Экспериментальный самолёт North American X-15 (США)

В июне 1954 г., в США были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолётам для галлактических исследовательских работ. Эти требования касались заморочек аэродинамики в спектре скоростей до M=7,0, стойкости и маневренности, конструкции планера и его оборудования, движков, также психофизиологических качеств галлактических полётов. В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в итоге которого в 1955 г. создание самолёта было доверено фирме «North American» в кооперации с двигателестроительной компанией «Reaction Motors». Строительству и облёту опытнейшего эталона предшествовали не только лишь обыденные аэродинамические и прочностные тесты, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в спектре чисел Маха 0,6-7,0) и особая подготовка пилотов. Будущие пилоты самолёта North American X-15 должны были выполнить 2000 «полётов» на тренажере, пройти тесты на центрифуге, в критериях больших и низких температур среды, малых давлений и в состоянии невесомости (тесты в критериях невесомости проводились на транспортном самолёте).

1-ый из трёх опытнейших образцов North American X-15A был в первый раз показан на публике 15.10.1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен 1-ый полёт X-15A на подвеске подходящим образом переоборудованного самолёта «Боинг» В-52А (для испытаний 3-х самолётов X-15A были готовы два В-52), а 8 июня были предприняты отделение X-15A от самолёта-носителя и его следующий планирующий полёт. Испытание прошло удачно: самолёт X-15 сделал полёт со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на деньке высохшего соленого озера, находящегося на местности авиационной базы им. Эдвардса в Калифорнии. 1-ый полёт с работающим движком (на втором опытнейшем образчике) был совершен 17.9.1959 г. Во время третьего полёта этого самолёта (6 ноября) в одной из камер мотора прогремел взрыв. Во время принужденной посадки самолет потерпел трагедию. Полеты (на первом опытнейшем образчике) были продолжены 4.02.1960 г. (3-ий был облетан 20.12.1961 г.). Во время испытаний самолёт достигнул последующих рекордных скоростей и высот полета: – 4.08.1960 г. скорость 3514 км/ч; 12.08.1960 г. высота 41 605 м; – 7.03.1961 г. скорость 4264 км/ч; 31.03.1961 г. высота 50300 м; – 21.04.1961 г. скорость 5033 км/ч; 12.09.1961 г. скорость 5832 км/ч; – 9.11.1961 г. скорость 6548 км/ч; 30.04.1962 г. высота 77 720 м; – 17.07.1962 г. высота 95 935 м; 22.08.1963 г. высота 107 906 м.

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытнейшего эталона. Самолёт был обустроен 2-мя доп топливными баками и получил новое обозначение X-15A-2. 1-ый (планирующий) полёт на нем был совершен 28.6.1964 г. с пустыми баками, а 1-ый полёт с заправленными баками и работающим движком осуществлен только в ноябре 1965 г. Во время испытаний этого макета два раза были достигнуты рекордные скорости: – 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч; – 3 октября 1967 г. M = 6,72. Программка исследовательских работ была завершена 20.2.1968 г. после выполнения 191 полета на всех 3-х опытнейших образчиках. Все три пилота-испытателя получили такие же заслуги, как и южноамериканские астронавты. Первым заслугу получил Р. Уайт (за полет 17.07.1962 г.), потом Р. Рашворт (27.06.1963 г., высота 95 300 м) и Дж. Уолкер (за полет 22.08.1963 г.).

Самолет North American X-15 представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную округленную (радиусом ~ 6 мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку шириной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах. Крыло выполнено без кручения, а угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки. Система управления - комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая). Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзеляжный). Каждый киль имеет недвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески North American X-15 под самолётом-носителем и отбрасывается перед посадкой. Недвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой продуктивности. В случае отличия щитков на угол 90° при полете с M=2 на высоте 18 000 м тормозная сила добивается значения 53,94 кН (5500 кГ), а на высоте 46 000 м при M=5,0 ее значение составляет 9,81 кН (1000 кГ).

Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и конусновидный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные свойства самолета при полетах на высоте выше 36 000 м. Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и вооружена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (4 сопла управления наклоном) и в фронтальной части фюзеляжа (2 сопла управления по тангажу и 2 управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу ~44,5 даН (45,4 кГ), а по наклону ~ 17,8 даН (18,2 кГ). В целях роста безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы. Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо: аэродинамической - при помощи обыкновенной ручки управления и педалей, а реактивной - 2-мя расположенными по краям кабины рычагами.

Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса с округлым сечением; в ней располагается кабина пилота с цельным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из 2-ух пластинок шириной 9,5 и 6,4 мм. Стекла разбиты меж собой воздушным местом. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь раскрывается вверх-назад. Кабина вооружена катапультируемым сидением с 2-мя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия огромного динамического давления. Пилот делает полет в высотном скафандре, сделанном из пятислойной ткани, покрытой дюралевой краской. В случае трагедии на огромных высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы играет роль капсулы. После чего пилот совершает обыденное катапультирование. Носовая часть фюзеляжа второго опытнейшего эталона поначалу имела заостренный фронтальный обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в итоге проведенной модификации всем самолетам были приданы «тупые носы», более оправданные при полетах с большенными скоростями.

Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены 2-мя боковыми гаргротами. Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и движком. В боковых гаргротах находятся проводка, некие элементы оборудования и ниши уборки основных стоек шасси. Шасси – трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка - со спаренными колесами, главные - со железными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для передвижения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной телеге.

Основной целью проводившихся на North American X-15 тестов являлось исследование критерий полёта на огромных скоростях в верхних слоях земной атмосферы, и сначала исследование воздействия огромных скоростей и больших температур на конструкцию планера и механические характеристики материалов, оценка надежности контрольно-измерительной аппаратуры, маневренности самолета, связи с контрольными пт, реакции человека на состояние невесомости и перегрузок при возвращении на землю и т.п. Все это определило применение различного оборудования и специальной конструкции планера самолёта. Контрольно-измерительная аппаратура самолёта (массой около 600 кг) насчитывала 650 сенсоров температуры, 104 сенсора аэродинамических сил и 140 сенсоров давления, регистратор показаний 15 устройств кабины пилота, регистратор физиологических измерений и т.д. Все измеряемые данные средством телеметрии передавались на землю.

Для обеспечения работоспособности конструкции в критериях аэродинамического нагрева планер был выполнен из нержавейки, сплавов никеля, титана и других жаропрочных материалов. Наибольшее применение отыскал сплав инконель-Х, сохраняющий свои прочностные свойства до температуры 590°С. Из него были выполнены обшивка, лонжероны крыла и переборки снутри баков, также толстые носки крыла и оперения. Соответствующей особенностью планера North American X-15 является обширное применение сварки. Этим способом выполнено около 65% всех соединений. Для наилучшего теплоотвода с поверхности самолет покрашен специальной темной силиконовой краской, которая краткосрочно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С. Самолёт рассчитан на семикратные перегрузки (выполнение маневров в атмосфере допускается с перегрузкой 4).

На первом опытнейшем образчике North American X-15 (№2) были опробованы (в различных полетах) два четырехкамерных ракетных мотора на водянистом горючем конторы «Reaction Motors» XLR-11 тягой 35,59 кН x 4 (3629 кГ x 4). На последующих 2-ух опытнейших образчиках уже устанавливались однокамерные движки (XLR99-RM-1 – на одном и XLR99-RM-2-Ha другом). На высоте 13 700 м однокамерный движок развивал наивысшую тягу 253,55 кН (25 855 кГ); он имел спектр регулирования тяги от 102,31 кН (10 433 кГ) до 266,90 кН (27 216 кГ). Движок XLR-11 работал на спирте и водянистом кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а движок XLR99-RM-l/2-Ha аммиаке и водянистом кислороде. Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытнейшем образчике Х-15А-2 была дополнена 2-мя навесноыми баками (длиной 6,70 м и поперечником 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода).

Заправка топливом осуществляется перед стартом North American X-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы мотора горючее поначалу расходуется из навесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах. Внедрение доп топливных баков позволило прирастить время работы мотора с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) употребляются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые размещаются за кабиной пилота. Не считая баков аммиака, водянистого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом мотора в опытнейшем образчике Х-15А-2) расположены баллоны со сжатым гелием, применяемым для наддува топливных баков, продувки мотора и аварийного слива горючего, и водянистым азотом, применяемым в охлаждающей системе кабины.

Тактико-технические свойства North American X-15 Экипаж   1 Размах крыла, м   6.71 Длина, м   15.24 Высота, м   4.12 Площадь крыла, м2   18.58 Масса, кг - пустого самолета   6350 - наибольшая взлетная   15422 Тип двигателя   1 РД Reaction Motors (Thiokol) XLR99-RM-2 Тяга,кгс   1 х 25855 Наибольшая скорость , км/ч   6600 Динамический потолок, м   95900