Самолет атм 51 – АТН-51, новый российский штурмовик, технические характеристики, боевое предназначение

newsfromweb.ru

С-51

    В рамках программы по созданию сверхзвукового пассажирского самолета 2 поколения (СПС-2) ЦАГИ и ОКБ Сухого вели совместные разработки проекта межконтинентального сверхзвукового делового самолета (МСДС) XXI века с дальностью полета L=8000 км. Такой МСДС мог бы осуществлять беспосадочные полеты на главных трансатлантических и тихоокеанских маршрутах: Нью-Йорк — Москва, Лондон — Вашингтон, Токио — Сиэтл и т.д. С одной промежуточной посадкой МСДС позволит реализовать полеты практически между двумя любыми столицами мира, обеспечивая даже при одночасовой промежуточной остановке существенную экономию времени по сравнению с дозвуковыми деловыми самолетами.
    Исследования концепции сверхзвуковых пассажирских самолетов — «маленького» (административного) С-21 и «большого» (пассажирского) С-51 начались в ОКБ имени П.О.Сухого в 1989 г по инициативе Генерального конструктора М.П.Симонова. Работы велись под непосредственным руководством заместителя генерального конструктора М.А.Погосяна. С-21 должен был перевозить 5-8, а С-51 — 30-50 человек.
    В деловом административном варианте МСДС предназначается в основном для перевозок высокопоставленных государственных и деловых людей, поэтому особую важность для МСДС приобретают вопросы обеспечения надежности и безопасности полета и комфорта.
    В варианте МСДС с фюзеляжем некруглого поперечного сечения с максимальной шириной 2,8 м могут быть размещены 8-10 пассажиров в классе «люкс» или 27-30 пассажиров в экономическом классе. Обеспечение такой максимальной пассажировместимости существенно расширяет возможности применения МСДС, а следовательно, и рынок его сбыта.
    Так же, как для магистральных сверхзвуковых самолетов, важнейшим требованием, предъявляемым к МСДС, является обеспечение двухрежимности самолета, т.е. возможности выполнения равно-эффективного по дальности полета на сверхзвуковом (Мкр~2) и околозвуковом (М~0,93) крейсерских режимах. Указанное требование продиктовано ограничениями по звуковому удару, разрешающими выполнение сверхзвуковых полетов только над водными пространствами или в коридорах над ненаселенной сушей типа пустынь и полярных областей. Таким образом, некоторые маршруты МСДС могут оказаться комбинированными, включающими дозвуковые участки полета на дальность. Требование двухрежимности оказывает существенное влияние на выбор аэродинамической компоновки СПС-2, и в частности на выбор формы крыла в плане, а также на выбор типа двигателей силовой установки.
    Принципиальным для МСДС является выбор числа двигателей силовой установки. Преимуществом четырехдвигательного варианта МСДС является то, что отказ одного двигателя на взлете может быть практически полностью компенсирован соответствующим форсированием остальных трех двигателей. Возможность форсирования обусловлена обычной для МСДС переразмеренностью двигателей на режимах взлета. Поэтому для МСДС с четырьмя двигателями случай отказа одного двигателя на взлете уже не является расчетным. Точно так же отказ одного двигателя на крейсерском режиме позволит завершить полет на требуемую дальность, так как в этом случае не действуют ограничения на длительность полета с отказом двигателя, которые накладываются на двухдвигательный самолет. Таким образом, четырехдвигательный вариант обеспечивает существенно большую надежность и безопасность полета, что наиболее важно для рассматриваемого трансокеанского МСДС.
    Наиболее эффективным аэродинамическим способом для согласования величин аэродинамического качества на дозвуковом и сверхзвуковом режимах крейсерского полета является выбор соответствующей формы крыла в плане и использование адаптивных элевонов и носков крыла. Рекомендуемое ЦАГИ крыло для МСДС спроектировано таким образом, чтобы обеспечить примерно одинаковые километровые расходы топлива для двух указанных режимов полета. В этом случае изменения полной дальности полета, вызванные временным переходом от сверхзвукового режима полета на дозвуковой и обратно, невелики.
