоростей передавалась на землю телеметрически. Экспериментальный самолет T.188 в основном предназначался для исследования работы турбореактивных двигателей, их воздухозаборников и воздушных каналов при полете на больших сверхзвуковых скоростях, а также аэродинамического нагрева.

Первый экспериментальный самолет Bristol T.188 был собран в 1961 году. Первый полет на новой машине совершил шеф-пилот компании Бристол Годфри Оути, он состоялся 14 апреля 1962 года. Всего было построено два самолета, вторую машину в апреле 1963 года в небо поднял тот же летчик. Внешний вид самолета и его назначение привели к появлению забавного прозвища «Flaming Pencil» (горящий карандаш). Сегодня посмотреть на этот экспериментальный самолет можно в музее Королевских ВВС в городе Косфорде.

По схеме, которая была продиктована аэродинамической компоновкой, самолет Т. 188 представлял собой нормальный среднеплан с «великолепно обтекаемым, удлиненным фюзеляжем», прямым крылом малого удлинения, а также хвостовым оперением Т-образной формы. Фюзеляж экспериментального самолета имел овальное поперечное сечение. Хвостовая и носовая части его фюзеляжа были изготовлены в форме конусов аналогичных сечений, которые сходили на нет в крайней задней и передней точках. В зоне сопряжения передней конической части фюзеляжа с центральной цилиндрической частью была расположена герметичная кабина пилота, которая оснащалась катапультируемым сиденьем и системой кондиционирования воздуха. На участке перехода цилиндрических контуров фюзеляжа в хвостовой конус по бортам располагались тормозные щитки. С левой стороны хвостовой части фюзеляжа самолета была размещена гондола тормозного парашюта на горизонтальном пилоне.

Для того, чтобы собрать практически цельностальной корпус компании Bristol потребовалось при помощи фирм Armstrong Whitworth и Vickers освоить технологию сварки в среде аргона. Первоначально на самолет планировалось установить два двигателя Avon RA.24R компании Rolls-Royce, но позднее их заменили на de Havilland Gyron DGJ.10. Изначально был получен заказ на строительство 6 самолетов, который позднее сократили до 3 единиц, один из которых представлял собой планер, предназначенный для проведения статических прочностных испытаний.

Некоторые технические неполадки, в том числе проблемы с конструкцией воздухозаборника двигателей, задержали первый полет экспериментального самолета. Полет, состоявшийся 14 апреля 1962 года, продолжался всего 23 минуты, после чего Годфри Оути приземлил машину на территории Научно-исследовательского и испытательного института самолетов и вооружений, расположенного в Боском Даун. Второй образец поднялся в небо через год.
Довольно необычная аэродинамическая схема Т. 188 потребовала от разработчиков проведения предварительных исследований вибрационных характеристик крыла, обладающего сравнительно большими гондолами двигателей. Проверка проводилась в широком диапазоне скоростей полета на ракетных моделях, информация с них передавалась на землю при помощи телеметрии.

Программа исследований самолета Т. 188 предполагала решение вопроса оптимизации взаимного расположения воздухозаборников ТРД относительно законцовок крыла и носового заострения фюзеляжа. Используемая модульная конструкция гондол ТРД позволяла изменять положение воздухозаборников по продольной оси при помощи сменных кольцевых секций (модулей), обладающих разной длиной. Благодаря этому компоновку самолета можно было трансформировать поэтапно от полета к полету.

Однако испытания самолета продлились недолго. Первый построенный образец Bristol T.188 выполнил всего 19 полетов, все они осуществлялись на дозвуковой скорости. Второй опытный образец до закрытия программы испытаний в январе 1964 года успел совершить 51 полет. При этом была достигнута максимальная скорость полета М=1,88. Хотя первоначально сотрудники компании Bristol ставили перед собой задачу изучения компоновок и возможностей материалов при полетах со скоростью М=2,5-3,0. Исследовательская карьера самолетов T. 188 была довольно короткой в том числе и потому, что расход топлива при полете оказался таким, что продолжительность полета на требуемой скорости оказалась просто-напросто недостаточной для исследований нагрева конструкции.

Описание конструкции самолета

Экспериментальный самолет Bristol T. 188 был создан по классической схеме среднеплана, имеющего прямое крыло с переменной кривизной передней кромки и относительной толщиной 4%. Угол стреловидности передней кромки крыла изменялся в следующих диапазонах — от 9% (на участках крыла между фюзеляжем и гондолами) до 38° (за гондолами) и 64° (в концевых частях). Чтобы улучшить обтекание участков крыла, которые находились между гондолами и фюзеляжем, передняя кромка крыла была дополнительно изломлена с помощью существенного ее выдвижения вперед.

