СВВП BALZAC

 

Во второй половине 50-х годов XX века французский генеральный штаб начал прорабатывать вопросы использования своих вооруженных сил в условиях ядер­ной войны. Наиболее сложным вопросом было сохранение потенциала истреби­тельной авиации, которая считалась ос­новой противовоздушной обороны стра­ны. У специалистов не вызывало сомне­ния, что все стационарные аэродромы будут уничтожены в первые минуты на­падения, и даже исправные перехватчи­ки, если таковые останутся, уже не смо­гут подняться в воздух. Исходя из этого, французский генштаб разработал страте­гию рассредоточения боевых сил авиации по небольшим скрытым полевым аэро­дромам в период угрозы нападения.

У самолетов с поршневыми двигателя­ми такое рассредоточение не вызывало больших затруднений. Их взлетно-посадочные характеристики позволяли базиро­ваться даже на неподготовленных пло­щадках. Например, у французского истре­бителя времен Второй мировой войны «Девуатин 520» взлетная дистанция рав­нялась всего 320 метрам. Однако новое поколение самолетов с реактивными дви­гателями требовало уже капитальных аэродромов. Даже у не самого современ­ного истребителя того периода «Мист­раль» (французский вариант английского VAMPIRE) разбег составлял 650 м, а у ис­требителя MYSTERE IV— целых 1300 м.

Такое существенное различие было вызвано увеличением нагрузки на кры­ло почти в два раза (у «Девуатина» — 175 кг/м2, а у MYSTERE — 246 кг/м2) и, как следствие, ростом скорости отрыва от ВПП. Таким образом, проблема размеще­ния реактивных истребителей на непод­готовленных площадках требовала серь­езных исследований и финансовых затрат.

Наиболее простым решением этой проблемы стало принятие на вооруже­ние ВВС Франции полевой пневматичес­кой катапульты для самолетов. Она представляла собой ферменную конст­рукцию длиной 67,5 м и шириной в ра­бочей части 3,12 м. Катапульта собира­лась из пяти секций в течение трех ча­сов. Ее разгонные характеристики рас­считывались под истребители «SE Мис­траль». Теоретически за пять минут она могла выпустить пять самолетов, разго­няя их до скорости 270 км/ч.

Одновременно с принятием на воору­жение катапульты проводились любо­пытные эксперименты по взлету истре­бителей «Мистраль» с рельсового пути. Рельсы имели продольные желобки, в которых прокладывался пеньковый ка­нат. Самолет скользил по рельсам на двух профилированных лыжах, оборудо­ванных небольшими емкостями с керо­сином. Во время движения керосин сма­чивал канат, снижая тем самым трение.

Замеры во время летных испытаний по­казали, что у пары «лыжа — рельс» ко­эффициент трения оказался в три раза ниже, чем у пары «колесо — «бетонка».

Если вопросы, связанные со взлетом, были более или менее проработаны, то проблемы посадки реактивного самолета на неподготовленную площадку остава­лись пока нерешенными. Такие экзотичес­кие способы, как посадка с резким тормо­жением за счет тросового аэрофинишера и с дальнейшим падением самолета на резиновые цилиндрические подушки, угрожали не только целостности конструк­ции, но и здоровью летчика. Хотя испыта­ния такой системы прошли успешно, она никогда не рассматривалась всерьез.

Шло время, и основной истребитель французских ВВС «Мистраль» устаре­вал. С ним ушли в прошлое и все разра­ботки, касающиеся взлета и посадки.

С появлением более современных само­летов все пришлось начинать сначала. Видя, что приспособлением наземных средств под конкретные самолеты проб­лему решить не удается, в генеральном штабе решили, что для этого нужен спе­циальный «безаэродромный» самолет. За разработку такой машины взялась фирма SNCASE. В 1953 году она постро­ила экспериментальный истребитель SE5000 «Браудер», который взлетал при помощи отделяемой колесной тележки и садился на выпускаемые лыжи. Интерес­ной особенностью машины была возмож­ность взлета с лыж. Короткий пробег пос­ле посадки обеспечивался сильным тре­нием лыж о грунт, при этом концы лыж специально разводились в стороны. Од­нако авиация уже вступила в эру сверх­звуковых скоростей, и доведение дозвуко­вого «Браудера» прекратили в 1955 году. После неудачи с тележкой и лыжами министерством авиации Франции были разработаны и разосланы по авиацион­ным фирмам требования к реактивному сверхзвуковому истребителю-бомбарди­ровщику со взлетной дистанцией 150 м и максимальной скоростью, соответствую­щей числу М=2. Эти абсолютно несовме­стимые, мало того, фантастические циф­ры заставили специалистов задуматься о вертикально взлетающем самолете.