    Выбранное крыло обеспечивает достижение малой разницы между положениями аэродинамического фокуса при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Это позволяет реализовать в схеме «бесхвостка» полет на сверхзвуковом крейсерском режиме с малым запасом продольной статической устойчивости и обеспечить продольную балансировку на этом режиме фактически при нулевых углах отклонения элевонов, а значит, без потерь аэродинамического качества на балансировку.
    При проектировании МСДС следует учитывать, что должны выполняться экологические ограничения по шуму сбоку от ВПП и в пролетной контрольной точке. Можно предполагать, что МСДС должен отвечать требованиям FAR-36, гл. 3, приложение 16 (том 1). Основным источником шума на взлетном режиме является струя реактивного двигателя. Поэтому главная задача уменьшения шума двигателя сводится к уменьшению скоростей истечения выхлопных струй. Предварительные исследования, выполненные в ЦАГИ и в ЦИАМ, показывают, что применение турбовентиляторных двигателей со степенью двухконтурности m₀=0,9-1,0 в комбинации с управлением тягой на взлетной траектории и мерами, направленными на повышение аэродинамического качества, является перспективным направлением для решения проблемы шума МСДС в районе аэропорта. Такой подход предъявляет повышенные требования к величине аэродинамического качества на этапе взлета. Для увеличения аэродинамического качества на взлете необходимо снижать значения С_уавз, что может быть реализовано путем уменьшения нагрузки на крыло до значений G_o/S~310 кг/м².
    Отличительной особенностью рекомендуемой компоновки МСДС является использование крыла сложной формы в плане с базовым крылом относительно малой стреловидности. Это позволяет увеличить общее удлинение до 2,2 (по сравнению с 1,67 для СПС-1 Ту-144) и за счет этого повысить аэродинамическое качество и несущие свойства крыла на режимах взлета и посадки. В компоновке МСДС предусмотрено использование отклоняемых носков в комбинации с отклоняемыми вниз элевонами вдоль задней кромки крыла. Такая механизация крыла позволяет существенно увеличить величину коэффициента подъемной силы Суа при фиксированном угле атаки a=const и аэродинамическое качество при фиксированном значении Cya=const. На расчетном режиме взлета рациональный диапазон углов отклонения элевонов составляет ðэв=10°-12°. С целью улучшения аэродинамических характеристик во взлетной конфигурации рекомендуется использовать малые степени статической продольной неустойчивости.
    Исследования показывают, что современный уровень аэродинамического проектирования позволяет реализовать компоновку МСДС с высокими уровнями максимального аэродинамического качества при крейсерских скоростях К_max=13,3 и 8,3 при М=0,93 и 2,0, соответственно. Разработанная компоновка МСДС позволяет реализовать дальность полета L~8000 км с крейсерским числом М=2 при аэронавигационном запасе топлива (G_анз=5,6 т), достаточном для стандартного удаления запасного аэродрома (370 км), получасового ожидания посадки и 4%-го компенсационного запаса топлива. Практически та же дальность реализуется при дозвуковом крейсерском режиме (М=0,93) и на маршрутах с различными режимами полета.
Изначально максимальная взлетная масса (МВМ) С-51 оценивалась в 75 тонн.
В 1991 году проект переработали: МВМ самолёта возросла до 90 тонн, а количество перевозимых пассажиров в обычной конфигурации салона выросло до 58. Его первый полёт ожидался в 2005 году, а вступление в строй – в 2010-м.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА самолета С-51 включает 4 ТРДД «Авиадвигатель» Д-21А1 с суммарной тягой 38000 кгс. Двигатели расположены попарно под крылом. В перспективе предполагается значительное снижение уровня шума двигателей, что обеспечит более комфортные условия в салоне.

