Истребитель-перехватчик SNCASO SO.9000 «Trident I» (Франция)

Сначала 50-х годов французская индустрия приступила к созданию серии лёгких истребителей разных аэродинамических схем с прямыми, стреловидными и треугольными крыльями, с реактивными движками разных типов (газотурбинными, ракетными и т.п.), в том числе с комбинированными двигательными установками. Первым из этой серии был опробован самолёт «Trident I», а потом и воздушные суда «Жерфо», «Гриффон» компании «Нор», «Мираж» компании «Дассо», «Дюрандаль» компании «Сюд-Уэст» и 022 компании «Ледюк». Свои 1-ые работы над самолётом-перехватчиком с большой скороподъемностью компания SNCASO (Национальное авиационное промышленное объединение «Сюд-Уэст») начала в 1948 г. Результатом разработок явился самолёт SO.9000 «Trident I» (нареченный потом «Trident I») с комбинированной (турборакетной) двигательной установкой, на котором 2 марта 1953 г. совершен пробный полет. В декабре 1955 г. самолёт достигнул скорости, соответственной M=1,7.

На базе результатов лётных испытаний 2-ух опытнейших образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра улучшенной конструкции SO.9050 «Trident II». Испытание первого из них (с турбореактивным движком) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолёта и с ракетным движком. В 1955 г. компания получила заказ на изготовка 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), также установлено несколько глобальных 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, воздействовали на то, что в массовое создание был принят самолёт «Мираж», хотя предполагалось, что SO.9050 «Trident II» станет главным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны государств Западной Европы.

Самолёт SNCASO SO.9000 «Trident I» представляет собой построенный по традиционной схеме среднеплан с прямым крылом малого удлинения, снаряженным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками. Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%. Элероны включены в систему управления наряду с дифференциальным стабилизатором. При испытаниях было отмечено, что поперечная маневренность самолёта лучше расчетной. Потому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отличия элеронов на 1/3, а потом на 2/3. В конце концов элероны были изготовлены недвижными. Потому крыло самолёта SO.9050 «Trident II» обустроено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°. Другой соответствующей особенностью самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» является наличие поворотного киля, при этом все три плоскости хвостового оперения исходя из убеждений конструкции и размеров совсем схожи (они все 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 фронтальной частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный движок. В самолёте SNCASO SO.9000 «Trident I» была использована негерметичная кабина (пилот для полёта надевал особый комбинезон), представляющая собой одно целое с конической фронтальной частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолёта и стабилизироваться особым парашютом. Такое стабилизированное падение должно было длиться до определенной высоты, на которой раскрывался основной парашют. Удар в момент приземления был должен амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолёте SO.9050 «Trident II» использованы герметичная кабина и катапультируемое сиденье. Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются. Трехстоечное шасси с одинарными колесами на сто процентов убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает внедрение самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. На борте самолета обширно употребляются клееные конструкции (в особенности при изготовлении мультислойной обшивки).

Силовая установка комбинированного типа состоит из 2-ух турбореактивных движков, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного мотора, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Ракетный движок может работать с разным числом включенных камер и является главным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные движки упрощают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п. Применение форсажных камер в турбореактивных движках резко изменило ситуацию. В итоге ЖРД стал делать функции вспомогательного мотора, обеспечивающего нужную тягу во время подъема и наивысшую скорость в горизонтальном полете. На опытнейших образчиках самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» устанавливались турбореактивные движки без форсажных камер компании «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный движок SEPR 251 с наибольшей тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин. В самолётах SO.9050 «Trident II» были использованы турбореактивные движки с форсажными камерами - поначалу «Вайпер» (MD.30) конторы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а потом (начиная с 4-ого летного эталона) «Габизо» компании «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, также двухкамерный ракетный движок SEPR 631 с наибольшей 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.

Тактико-технические свойства 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 Обычная взлетная масса, кг 5000 / 5150 Масса самолета при посадке, кг 3000 / - Масса горючего 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 Наибольшее число Маха 1,7 / 2,0 Наибольшая 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

Источник: dogswar.ru