¹) перечень использованной литературы приведен в конце статьи.

Достижение гиперзвуковых скоростей полета летательными аппаратами, особенно пилотируемыми, требует изучения особенностей супераэродинамики, вопросов устойчивости и управляемости, прочности в условиях значительного нагрева, силовой установки, физиологии и ряда других проблем. В США к экспериментальным исследовательским работам в области создания пилотируемых летательных аппаратов с весьма большими скоростями и высотами полета NAСА приступил в начале 1952 г. Следуя установившейся методике ведения научных исследований при помощи экспериментальных самолетов ²), в конце 1954 г. NАСA, ВВС в ВМФ США объявили конкурс на создание самолета, который можно было бы использовать для исследований в гиперзвуковой области. Этот самолет получил обозначение Х- 15.

В результате конкурса контракт на проектирование и постройку трех самолетов Х- 15 получила фирма «Норт Америкэн» а на изготовление двигателя для этого самолета — фирма «Риэкшн Моторс».

Уместно упомянуть о работах фирмы «Дуглас», которая в середине 1953 г. начала проектирование самолета «Дуглас» D-558-III, аналогичного по назначению самолету Х-15. Предполагалось, что самолет D-558-III при запуске его с самолета-носителя В-52 ва высоте 12 км сможет достигнуть высоты 225 км и максимальной скорости 9650 км/час. Впоследствии в связи с недостатком средств работы по созданию этого самолета были прекращены.

К началу 1958 г. на проектирование и постройку двух самолетов Х-15 затрачено около 50 млн. долл., а на постройку третьего самолета были выделены дополнительные ассигнования. Летные испытания первого самолета X-15 вначале намечались на конец 1957 г., но впоследствии этот срок дважды отодвигался (на лето 1958 г., а потом на конец 1958—начало 1959 г.). К концу 1959 г. все три самолета должны принять участие в выполнении программы исследования.

Для запуска первого самолета Х-15 будет использован самолет-носитель B-52 или В-36, который сможет поднять его на высоту около 12 км.

При запуске с самолета-носителя летчик самолета Х- 15 будет находиться в герметически закрытой кабине, начиная с момента взлета. Предполагается, что при таком способе запуска самолет Х- 15 может достигнуть высоты 160 км и скорости 6500 км/час. Заводские испытания, вероятно, будут проводиться ва высотах до ~ 18 км при числах М=2-3. В результате испытаний первого самолета предполагается получить данные главным образом по нагреву, устойчивости и управляемости.

Основной вариант самолета Х-15 рассчитан на вертикальный старт с помощью ракетного ускорителя, который сможет поднять самолет на высоту 32 км. Фирма «Норт Америкэн» предложила ВВС США использовать для этой цели трехкамерные ракетные ускорители, разработанные для межконтинентального снаряда «Навахо» с ПВРД. Расчетная тяга ускорителя составляет 190 т, хотя один из них во время испытаний на стенде дал тягу 214 т. При таком способе запуска предполагается достигнуть высоты порядка 640 км и приступить к изучению проблем, связанных с входом летательного аппарата в земную атмосферу с гиперзвуковой скоростью. Самолет Х-15 можно будет успешно использовать в качестве испытательного аппарата по программе создания планирующего бомбардировщика, начатой в США.

Если испытания будут проходить успешно, то конечной целью является вывод самолета Х-15 на круговую траекторию при скорости запуска около 5,35 км/сек и управляемое возвращение на землю.

Самолет Х-15 представляет собой среднеплан с прямым крылом и цилиндрическим фюзеляжем (фиг. 1). Носовая часть фюзеляжа выполнена тупой, с описанным углом около 45°. Фонарь кабины высоко поднят над обводом фюзеляжа и расположен в носовой части, несмотря на ожидаемые высокие температуры нагрева в области носка. Основные особенности внутреннего устройства самолета показаны на упрощенной компоновочной схеме (фиг. 2).

Первоначально предполагалось, что крыло будет иметь прямоугольный профиль с клиновидным носком. В настоящее время считают, что профиль крыла имеет скругленный носок (радиус скругления около 6 мм) и образован плавными кривыми, возможно, эллиптической формы. Задняя кромка срезана под прямым углом к хорде профиля, толщина ее изменяется от 9,5 мм на концах крыла до 54 мм у корня.

Для киля использован простой клиновидный профиль; толщина задней кромки составляет не менее 305 мм. Верхняя половина киля отклоняется на угол до 20° и служит рулем направления при полетах в пределах атмосферы. С целью улучшения путевой устойчивости на самолете небольшой подфюзеляжный киль, который сбрасывается перед посадкой. Горизонтальное оперение имеет большое отрицательное поперечное «V» равное 15°; оперение полностью поворотное и снабжено бустером. Для поперечного управления на малых скоростях используются небольшие элероны, установленные на середине полуразмаха.

Фиг. 1. Предполагаемая схема самолета «Норт Америкэн» Х- 15.