Источники информации:

1. Сверхзвуковой административный самолет С-21 / Вестник Авиации и Космонавтики № 4 2000 /
2. «Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах» / Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др., М., «Московский рабочий», 2000 /
3. Потерянное поколение птиц стальных / С.В.Дроздов, «Крылья Родины» 3-4.2016 /

testpilot.ru

ANBO V ANBO 51 Тренировочный самолёт

Со времен Первой Мировой и Гражданской войн у Литвы осталось небольшое количество иностранных самолётов различного назначения, которые и составили основу литовских ВВС на начальном этапе становления. Большей частью это были немецкие машины, но встречались также английские и французские самолёты. Для своего времени это были прекрасные самолёты, однако на их обслуживание уходили немалые средства и, кроме того, вскоре начала ощущаться нехватка запчастей. Старые самолёты стали постепенно переводить на второстепенные роли, однако на их место надо было найти равноценную замену. Помимо закупок техники за рубежом литовские ВВС инициировали разработку самолётов собственной конструкции. Единственной фирмой, занимавшейся постройкой самолётов в Литве, была ANBO, главным конструктором которой был Антанас Густайтис. В 1929 г., параллельно с работами по самолётам ANBO-III и ANBO-IV, был спроектирован ещё один многоцелевой (учебный) самолёт ANBO-V. Работы над ним имели более высокий приоритет, поэтому Густайтису пришлось на некоторое время отложить другие проекты и заняться только ANBO-V.

Первый прототип учебного биплана ANBO-V с регистрационным номером 43 поднялся в воздух 19-го мая 1931 г. Самолёт оснащался рядным двигателем Walter “Vega” I, но на четырех серийных экземплярах устанавливались более мощные моторы Walter “Venus” и Armstrong Siddeley “Genet Major” мощностью 110 л.с.). Серийный самолёт совершили свои первые полёты в следующем порядке:

ANBO-V номер 46 — первый полёт 30-го июля 1931 г.

ANBO-V номер 49 — первый полёт 30-го ноября 1931 г.

ANBO-V номер 50 — первый полёт в мае 1931 г.

ANBO-V номер 51 — первый полёт 31-го декабря 1931 г.

В 1936 г. самолёт прошел модернизацию, получив новый двигатель Armstrong Siddeley “Genet Major” IV и некоторые улучшения в конструкции. В процессе доработок сухой вес вырос до 680 кг, а влётный до 950 кг. При этом максимальную скорость удалось поднять до 200 км\ч, но вместе с ней посадочная скорость составила около 80 км\ч. Практический потолок не превышал 4000 метров.

Под обозначением ANBO-51 эта модификация была принята на вооружении литовских ВВС и выпускалась небольшой серией в 1936-1938 гг. За это время было построено всего 10 машин, поступивших на вооружение ВВС Литвы в качестве учебных самолётов:

ANBO-51 номер 80 — первый полёт 11-го августа 1936 г.

ANBO-51 номер 81 — первый полёт 22-го октября 1936 г.

ANBO-51 номер 82 — первый полёт 12-го августа 1936 г.

ANBO-51 номер 83 — первый полёт 1-го августа 1936 г.

ANBO-51 номер 84 — первый полёт 15-го сентября 1936 г.

ANBO-51 номер 785 — первый полёт 14-го сентября 1937 г.

ANBO-51 номер 786 — первый полёт 2-го ноября 1937 г.

ANBO-51 номер 787 — первый полёт 25-го марта 1938 г.

ANBO-51 номер 788 — первый полёт в 1938 г.

ANBO-51 номер 789 — первый полёт в 1938 г.

До 1940 года большая часть самолётов находилась в авиашколе под Каунасом, где их застало подписание договора о включении Литвы с состав СССР. Советская военная комиссия оценила сохранившиеся ANBO-V\51 как устаревшие, однако наиболее пригодные к полётам самолёты были включены в состав состав 29-й корпусной разведэскадрильи РККА. После очередной оккупации Литвы немецкими войсками летом 1941 года по меньшей мере один самолёт всё ещё находился в эксплуатации и был захвачен немецкими войсками. На сегодняшний день пока не удалось выяснить номер этого самолёта, но к концу 1941 года он находился в частично разобранном состоянии и, по всей видимости, в скором времени был утилизирован.