Конструкторы фирмы Dassault остано­вились на двух схемах самолета верти­кального взлета и посадки. По первой схеме предполагалось использовать в качестве силовой установки один мощный двигатель с изменяемым направле­нием вектора тяги (вперед или вверх). По второй схеме для создания подъемной силы во время взлета и посадки наме­ревались использовать несколько верти­кально расположенных небольших и очень простых дополнительных ТРД.

Прообразом двигателя первого типа являлся ТРД Бристоль BS.53 «Пегас» с очень большим коэффициентом двухконтурности. Половина тяги двигателя создавалась потоком горячих газов пос­ле турбины, выходящих через два зад­них выхлопных сопла, а вторая полови­на тяги создавалась потоком холодного воздуха, вытекающего из компрессора низкого давления через два передних выхлопных сопла. Четыре сопла колен­чатой формы с решетками направляю­щих лопаток могли поворачиваться, что и позволяло отклонять вектор тяги.

Примером двигателя для самолета второй схемы, используемого только для создания подъемной силы, служил ROLLS-ROYCE RB.108. Это был компакт­ный, небольшой, очень простой конст­рукции ТРД с тягой около 1000 кгс, рас­считанный только на малые скорости и высоты полета. При создании СВВП по второй схеме могла быть достигнута зна­чительная экономия его массы (а следо­вательно, и стоимости); масса двигате­ля составляет всего 1/16 развиваемой тяги, в то время как это отношение у ТРД, используемых при всех скоростях и вы­сотах, достигало приблизительно 1/6.

Специализированные малогабарит­ные подъемные двигатели, устанавлива­емые на СВВП, должны были использо­ваться только во время взлета и посад­ки подобно шасси или закрылкам. Исхо­дя из того, что максимальная взлетная масса вертикально взлетающего само­лета была строго ограничена, требова­лась жесткая экономия массы как кон­струкции планера, так и запаса топлива, необходимого для боевого вылета. При этом масса конструкции не могла слу­жить критерием выбора оптимальной схемы вертикального взлета. Независи­мо от типа системы — с отклонением вектора тяги или система с раздельны­ми двигателями,—общая масса сило­вой установки самолета оказывалась приблизительно одинаковой.

Расчеты показали, что масса двигате­ля с отклоняемым вектором тяги и суммар­ная масса маршевого и подъемных двига­телей сопоставимы, причем вторая систе­ма даже имеет некоторое преимущество. Схема самолета с силовой установкой, состоящей из одного двигателя, очень стесняла конструкторов. Дело в том, что прежде чем располагать двигатель вбли­зи центра тяжести самолета, необходимо было решить трудную задачу размещения топлива, вооружения и бортовых систем, масса которых изменялась в полете. К тому же турбореактивный двигатель с тягой, превышающей взлетный вес само­лета, не мог быть оптимальным как на взлетном, так и на крейсерском режимах.

Расчеты показывали, что у однорежимного двигателя расход топлива будет на 30 процентов меньше. В единственном в то время двухрежимном двигателе BS.53 «Пегас» с большим коэффициентом двухконтурности «холодная» струя из двух передних сопел создавала примерно по­ловину тяги двигателя. Скорость истече­ния «холодной» струи была слишком мала (вследствие низкой температуры) для того, чтобы создавать достаточную тягу для преодоления звукового барьера. Кроме этого, очень трудно было спроек­тировать единый воздухозаборник, опти­мальный для полетов как на дозвуке, так и с числом М, близким к двум единицам.

У СВВП со специализированным мар­шевым и небольшими подъемными ТРД можно было установить воздухозаборни­ки двух типов — для маршевого двига­теля и подъемных двигателей. Площадь выходного сечения сопла маршевого двигателя можно было сделать равной площади сечения заднего среза фюзе­ляжа, что существенно снижало донное сопротивление самолета, являющееся самой большой частью сопротивления самолета в сверхзвуковом полете.