При полетах за пределами атмосферы, где аэродинамические рули становятся неэффективными, управление обеспечивается системой реактивных струйных насадков. Для этой цели тяга каждого насадка должна составлять всего лишь 0,5— 1,0 кг. Система струйного управления отрабатывается на испытательном стенде, использующем для своей работы сжатый воздух в баллонах. Летные испытания этой системы проводятся на одном из экспериментальных ракетных самолетов «Белл» Х-1В при числах М ≥2. Каждый из реактивных насадков струйного управления представляет собой неподвижную ракетную камеру сгорания с соплом диаметром 38 мм, в которую подается разлагающаяся перекись водорода. Управление реактивными насадками осуществляется при помощи рычагов, установленных по бортам кабины. Эти же рычаги служат для управления обычными рулевыми поверхностями; система управления переключается на автопилот. Многие вопросы, связанные с применением струйного управления, еще не решены; так, например, не ясно, будет ли обеспечиваться достаточная точность управления креном при работе насадков по отдельности или необходимо будет включать оба насадка, но с некоторой разницей в подачах.

На самолете Х-15 установлен однокамерный ЖРД фирмы «Риэкшн Моторс» с тягой у земли 27 200 кг. Вся силовая установка представляет собой один агрегат весом около 450 кг. В качестве горючего применяется обезвоженный жидкий аммиак, который в сочетании с жидким кислородом дает удельный импульс около 270 кг/кг/сек. Возможно, что одной из причин применения аммиака явилась умеренная температура сгорания, равная 2730°С. Запас топлива на самолете обеспечивает продолжительность работы ЖРД до 6 мин. при изменяющейся тяге. В топливных отсеках (см. фиг. 2) установлены перегородки, которые предохраняют топливо от расплескивания и переливания в полете и способствуют сохранению постоянной центровки самолета.

1 - реактивные насадки продольного и путевого управления; 2 - улучшенная приборная доска с наглядным представлением о данных инерциальной системы навигации; 3 - летчик в высотном скафанндре, кабина с остекленным козырьком и боковыми окнами; 4 — герметический отсек для аммиака; 5 — внутренние перегородки; 6 — соединительная труба диаметром ~300 мм, служащая в качестве силового элемента; 7 — элероны со скругленными углами; 8 - герметический отсек для жидкого кислорода; 9 - баллон с перекисью водорода для газогенератора турбонасоса и питания системы струйного управления; 10 - привод руля управления; 11 - руль направления; 12 — сбрасываемый нижний киль; 13 - горизонтальное оперение; 14 - убирающаяся посадочная лыжа; 15 — тупая задняя кромка; 16 - камера катализации перекиси водорода (толщина крыла в этом сечении около 13 мм); 17 - сопла струйного управления креном; 18 -- обшивка бокового обтекателя из бериллиевого сплава; 19 — привод элерона.

Снаружи по бортам фюзеляжа расположены обтекатели для размещения трубопроводов и вспомогательных агрегатов. Кроме того, они уменьшают интерференцию между крылом и фюзеляжем, которая особенно сильно сказывается при числах М>2. В связи с предполагаемым интенсивным нагревом обтекатели имеют обшивку из бериллиевого сплава. Как сообщают, на самолете Х-15 применено некоторое количество слоистых конструкций с заполнителем из лития толщиной 12,7 мм. (Заполнитель в этом случае должен служить для охлаждения обшивки аналогично натриевому охлаждению выхлопных клапанов поршневых моторов.) В каркасе самолета использовалось значительное количество паяных сотовых конструкций.

Даже при полетах, намеченных на первом этапе испытаний (т. е. с набором высоты после сброса с самолета-носителя на собственных двигателях), самолет Х-15 еще в пределах атмосферы достигнет чисел М>3,5. При таких скоростях температура торможения превысит 540°С, что представляет предел для разрабатываемых в настоящее время систем вспомогательного оборудования. Так, например, фирма «Норт Америкэн» разработала электронную систему с рабочей температурой 315°C; в течение нескольких минут эта система может выдерживать более высокие температуры. Гидравлическая система фирмы «Рипаблик» имеет рабочую температуру около 540°С, а отдельные ее элементы — до 650°С. Пневматическая система фирмы «Локхид» рассчитана на температуру 540°С.

Для самолета Х- 15 разработаны высотный скафандр с включенными в его конструкцию привязными ремнями и специальный шлем. Считают, что система покидания самолета при аварии состоит из отделяемой кабины нормальным катапультируемым креслом, которое выбрасывается при достижении кабиной соответствующих скорости и высоты полета. На основании опыта полетов экспериментального самолета Белл Х-2 вероятность успешного покидания самолета при наиболее неблагоприятных обстоятельствах достигнет 92%.