Источники:
М.Хайрулин «Звёзды на «АНБО»» («Крылья Родины» 1991-01)
М.Хайрулин «Крылья Литвы» («АС» 1993-01)
Lietuvos Aviacijos Istorija 1919-1940 m: ANBO-V
Lietuvos Aviacijos Istorija 1919-1940 m: ANBO-51 Fotoalbumas
Anbo Flyers

Тактико-технические данные тренировочного самолёта ANBO-V:

Длина – 7,30 м
Размах крыла – 11,85 м
Площадь крыла – 20,65 м.кв.
Высота – 2,82 м
Масса пустого – 510 кг
Масса взлетная – 820 кг
Скорость максимальная – 170 км\ч
Скорость посадочная – 70 км\ч
Дальность –
Потолок – 4000 метров
Двигатель – один Walter «Vega I» мощностью 85 л.с.
Экипаж – 2 человека
Вооружение – не устанавливалось

aviarmor.net

Опытный бомбардировщик Martin XB-51 (США)

Чтобы удовлетворить всем этим требованиям, фирма «Glenn L. Martin Company» приступила к проектированию бомбардировщика, получившего обозначение «Модель 234». Фирма уже имела большой опыт в создании фронтовых бомбардировщиков, за пятнадцать лет ею было создано несколько бомбардировщиков: B-10, «Маулер», «Балтимор» и «Мародер». Последний из этих бомбардировщиков B-26 «Marauder» (было построено 5157 машин) совершил первый полет 25 ноября 1940 г., имел несколько нелестных прозвищ «Мужеубийца», «Фабрика вдов», «Балтиморская шлюха». Такие прозвища бомбардировщик получил у экипажей из-за строгости пилотирования и неудачного начала боевой карьеры. Но он оказался одним из наиболее совершенных в своем классе, хотя его впоследствии четырежды пытались снять с производства. Многие конструктивные и технологические решения (точечная сварка вместо клепки, применение деталей из пластмассы, новые способы литья из алюминиевых сплавов), отработанные на B-26, были применены в конструкции будущего бомбардировщика и стали классическими в авиастроении.

При проектировании самолета, получившего обозначение XB-51, конструкторы фирмы «Martin» пошли на такие конструктивные решения, что этот самолет стал претендовать на лавры одного из самых оригинальных в истории авиации. Среди первых построенных американских бомбардировщиков Martin XB-51 выделялся своим видом. Расчеты показали, что взлетная масса такого бомбардировщика будет около 26 тонн. Главным оружием должны были стать 24500 фунтовые бомбы. Их было решено не выносить на внешние узлы подвески, а разместить в длинном бомбоотсеке. На то время у фирмы имелись только двигатели J47-GE-9 фирмы «Дженерал Электрик», развивавшие тягу 2360 кгс. Но для достижения заданных характеристик тяги двух двигателей не хватало, а при четырех она была избыточной. Было решено установить три двигателя и разместить третий в хвостовой части фюзеляжа. Расположение двигателя в хвостовой части фюзеляжа в будущем применялось достаточно часто, в том числе на пассажирских самолетах. Впервые у нас такая установка двигателя была применена на опытном трехмоторном бомбардировщике «73» конструкции А.Н.Туполева.

Размещение третьего двигателя в хвостовой части приводило к значительному разбегу центровок до и после сброса бомб и расположению бомбоотсека далеко вперед. Сдвиг центровок нужно было компенсировать увеличением площади горизонтального оперения, что приводило к существенным весовым издержкам. Далеко выносить двигатели на пилонах крыла мешал чрезмерно тонкий профиль. Строительная высота крыла в зоне возможной подвески не гарантировала при применении материалов тех лет получение достаточно прочной конструкции. Тонкое крыло не позволяло разместить в нем и основные стойки шасси. После долгих решений была выбрана такая схема: два передних двигателя на коротких пилонах располагались в носовой части фюзеляжа, а один — в хвостовой части. Размещение двигателей в носовой части фюзеляжа было впервые применено на немецком четырехмоторном реактивном бомбардировщике с обратной стреловидностью крыла Ju-287 в 1944 г. (остальные два двигателя располагались под крылом самолета). Шасси пришлось располагать по велосипедной схеме, основные стойки шасси находились впереди и за бомбоотсеком.