Проведенные в аэродинамической трубе исследования показали, что использование передней кромки данного типа на прямом крыле позволяет добиться хороших аэродинамических характеристик в области околозвуковых скоростей полета самолета и малое волновое сопротивление при осуществлении полета на сверхзвуковой скорости. Крыло самолета оснащалось закрылками (располагались между гондолами) и элеронами, обладавшими роговой компенсацией. Последние можно было рассматривать как совмещение концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обыкновенными закрылками. Использование такого конструктивного решения обеспечивало очень высокую эффективность управления во всем существующем диапазоне рабочих скоростей полета и небольшие управляющие усилия.

Используемая система управления элеронами имела передаточное отношение, допускающее отклонение элеронов в диапазоне ±12,5° при небольших скоростях полета (до М=0,3) и постепенное уменьшение этого угла до ±4,8° при увеличении скорости полета самолета до крейсерской. Аналогичная система управления, имеющая регулируемое передаточное отношение применялась и в каналах рыскания и тангажа (от +25 до +1,5°). Хвостовое оперение самолета имело управляемый стабилизатор и выполнялось по Т-образной схеме.

Примененный фюзеляж большого удлинения, имеющий в поперечном сечении овальную форму, позволил разместить летчика в сидячем положении, а колеса главных стоек шасси — в вертикальном положении. В хвостовой части машины были установлены два тормозных щитка, а в конце фюзеляжа контейнер с тормозным парашютом. Шасси самолета было трехстоечным. Передняя стойка шасси имела спаренные колеса, она убиралась вперед. Главные стойки шасси имели одинарные колеса, они убирались в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж самолета (колеса). В момент уборки главных стоек шасси колеса поворачивались относительно стойки на 90°.

Планер самолета T. 188 практически полностью был выполнен из нержавеющей стали с использованием сварки и клепки. На ряде участков планера из-за неравномерного расширения внутренних (охлаждаемых топливом) и наружных (под воздействием аэродинамического нагрева) элементов конструкции применялись легкие сплавы. Стенки лонжеронов были изготовлены из гофрированной стали.

В качестве силовой установки на самолете использовались два турбореактивных двигателя «Gyron Junior» DGJ.10R производства компании «Бристоль-Сиддли», они развивали тягу в 4535 кгс каждый. Применение форсажной камеры, которая работала при температуре 2000 К, позволяло довести тягу до 6350 кгс. Если бы скорость полета достигла М=2,5 на высоте 12 000 метров, тяга форсированного двигателя выросла бы до 9000 кгс.

Двигатели были расположены в гондолах цилиндрической формы (диаметр — 1,2 метра) с регулируемыми впускными и выпускными створками и лобовыми воздухозаборниками. Взаимное расположение заостренной носовой части фюзеляжа и воздухозаборников было таким, что система косых скачков уплотнения была оптимальной при достижении больших сверхзвуковых скоростей полета машины. Существенное выдвижение вперед передних частей гондол по сравнению с передней кромкой крыла, а также применение модульной схемы конструкции с отдельными секциями, длина которых составляла 1,5 метра, позволяло сравнительно легко менять воздухозаборники, а в перспективе даже сами двигатели (в зависимости от хода испытаний самолета).

Летно-технические характеристики Т. 188:

Габаритные размеры: размах крыла — 10,69 м, площадь крыла — 36,79 м2, длина — 21,64 м, высота — 4,06 м.
Масса пустого — 12 701 кг, нормальная взлетная — 17 022 кг.
Масса топлива — 4700 кг.
Силовая установка — 2 ТРД De Havilland Gyron Junior DGJ.10, тяга — 2х4535 кгс, на форсаже — 2х6350 кгс.
Максимальная скорость — 2010 км/ч (М=1,88).
Практическая дальность полета — 500 км.
Практический потолок — 22 000 м.
Экипаж — 1 человек.

Источники информации:
http://www.airwar.ru/enc/xplane/t188.html
http://www.testpilot.ru/uk/bristol/t/188/t188.htm
http://www.dogswar.ru/oryjeinaia-ekz...alnyi-sam.html
http://igor113.livejournal.com/462512.html (фото)

Автор Юферев Сергей