Экспериментальный самолёт Dassault Balzac V (Франция)

Во Франции ведущая самолетостроительная компания «Dassault», изучая возможность безаэродромной эксплуатации собственных истребителей «Mirage», начала в конце 1950-х годов исследования варианта истребителя с вертикальным взлетом и посадкой. Достижение таких способностей должно было обеспечиваться установкой на самолет доп подъемных движков и струйной системы управления. Экспериментальный СВВП Dassault Balzac V был построен по заказу ВВС Франции и представлял собой летающий щит, созданный для исследовательских работ на разных режимах полёта комбинированной силовой установки, также для исследовательских работ черт стойкости и маневренности. Самолёт Dassault Balzac V являлся модификацией известного истребителя-бомбардировщика «Mirage IIIE» и отличался силовой установкой, системой управления, конструкцией и размерами фюзеляжа.

Разработка Dassault Balzac V была начата в апреле 1961 г., в январе 1962 г. началась постройка самолёта, а в июле 1962 г. состоялись 1-ые тесты и тесты на привязи. Для наземных испытаний была построена особая телега, на которой устанавливался самолёт и которая могла употребляться для его транспортировки. Под телегой могли устанавливаться железные плиты для защиты ВПП от струй газов подъемных движков. 1-ый свободный полёт Dassault Balzac V сделал 12 октября 1962 г. (летчик-испытатель Рене Биганд), а 18 марта 1963 г. выполнил полный переход от вертикального режима полета к горизонтальному, летая с неубирающимся шасси. Позднее самолёт Dassault Balzac V был обеспечен убирающимся шасси и катапультным креслом, и тесты были продолжены, но 10 января 1964 г. на 125-м полете на режиме висения на высоте 100 м при проверке боковой стойкости самолёт потерпел трагедию из-за поперечной неустойчивости треугольного крыла и утраты тяги подъемных ТРД, что привело к временной потере управления. Самолёт начал падать, у земли накренился на 90° и перевернулся, лётчик не успел катапультироваться и умер. Самолёт был отремонтирован, и в феврале 1965 г. лётные тесты были продолжены, но 8 сентября 1965 г. при полёте на режиме висения на высоте 50 м самолёт растерял управление и свалился, лётчик успел катапультироваться, но парашют не открылся и лётчик умер.

Самолёт Dassault Balzac V представляет собой моноплан с треугольным крылом, комбинированной силовой установкой, состоящей из 1-го маршевого и восьми подъемных ТРД, и трехопорным шасси. Фюзеляж монококовой конструкции, имеет огромное поперечное сечение, что обосновано установкой в его центральной части восьми ТРД, создающих вертикальную тягу. В миделевом сечении высота фюзеляжа добивается 1,45 м, ширина 1,76 м. В фюзеляже располагаются сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное управление, кабина летчика, радиоотсек, отсек испытательного оборудования, стойка фронтального шасси, 1-ый отсек подъемных движков, стойки главного шасси, топливный бак, 2-ой отсек подъемных движков, маршевый движок и сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное и путное управление.

Кабина лётчика имеет обыденную сборку, с доп рычагом управления тягой подъемных движков, размещенным с левой стороны сидения. Кабина не герметизирована, предвидено кислородное оборудование. Катапультное сидение летчика Мартин Бейкер АМ6 ракетного типа вполне автоматизировано. Крыло малого удлинения, треугольной формы в плане. Носок имеет значительную кривизну на концах крыла, уменьшающуюся к корневой части. По полуразмаху крыла имеются пропилы. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. На концах крыла снизу размещены струйные рули, обеспечивающие поперечное управление; система трубопроводов, питающих их сжатым воздухом, проходит вдоль носка крыла. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов, расположенных по всему размаху. Оперение вертикальное, стреловидное, с рулем направления. Шасси трехопорное, убирающееся, спроектировано компанией «Месье» и создано для обеспечения взлета с неподготовленных площадок. Носовое колесо и сдвоенные колеса главного шасси снабжены пневматиками низкого давления. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Рессоры шасси рассчитаны на вертикальную посадку со скоростью 3,6 м/с.

