Опытный самолёт Nord 1500 «Griffon II» (Франция)

Самолёт Nord 1500 «Griffon II» разработан французской компанией Nord Aviation, работы по созданию которого начались в 1953 г., а испытание первого лётного эталона было проведено уже 20 сентября 1955 г. (этот экземпляр самолёта имел обозначение Nord 1500-01 «Griffon I»). Его окончательная конструкция была выбрана в итоге бессчетных испытаний опытнейшего планера Arsenal 1301, разработанного конструктором Ж.Гальтье. Самолёт Nord 1500-01 «Griffon I» был обустроен турбореактивным движком «Atar 101F» с форсажной камерой конторы SNECMA. В итоге проведенных испытаний было установлено, что избранная принципно новенькая аэродинамическая схема самолёта с дестабилизатором, размещенным в фронтальной части фюзеляжа, характеризуется красивыми лётными свойствами при малых скоростях полета, и в 1956 г. было начато строительство второго лётного эталона Nord 1500-02 «Griffon II», предназначавшегося для полётов со сверхзвуковыми скоростями.

Облет нового самолёта, снаряженного турбореактивным движком «Atar 101Е-3», который находился в тракте ПВРД поперечником 1,37 м, был проведен 23.01.1957 г. При работающем прямоточном воздушно-реактивном движке этот самолёт достигнул рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25.02.1959 г. по замкнутой 100-километровой линии движения) и 2330 км/ч (полет 6.10.1959 г. на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 15250 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответственная M=2,19. За всегда разработки самолёта было выстроено только два лётных эталона, тесты которых проводились и сначала 60-х годов. Из экономических и военных суждений, также из-за трудности комбинированного турбопрямоточного мотора работы над самолётом были прекращены.

Самолёт Nord 1500 «Griffon II» представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» одноместный среднеплан с треугольным крылом и доп дестабилизирующей поверхностью, расположенной в фронтальной части фюзеляжа. Крыло с углом стреловидности фронтальной кромки 60° и удлинением 2,05 сделано с применением симметричных профилей относительной шириной 4,5% и обустроено расположенными поблизости корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при огромных углах атаки (соответственных посадке) на концах треугольного крыла происходит насыщенный отрыв потока, что понижает продуктивность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев – двухлонжеронная, при этом оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета. Концы лонжеронов соединены наклонной продольной стеной, к которой крепится носок крыла. Направленные по направлению потока нервюры соединены со стенами лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими нужную твердость обшивки, толщина которой изменяется вдоль размаха.

Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из дюралевого сплава и рассчитано на перегрузку 9,75. Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси фронтальной части фюзеляжа) находятся недвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности фронтальной кромки 65°, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2  . Эти плоскости делают две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших- в большей степени сверхзвуковых – компенсируют передвижение центра давления крыла вспять, создавая при всем этом доп подъемную силу впереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается передвижение центра давления самолета вспять, а тем балансировочное сопротивление и нагружение крыла.

Фюзеляж самолёта состоит из 2-ух частей – фронтальной и основной. В фронтальной части фюзеляжа (с мультислойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная совместно с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Сначало планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться полностью. Потому она крепится только при помощи 4 болтов. Все же в опытнейших образчиках самолёта были применены обыденные катапультируемые сидения, но их внедрение было вероятным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось нужное давление. Главная часть фюзеляжа практически стопроцентно занята каналом воздушно-реактивного мотора. Меж корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа размещены ниши уборки фронтальной и основных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя - вспять), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы.

Конструкция фюзеляжа – балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления фронтального лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и фронтальный узел навески турбореактивного мотора. Внутренняя обшивка обеспечивает нужную форму канала прямоточного воздушно-реактивного мотора, а наружняя воспринимает на себя нагрузку от извива и скручивания фюзеляжа. Над воздухопоглотителем, по обеим сторонам фюзеляжа, размещены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло. В самолёте Nord 1500 «Griffon I» задняя часть фюзеляжа выполнена с огромным сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые из-за огромного угла развала в почти всех источниках неверно назывались доп горизонтальным оперением. Исследования проявили, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Потому в самолёте Nord 1500 «Griffon II» от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.

Вертикальное оперение - традиционное, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля - двухлонжеронная, а руля – мультислойная. На борте самолета Nord 1500 «Griffon I» концевые обтекатели оперения применены как контейнеры для 2-ух тормозных парашютов. В самолёте Nord 1500 «Griffon II» предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном конкретно под рулем), а в концевых обтекателях оперения расположены антенны радиостанции. Двигательная установка. На первом опытнейшем экземпляре самолёта (Nord 1500 «Griffon I») установлен турбореактивный движок «Atar 101F» компании SNECMA тягой 37,26 кН (3800 кГ) при форсировании, расположенный снутри воздушного канала поперечником 1,37 м. Двигательная установка самолета Nord 1500 «Griffon II» представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного движков общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с нужным оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг). Турбореактивный движок «Atar 101Е-3» тягой 34,32 кН (3500 кГ), без форсажной камеры, размещен соосно с прямоточным воздушно-реактивным движком в особом кожухе, адаптированном для работы снутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая совместно с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного мотора. Во время полета с М ~ 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГ) на высоте 15000 м и 24,52 кН (2500 кГ) на высоте 18000 м. Кооперативный воздухозаборник не регулируется.

Тактико-технические свойства Nord 1500 «Griffon II» Экипаж   1 Размах крыла, м   8.12 Длина, м   15.72 Высота, м   4.00 Площадь крыла, м2   32.00 Масса, кг - пустого самолета   4350 - обычная взлетная   6900 - наибольшая взлетная   7065 Тип двигателя   1 ТРД SNECMA Atar 101Е-3 Тяга, кН   1 х 34.32 Наибольшая скорость , км/ч   2336 (М=2.19) Крейсерская скорость, км/ч   970 Практическая дальность, км   750 Скороподъемность, м/мин   3000 Практический потолок, м   18000