Вертикально взлетающий самолет с универсальной силовой установкой, состо­ящей из единственного мощного двигате­ля, проигрывал в этом смысле, так как большое сужение хвостовой части фюзе­ляжа являлось причиной значительного донного сопротивления и, кроме того, об­текатели поворотных сопел сами по себе являлись дополнительным источником со­противления. При эксплуатации также предпочтительнее было использовать раз­дельные двигатели: летчику удобнее, ког­да разделены параметры подъемной силы и тяги, а обслуживающему составу легче снимать и обслуживать небольшие двига­тели массой до 200 кг, в то время как для обслуживания большого двигателя с от­клоняемым вектором тяги, расположенно­го в центре тяжести самолета, подчас тре­бовался демонтаж важных элементов кон­струкции и проводки управления.

Еще один важный вопрос, изучавший­ся инженерами фирмы Dassault, — на­дежность двигателей и возможность их отказа. Дело в том, что для вертикально взлетающего летательного аппарата при взлете должна была обеспечиваться, по меньшей мере, такая же безопасность, как для классического самолета с одним двигателем. У обычного самолета при от­казе двигателя не исчезает подъемная сила, а его система управления сохра­няет работоспособность. Машина с не­работающим двигателем будет иметь оп­ределенную скорость снижения, от ве­личины которой зависит, сможет она со­вершить нормальную или аварийную посадку. Во всех случаях сохраняется управляемость, что позволяет летчику в благоприятных условиях катапультиро­ваться и спастись.

Для СВВП с единственным универ­сальным двигателем его отказ при взле­те приведет к полной потере подъемной силы и управляемости, так как для управления требуется подача сжатого воздуха от компрессора двигателя. При этом гибель самолета становится неиз­бежной. Более того, поскольку во время падения такого самолета управлять его положением в пространстве невозможно, не гарантируется спасение летчика. Свободное падение характеризуется быстро возрастающей скоростью, и даже при строго горизонтальном положении фюзеляжа отсутствует гарантия сраба­тывания катапультируемого кресла.

Если же на самолете подъемная сила создается восемью двигателями, то отказ одного из них приведет к потере только 1/8 подъемной силы. При этом полностью сохраняется работоспособность реактив­ной системы управления, а семь работа­ющих двигателей компенсируют потерю тяги отказавшего двигателя. Момент, вы­званный асимметрией подъемной силы, может компенсироваться реактивной си­стемой управления или выключением двигателя, симметрично расположенно­го относительно центра тяжести самоле­та с одновременным увеличением тяги работающих подъемных двигателей. При этом всегда остается возможность при отказе подъемного двигателя в первые секунды взлета (до высоты менее 5 м) благополучно посадить самолет.

Если же авария произойдет позднее, то может быть осуществлен переход в горизонтальный полет с использовани­ем форсажа маршевого двигателя. Кро­ме того, схема с раздельными двигате­лями повышает безопасность в случае отказа в полете двигателя, создающего тягу. Ведь в таком случае всегда можно повторно включить в полете подъемные двигатели и осуществить вертикальную посадку на подходящую площадку.

Фирма Dassault сначала разрабатыва­ла два различных СВВП: первый — MD.610 «Кавальер» с двигателем «Пе­гас» и MIRAGE V (читать «вэ», а не «пять») — с отдельными подъемными двигателями. Взвесив все «за» и «про­тив», инженеры Марселя Дассо остано­вились на проекте MIRAGE V.

Убедив заказчика в правильности сво­его решения, фирма Dassault получила заказ на два опытных экземпляра СВВП MIRAGE V. Для такого самолета требо­валось восемь двигателей для создания подъемной силы с тягой по 2500 кгс каж­дый и маршевый двигатель для созда­ния горизонтальной тяги величиной око­ло 9000 кгс. В тот период такие двигатели еще только разрабатывались — пер­вые фирмой Rolls-Royce, и вторые — фирмой SNECMA; выпуск и тех и других планировался только к началу 1964 года. Чтобы использовать появившийся резерв времени для изучения боевого вертикально взлетающего самолета, французское министерство авиации в феврале 1961 года заказало фирме Dassault экспериментальный самолет BALZAC V, который предполагалось оснастить имевшимися в то время подъемными двигателями ROLLS-ROYCE RB.108, уже применявшимися на экспериментальном самолете «Шорт SC.1». Чтобы можно было практически использовать большую часть результатов летных испытаний, само­лет BALZAC V специально проектиро­вался как летающая модель самолета MIRAGE V. Тяга двигателей RB.108, со­ставлявшая около 1000 кгс, определи­ла масштаб подобия.

