Экспериментальный самолёт Bristol T.188 (Великобритания)

В 1955 г. в Англии была образована комиссия для координации работ над сверхзвуковым самолётом. После пары лет исследовательских работ был изготовлен вывод о необходимости разработки самолёта со скоростью приблизительно M=2. Для самолёта была принята схема «бесхвостка» с треугольным крылом. Из нескольких подготовительных проектов был избран BAC.223, разработанный в 1960 г. компанией «Bristol», являющейся одним из отделений концерна ВАС. В целях проведения нужных аэродинамических исследовательских работ в это время была начата разработка экспериментальных самолётов: сверхзвукового Bristol T.188 и дозвукового HP.115 компании «Handley Page». Несколько позднее развернулись работы и над сверхзвуковым пассажирским самолетом BAC.221. 1-ые два самолёта предназначались для исследования явлений, сопутствующих строго определенным скоростям, а 3-ий - для определения параметров оживального крыла как более подходящего для пассажирского самолёта.

1-ые данные о самолёте Bristol T.188 были размещены в октябре 1958 г., модель была показана в 1960 г., 1-ый опытнейший эталон был построен в 1961 г., а его облёт совершен 14 апреля 1962 г. В общей трудности были построены два опытнейших эталона (2-ой облетан 29.04.1963 г.). Программка разработки самолета включала исследования (на ракетных моделях) вибраций крыла с двигательными гондолами. Информация о результатах таких лётных испытаний в широком спектре скоростей телеметрически передавалась на землю. Самолёт предназначался в главном для исследования аэродинамического нагрева, работы турбореактивных движков, их воздухопоглотителей и воздушных каналов при огромных сверхзвуковых скоростях полета.

Самолёт Bristol T.188 представляет собой построенный по традиционной схеме среднеплан, имеющий прямое крыло с относительной шириной 4% и переменной кривизной фронтальной кромки. Угол стреловидности фронтальной кромки меняется от 9° (на участках крыла меж гондолами и фюзеляжем) до 38° (за гондолами) и 64° (в концевых частях). Для улучшения обтекания участков крыла, находящихся меж гондолами и фюзеляжем, передняя кромка дополнительно изломлена методом значимого ее выдвижения вперед. Как демонстрируют исследования в аэродинамической трубе, применение фронтальной кромки такового типа на прямом крыле позволяет получить отличные аэродинамические свойства в области околозвуковых скоростей и маленькое волновое сопротивление при полете со сверхзвуковыми скоростями. Крыло обустроено закрылками (меж гондолами) и элеронами с роговой компенсацией. Последние можно рассматривать как комбинацию концевых элеронов (вращательно закрепленных концов крыла) с обыкновенными закрылками. Такое конструктивное решение обеспечивает высшую продуктивность управления во всем спектре рабочих скоростей и малые управляющие усилия.

Система управления элеронами обладает передаточным отношением, обеспечивающим отклонение элеронов в спектре ±12,5° при малых скоростях (до М=0,3) и постепенное уменьшение угла до ±4,8° при возрастании скорости полета до крейсерской. Подобная система управления с регулируемым передаточным отношением применена в каналах рыскания и тангажа (от +25 до +1,5°). Хвостовое оперение выполнено по Т-образной схеме с управляемым стабилизатором. Фюзеляж огромного удлинения с округлой формой поперечного сечения позволяет расположить пилота в сидящем положении, а колеса основных стоек шасси - в вертикальном положении. В хвостовой части фюзеляжа размещены два тормозных щитка, а в его конце - контейнер с парашютом. Шасси трехстоечное. Передняя стойка - со спаренными колесами - убирается вперед, главные - с одинарными - в консоли крыла (стойки) и в фюзеляж (колеса). Во время убирания основных стоек шасси колеса поворачиваются относительно стойки на 90°. Планер самолёта практически стопроцентно выполнен из нержавейки с применением клепки и сварки. На некоторых участках ввиду неравномерного расширения внешних (под воздействием аэродинамического нагрева) и внутренних (охлаждаемых топливом) частей конструкции применены легкие сплавы. Стены лонжеронов выполнены из гофрированной стали.

На самолёте Bristol T.188 употребляются два турбореактивных мотора «Gyron Junior» DGJ.10R конторы «Бристоль-Сиддли» тягой 44,47 кН (4535 кГ) каждый. Внедрение форсажной камеры, работающей при температуре 2000 К, позволяет прирастить тягу до 62,27 кН (6350 кГ). При полете со скоростью М=2,5 на высоте 12000 м тяга форсированного мотора составляет 88,26 кН (9000 кГ). Движки расположены в цилиндрических гондолах (поперечником ~ 1,2 м) с регулируемыми лобовыми воздухопоглотителями и впускными и выпускными створками. Обоюдное размещение воздухопоглотителей и заостренной носовой части фюзеляжа таково, что система косых скачков уплотнения оказывается хорошей при огромных сверхзвуковых скоростях полета. Существенное выдвижение фронтальных частей гондол вперед по сопоставлению с фронтальной кромкой крыла, также внедрение составной схемы конструкции с отдельными секциями длиной около 1,5 м позволяют просто подменять воздухопоглотители, а в перспективе даже и движки (зависимо от результатов испытаний).

Тактико-технические свойства Bristol T.188 Экипаж, чел   1 Размах крыла, м   10.69 Длина, м   21.64 Высота, м   4.06 Площадь крыла, м2   36.79 Масса, кг - пустого самолета   12701 - обычная взлетная   17022 Тип двигателя   2 ТРД De Havilland Gyron Junior DGJ.10 Тяга нефорсированная, кгс   2 х 6350 Наибольшая скорость , км/ч   2010 (M=1.88) Практическая дальность, км   500