Силовая установка комбинированная, состоит из 1-го маршевого и восьми подъемных движков. Маршевый ТРД Bristol Siddeley Orpheus BOr3 установлен в хвостовой части фюзеляжа и соединяется с воздухопоглотителями Y-образ- ным воздухопроводом. Воздухопоглотители нерегулируемые с 2-мя центральными полуконусами. Маршевый движок запускается на земле сжатым воздухом, после пуска от него отбирается сжатый воздух для пуска подъемных движков. На режиме висения и на переходных режимах вертикальная тяга создается восемью ТРД Rolls-Royce RB108-1A. Движки расположены за кабиной по два в 4 отсеках и наклонены под углом 7° к вертикальной оси и на угол 6° относительно продольной плоскости самолета (соплами вовнутрь). ТРД RB.108 имеет осевой восьмиступенчатый компрессор, двухступенчатую турбину и кольцевую камеру сжигания, отличается высочайшим удельным расходом горючего 1,06 кг/кгч.

Любая пара подъемных ТРД имеет общий воздухозаборник в виде ковша, позволяющий использовать давление высокоскоростного напора набегающего потока воздуха для пуска подъемных движков в случае отказа маршевого мотора, и общий лючок под фюзеляжем для реактивных сопел ТРД со щитком, который во время перехода к вертикальной посадке вызывает разрежение на срезе сопла. Благодаря этому даже на маленький скорости энергия потока воздуха, проходящего через подъемные движки, достаточна для раскрутки движков. Для роста протока воздуха, нужного для ТРД после пуска, воздухопоглотители сверху имеют открывающиеся створки жалюзи, которые запираются в горизонтальном полете.

Для подъемных движков была разработана новенькая сопловая система, обеспечивающая эксплуатацию с неподготовленных площадок без специального покрытия. Струя газов должна отклоняться при разбеге и пробеге вспять, а вниз струя ориентирована исключительно в течение нескольких секунд в момент отрыва самолета, что предутверждает разрушение ВПП.

Горючее располагается в 6 баках. 1-ые два находятся за воздухопоглотителями (меж воздухопроводами и обшивкой), последующие два – в крыле и еще два – в фюзеляже (по обе стороны воздухопровода и над колесами головного шасси). Два последних топливных бака созданы для питания подъемных движков в случае выхода из строя основной топливной системы. Подача горючего к подъемным ТРД осуществляется при помощи основной топливной системы низкого давления с 2-мя помпами, установленными в расходном баке. Подъемные ТРД снабжаются топливом от основной системы; включающей в себя три турбонасоса, приводимые сжатым воздухом, который отбирается от системы струйного управления. Маршевый движок, расположенный сзади, имеет свою топливную систему высочайшего давления.

Управление. В горизонтальном полете употребляется обыденное самолетное управление при помощи аэродинамических рулей. На режиме висения и большей части переходных режимов управление обеспечивается при помощи струйных рулей, в которые подается сжатый воздух от компрессоров работающих подъемных движков. Струйные рули управляются средством обыденных органов управления в кабине (педали и ручка управления). Продольное и поперечное управления имеют жесткую проводку, в цепь которой заходит имитатор нагрузок на ручку, электротриммер, вспомогательное сервоуправление, гидроустройство для компенсации инерционных моментов и трения. Путное управление осуществляется средством тросовой проводки в фюзеляже и жестких тяг в киле, в цепь путного управления включена электрогидравлическая система. Система струйного управления отличается большой сложностью: цепь продольного управления имеет четыре воздухопровода, по которым сжатый воздух подается в два фронтальных и два задних сопла. В цепи поперечного управления имеются четыре воздухопровода и четыре сопла, расположенных по два под крыльями, в цепи путного управления – два воздухопровода и по одному соплу с каждой стороны задней части фюзеляжа.

Свойства самолёта Dassault Balzac V Размеры: размах крыла 7,32 м длина самолета 13,1м площадь крыла 27,2 м2 Движки: маршевый 1 ТРД Bristol Siddeley Orpheus BOr3 подъемные 8 ТРД Rolls-Royce RB108-1A суммарная тяга 8000 (8x1000) кгс Массы и нагрузки: взлетная 7000 кг пустого самолета 4900 кг припас горючего 1650 л тяговооруженность при вертикальном взлете 1,14 нагрузка на крыло 257 кг/м2 наибольшая скорость соответствует числу М = 0,9