По массе и тяге двигателей самолет BALZAC представлял собой модель, вы­полненную в масштабе 1:2. Самолет соз­давался в сотрудничестве с фирмой «Зюйд Авиасьон» по плану, который в конце концов должен привести к разра­ботке самолета MIRAGE V. На фирму Dassault, являвшуюся основным подряд­чиком, была возложена детальная разработка проекта. Фирма «Зюйд Авиасьон» взяла на себя проектирование и изготов­ление фюзеляжа, в то время как фирма Dassault была ответственной за создание крыла и вертикального оперения.

Некоторые части конструкции самоле­та BALZAC были использованы от пер­вого MIRAGE III-001. Что касается сис­темы реактивного управления, то ее спроектировали и изготовили на фирме SNECMA. Первые конструктивные раз­работки начались в апреле 1961 года.

На испытания в аэродинамических тру­бах пришлось затратить около двух лет, но таким образом были получены все необхо­димые данные о потребной тяге вертикаль­ного взлета, а также о технике пилотирова­ния на режиме висения и переходном ре­жиме полета. Впоследствии эти данные были использованы при создании специ­альной установки, моделирующей самолет. С ее помощью переходный режим полета изучили еще за несколько месяцев до лет­ных испытаний, что позволило осуществить регулировку органов управления.

Во время летных испытаний их эф­фективность и надежность подтверди­лись, а объем работ по доводке и сроки их проведения на самом самолете были значительно сокращены. Данные по особенностям установки подъемных двигателей были получены в результа­те исследований в аэродинамической трубе. Продувочный стенд представлял собой полумодель самолета BALZAC в натуральную величину с четырьмя на­стоящими двигателями. Крепилась она к стенке рабочей части аэродинамичес­кой трубы фирмы Rolls-Royce. С помо­щью этого стенда была определена оптимальная конфигурация воздухозаборников и практически доказана воз­можность повторного запуска двигате­лей в полете.

В январе 1962 года началась сборка планера. Опытный образец самолета полностью закончили в мае 1962 года, а в июле завершили отладку и опробова­ли подъемные двигатели. В результате первый свободный полет был совершен на два месяца, а летные испытания в пе­реходном режиме провели на четыре ме­сяца раньше сроков, оговоренных в кон­тракте. Это оказалось возможным толь­ко благодаря значительному объему на­земных испытаний различных систем са­молета.

Первый вертикальный взлет самоле­та BALZAC под управлением летчика-ис­пытателя Рене Бигана состоялся в Милан-Вилярош 12 октября 1962 года. Тро­сы, удерживавшие самолет у земли, до­пускали его перемещения только в огра­ниченных пределах, и парение происхо­дило на высоте нескольких метров. Вто­рая попытка была совершена в тот же самый день.

18 октября Биган опробовал машину на режиме висения. 25 октября машина находилась в воздухе более двух минут. 6 ноября BALZAC продемонстрировали прессе. После этого самолет был на­правлен на завод для установки убира­ющегося шасси, тормозного парашюта и подфюзеляжного киля. Первого марта 1963 года Биган совершил несколько подлетов, а на следующий день — обыч­ные взлет и посадку.

18 марта был успешно опробован пе­реходный режим. BALZAC взлетел вер­тикально, после чего горизонтальная скорость самолета постепенно росла до величины, при которой подъемная сила полностью создавалась крылом. После этого двигатели для создания подъемной силы были выключены. Полет завершил­ся посадкой с пробегом.

29 марта состоялся первый полет са­молета по полному профилю: вертикаль­ный взлет — переходный режим—дви­жение с выключенными подъемными двигателями — обратный переходный режим — вертикальная посадка.

