Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)
Шрифт:
Так как самолет рассчитывался на максимальную скорость около 2720 км/ч, то основное внимание было уделено аэродинамическому проектированию фюзеляжа.
В рамках предварительных исследований проводился анализ траекторий баллистических моделей и возникающих при их движении ударных волн. Эти исследования проводились с использованием фотоснимков, полученных при испытаниях на баллистических трассах, которые дополнялись испытаниями соответствующих моделей в аэродинамической трубе. В результате было установлено, что наилучшей для корпуса сверхзвукового самолета является форма, подобная форме снаряда. Из этих соображений
Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убиралось в фюзеляж. Планер самолета был рассчитан на перегрузки от +18 до -10 g.
Все ракетопланы «Х-1» были снабжены четырехкамерными жидкостными ракетными двигателями «XLR-11-RM-5» производства компании «Риэкшн моторз» («Reaction Motor Inc») с тягой 2722 килограмма Система управления двигателем позволяла включать в работу любое число камер (от одной до всех четырех), каждая из которых развивала максимальную тягу в 680,5 килограмма. Топливо (спирт и жидкий кислород) находилось в баках, размещенных соответственно за узлами крепления крыла и перед ним.
В проекте предусматривалось, что топливо будет подаваться к двигателю с помощью насосов, однако в самолете «Х-1» была применена вытеснительная система подачи, поскольку насос с необходимыми характеристиками своевременно разработать не удалось. Вытеснительная система состояла из 12 сферических баллонов с азотом, что значительно увеличило собственную массу самолета. В целях уменьшения взлетной массы количество топлива ограничили до 2310 килограммов, что повлекло за собой сокращение времени работы двигателя с планировавшихся 10 до 2,5 минут.
В конце 1951 года начались работы по созданию ракетоплана «Икс-1А» («Х-1 А»), представляющего собой усовершенствованный вариант третьего образца самолета «Х-1», который предназначался для исследований при более высоких сверхзвуковых скоростях полета.
Для того чтобы увеличить скорость ракетоплана, конструкторам пришлось увеличить запас топлива на 2680 килограммов и продлить время работы двигательной установки при максимальной тяге до 4,2 минуты. Конструктивно это привело к удлинению фюзеляжа на 1,4 метра, что позволило разместить дополнительные топливные баки.
В целях повышения безопасности на период проведения испытаний самолета жидкий кислород заменили раствором перекиси водорода Летные испытания «Х-1А» были начаты в апреле 1953 года. 12 декабря пилот Егер достиг на нем максимальной скорости 2655 км/ч (М = 2,5) на высоте свыше 21 километра, а летом 1954 года — максимальной высоты 27450 метров.
Летом 1955 года ракетоплан «Х-1А» взорвался спустя 17 секунд после его отделения от самолета-носителя «В-29».
Второй экземпляр «Х-1А», приспособленный для проведения исследований аэродинамического нагрева, получил обозначение «Икс-1Б» («Х-1В»). Исследования проводились с 1954 по 1958 год, после чего машина была переоборудована для оценки эффективности системы трехосного струйного (реактивного) управления.
Кроме
Экспериментальный ракетоплан «Х-2»
Проведя первую серию испытаний ракетопланов «Х-1», фирма «Белл» совместно с НАКА и ВВС начали проектирование нового ракетного самолета «Икс-2» («Х-2») для исследований аэро и термодинамических явлений на скорости в 3 Маха. Предполагалось, что постепенно, по мере модернизации, «Х-2» сможет достигнуть высоты в 60 километров.
Первый опытный образец «Х-2» был построен в 1952 году. Он представлял собой моноплан классической схемы (длина — 13,4 метра, высота — 4,13 метра, взлетная масса — 13 000 килограммов) с низкорасположенным стреловидным крылом (размах — 9,76 метра, угол стреловидности — 40°), имеющим острую переднюю кромку.
Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/5 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабженными триммерами. Стабилизатор — стреловидный, управляемый, а киль — прямой, с рулем направления.
Фюзеляж в центральной части имел форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части — конусообразную. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа находились два больших продольных обтекателя, которые закрывали проводку и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу. Крыло, оперение и фюзеляж были выполнены из нержавеющей стали.
Предназначение ракетоплана для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии.
В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540 °C, но и поглощали инфракрасные лучи.
На «Х-2» использовался восьмикамерный ракетный двигатель «XLR-25CW» фирмы «Кертисс-Райт» («CurtissWright») с максимальной тягой 7250 килограммов. Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течении 2,3–6 минут.
Сначала, как и заведено, в июне 1952 года было выполнено несколько планирующих полетов «Х-2» со специально приспособленного для этой цели бомбардировщика «В-50» и облет с работающим двигателем. Однако вторая попытка полета с запуском двигателя привела к катастрофе. 12 мая 1953 года во время заправки топливных баков опытного ракетоплана в воздухе, когда «Х-2» находился еще в бомбоотсеке носителя, произошел взрыв, самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Погибли пилот Скип Зиглер и два члена экипажа «В-50», подготавливавшие «Х-2» к самостоятельному полету.