Тандемная установка шасси не являлась новой для фирмы: впервые она отрабатывалась на одной из модификаций бомбардировщика B-26. Такое шасси, помимо ряда преимуществ, имело и недостатки, главный из которых — трудность резкого увеличения угла тангажа при разбеге на взлете из-за расположения задней опоры далеко за центром тяжести. В те годы авиационные конструкторы мира применяли различные способы преодоления указанного недостатка. Одни фирмы делали удлиненную переднюю стойку, заранее выставляя самолет на нужный угол атаки, что приводило к росту аэродинамического сопротивления во время разбега, другие выполняли переднюю стойку выдвижной в момент достижения скорости отрыва. Некоторые решали проблему «в лоб» — путем увеличения площади горизонтального оперения, что приводило к увеличению взлетного веса.

Конструкторы фирмы «Мартин» нашли свой путь, создав крыло с изменяемым в процессе взлета углом установки. Крыло, имевшее стреловидность по передней кромке 34°, поворачивалось вокруг оси, лежавшей в плоскости заднего лонжерона центроплана. Крыло имело отрицательный угол поперечного V и было снабжено предкрылками и закрылками, занимавшими большую часть размаха. Поперечное управление обеспечивалось расположенными на верхней поверхности интерцепторами и небольшими элеронами на концах крыла. Применение такого крыла давало возможность совершать взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, равномерно распределять нагрузку на стойки основного шасси. Благодаря быстродействию механизма изменения угла установки появилась возможность улучшить маневренность, например, при переходе к набору высоты после сброса бомб, уходе на второй круг при посадке и т.д. В носовой части фюзеляжа решено было установить целую батарею из восьми пушек калибра 20 мм либо четырех калибра 75 мм. За этой батареей размещалась кабина экипажа, состоящая из летчика и штурмана-радиста. Первый располагался под фонарем истребительного типа, а второй сзади, ниже летчика, и имел иллюминатор по правому борту. Между кабиной и хвостовым двигательным отсеком располагался бомбоотсек, а над ним крыло с механизмом поворота. Оперение бомбардировщика было выполнено по Т-образной схеме.

Первый опытный бомбардировщик Martin XB-51 был построен в октябре 1949 г. Совершил свой первый полет 28 октября. Второй прототип, оснащенный улучшенными двигателями J47-6E-13, был построен весной 1950 г. Вплоть до 1951 г. оба самолета интенсивно испытывались. На бомбардировщике имелась возможность установки четырех ускорителей тягой по 442 кгс. После первых испытаний хвостовое оперение было несколько доработано. Вскоре ВВС США изменили свои требования к фронтовому бомбардировщику. Непосредственной поддержкой войск должны были заниматься истребители-бомбардировщики. Новой задачей бомбардировщика стало нанесение ударов с больших высот при высокой крейсерской скорости. Этим требованиям лучше всего удовлетворял английский средний бомбардировщик «Канберра». Госдепартамент США принял решение закупить липензию на этот самолет и его двигатели. Поэтому самолет Martin XB-51 в серию не пошел и, чтобы как-то сгладить отношения с фирмой, было решено постройку английской машины, названной B-57, поручить фирме «Мартин». Договор был подписан 19 апреля 1951 г., самолет выпускался под обозначением «Модель 272». Конструкторы фирмы настолько модифицировали этот самолет, что в последней модификации высотного разведчика RB-57F лишь с трудом угадывается исходный прототип. Этот самолет стал последним на фирме «Martin», в дальнейшем она занялась проектированием ракетной техники.

Технические характеристики Martin XB-51
Экипаж, чел  2
Размах крыла, м  16.19
Длина самолета, м  25.96
Высота, м  5.28
Площадь крыла, м2  50.91
Масса, 
— пустого самолета  13419
— максимальная взлетная  26974
Тип двигателя 
— основных  3 ТРД General Electric J47-GE-13
— ускорителя  4 РУ RATO
Тяга, кгс 
— основных  3 х 2359
— ускорителя  4 х 442
Максимальная скорость, км/ч  1038
Крейсерская скорость, км/ч  856
Практическая дальность, км  2575
Максимальная скороподъемность, м/мин  2128
Практический потолок, м  12344
Вооружение: восемь 20-мм пушек с 1280 патронами
Бомбовая нагрузка — 4760 кг
Типовая нагрузка — 4 726 кг бомбы в бомбоотсеке и 2 907кг бомбы на наружных подвесках или восемь 127-мм НУР HVAR

www.dogswar.ru