Вскоре к полетам подключился второй летчик-испытатель фирмы Dassault — Жан-Мари Сагет. Он успешно продемон­стрировал самолет на салоне в Ле-Бурже 1963 года. Тренировка летчика к ра­боте на самолете BALZAC была незначи­тельной. После нескольких тренировок на вертолете, необходимых для ознаком­ления с режимом висения, Бигана не­сколько раз вывезли в Англии на экспе­риментальном самолете «Шорт SC.1», близком по принципу вертикального взлета к самолету BALZAC. В США Биган стажировался на самолете BELL X-14. По мнению Бигана, переучивание летчи­ка на вертикально взлетающие самоле­ты не требовало сложных тренажеров. С его точки зрения, вертикально взлета­ющие самолеты можно сравнить с обыч­ными, оборудованными системой сверх­мощных закрылков.

Стандартный испытательный полет СВВП BALZAC проходил следующим образом. Летчик садился в кабину и за­пускал основной двигатель, создающий горизонтальную тягу. Далее, используя сжатый воздух, отбираемый от компрес­сора этого двигателя или от аэродром­ного источника сжатого воздуха, пилот запускал подъемные двигатели, причем чаще практиковался запуск от аэродром­ного источника сжатого воздуха, так как при этом экономилось топливо. После включения необходимых приборов и их проверки летчик правой рукой (как на вертолете) отклонял на себя рычаг управления подъемными двигателями, и самолет взлетал.

Переходный режим происходил после вертикального набора 30-метровой высо­ты. Для этого маршевый двигатель пере­водился в максимальный режим и убира­лось шасси. Скос потока, обусловленный интенсивной циркуляцией воздуха сквозь самолет при открытых воздухозаборниках подъемных двигателей, вызывал неболь­шой момент тангажа, и в начале переход­ного режима нос самолета немного опус­кался, но с увеличением горизонтальной скорости выравнивался и до скорости 300 км/ч угол продольного наклона маши­ны сохранялся постоянным — около 7°.

При этой скорости подъемные двигатели отключались, а воздухозаборники и сопла подъемных двигателей закрывались, пос­ле чего самолет принимал горизонталь­ное положение.

Переход от горизонтального к верти­кальному режиму протекал следующим образом. При заходе на посадку летчик открывал воздухозаборники и сопла подъемных двигателей, и их компрессо­ры начинали авторотировать. Затем лет­чик включал зажигание и ставил рычаг управления подъемными двигателями в положение «малый газ». Это происходило примерно через минуту после открытия воздухозаборников. В это время самолет еще летел со скоростью около 320 км/ч. Машина постепенно замедлялась до скорости выключения основного двига­теля, при этом летчик постепенно откло­нял на себя рычаг управления подъемны­ми двигателями, и их тяга увеличивалась. При скорости около 150 км/ч самолет за­висал в воздухе — в этом режиме крыло уже практически теряло свою подъем­ную силу, но аэродинамическими руля­ми летчик еще мог пользоваться.

Подлинный режим висения начинал­ся после полного гашения горизонталь­ной скорости. После проверки работы системы реактивного управления летчик постепенно уменьшал тягу подъемных двигателей, и самолет приземлялся. Влияние близости земли оказалось поч­ти незаметным, ее величина составля­ла примерно 2—3 процента тяги.

В ходе испытаний к программе подклю­чались все новые и новые летчики. К на­чалу 1964 года машину освоили пять французских и один американский летчик.

10 января 1964 года в 125-м полете на режиме висения на высоте около 100 метров при проверке работы газовых рулей произошла катастрофа. Самолет из-за поперечной неустойчивости тре­угольного крыла и снижения тяги подъем­ных двигателей временно потерял управ­ление. Машина начала падать, у земли она сначала накренилась на 90 градусов, а затем перевернулась. Летчик-испыта­тель Жак Пинье погиб.

Несмотря на сильные повреждения, BALZAC удалось восстановить, и в фев­рале 1965 года летные испытания возоб­новились. Первый полет отремонтиро­ванный BALZAC совершил 2 февраля. До осени 1965 года BALZAC произвел еще 65 полетов. 8 октября 1965 года опять произошло несчастье. Самолет пилотировал американский летчик-испы­татель майор Филип Нил. Во время ви­сения на высоте 50 м машина потеряла управление и упала. Нил успел катапуль­тироваться, но высоты для раскрытия парашюта не хватило, и он погиб. Само­лет полностью разрушился.