Для летчика в самолете предусмотрены герметическая кабина в сочетании с системой кондиционирования и высотный скафандр, в котором в течении всего полета поддерживается небольшое давление. Вопрос о недостаточной подвижности летчика в скафандре частично решается путем поддержания относительно низкого рабочего давления и путем замены обычной ручки управления коротким рычагом под правой рукой летчика на борту кабины.

Очень сложную проблему представляет посадка самолета. Ограниченный обзор из кабины и недостаточно хорошие характеристики подъемной силы и управляемости при относительно малых скоростях полета могут вызвать необходимость применения того или иного вида парашютной посадочной системы. Для посадки будут выпускаться небольшие лыжи, установленные на фюзеляже, чтобы сохранить устойчивость после касания земли. Посадочная скорость с применением тормозного парашюта, вероятно, превысит 320 км/час. Предполагают, что для посадки самолета будут использованы наземные средства.

Организация летных испытаний самолета Х-15 возложена на NАСА. Трасса испытательных полетов располагается между базами ВВС США Эдвардс и Уондовер протяженностью ~900 км. Для предстоящих испытаний трасса усиленно оснащается различными средствами наблюдения и регистрации. Навигация самолета будет осуществляться в основном с помощью инерциальной системы, которая даст летчику точные координаты самолета в пространстве в каждый момент времени.

Испытаниям самолета Х-15 предшествуют регулярные полеты самолетов «Белл» Х-1В и Х-1Е, а также большое количество физиологических испытаний по определению влияния окружающих условий. В частности, в ряде тренировочных полетов летчик-испытатель Кроссфилд вел самолет по крутой параболической траектории; при этом он достигал кратковременного состояния невесомости (длительностью, возможно, до 40 сек.). По словам Кроссфилда, это необычное состояние может оказать самое неожиданное действие на неподготовленного летчика.

По сообщениям прессы, основанным на выступлении помощника начальника штаба ВВС Патта в Комиссии палаты представителей США по вооружению, создание самолета Х-15 является только частью более широкой программы исследований. В соответствии с этой программой ВВС США изучают три следующих предложения: 1) самолет Х-15; 2) аппарат «Дайна Соар» имеющий характеристики планирующего бомбардировщика с ускорителями (он может сделать несколько оборотов вокруг Земли в качестве сателлоида); 3) аппарат совершенно нового типа.

По словам Патта, последний аппарат имеет небольшие размеры и малый вес. Он будет представлять собой последнюю ступень ракеты, запускаемой с земли. Стартовый вес всей системы составит несколько сот тонн. Корпус аппарата отличается большим сопротивлением и большой подъемной силой, благодаря этому он пригоден для пилотируемого входа в атмосферу и спуска на землю. Закончившиеся предварительные испытания модели этого аппарата в аэродинамической трубе подтвердили основные расчетные предположения.

Новый аппарат представляет собой объект для специального изучения, которое до сих пор продолжается. Для проведения исследований летом 1957 г. была создана специальная группа в составе 150 крупнейших ученых и инженеров — представителей NACA, Комиссии по атомной энергии, Национального бюро стандартов, ряда университетов, научно-исследовательских институтов и промышленности. Возглавил эту группу известный ученый Карман. Окончание работ по проекту намечено на лето 1958 г.

Результаты исследований с помощью самолета Х-15 и других аппаратов предполагают использовать для разработки новых видов боевых гиперзвуковых летательных аппаратов. Как сообщают, ВВС США намечают «в ближайшее время» начать разработку гиперзвукового планирующего бомбардировщика и разведывательного аппарата сателлоидного типа для наблюдения земной поверхности с очень большой высоты. Проект планирующего бомбардировщика предусматривает создание пилотируемого гиперзвукового аппарата с максимальной дальностью полета ~35 000 км. Этот аппарат должен запускаться на высоту 85 км при помощи ракетных ускорителей, а затем планировать по пологой траектории, описывая почти замкнутый круг вокруг Земли.

Другой аппарат будет достигать значительно больших высот и делать несколько оборотов вокруг Земли. При установке фотооборудования такой аппарат можно будет использовать для разведывательных целей. В качестве первых двух ступеней предполагается использовать двигатели снаряда Мартин «Титан» На самом разведывательном аппарате, который является третьей ступенью ракетной системы, намечено установить ракетный двигатель, использующий жидкое топливо с весьма высокой теплотворной способностью и дающий тягу порядка 16 т. Работы по созданию специальных высококалорийных топлив ведутся уже давно.

ХАРАКТЕГИСТИКА САМОЛЕТА Х-15

ЛИТЕРАТУРА

1. Аегорlаnе, 92, № 2384, 667----669 (1957).

2. Аеrорlаnе, 94, № 2425, 226 (1958).

3. Flight, 73, № 2557, 100—101 (1958).

4. Flight, 73, № 2560, 196—197 (1958).

5. Intегаviа, № 3723, 6 (1957).

6. Intегаviа М 3915, 5 (1958).

7. Intегаviа 3932, 1 (1958).