Первые реактивные «бесхвостки». Появление реактивного двигателя и его применение в авиации вновь вызвало интерес к самолетам схемы «бесхвостка». Это объясняется в первую очередь тем, что данная схема как по компоновочным, так и по аэродинамическим особенностям являлась наиболее благоприятной при разработке реактивного самолета. Отсутствие хвостового оперения и короткая задняя часть фюзеляжа, характерные для схемы «бесхвостка», позволяли избежать трудностей, связанных с расположением реактивного двигателя в фюзеляже и устранением нежелательного воздействия горячей струи из сопла на горизонтальное оперение и фюзеляж. Кроме того, при установке реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа крыло самолета по условиям центровки должно было быть смещено назад. В связи с этим при применении классической аэродинамической схемы плечо действия оперения оказывалось весьма незначительным. Поэтому в ряде случаев могло оказаться целесообразным вообще отказаться от горизонтального оперения. Первые реактивные самолеты-«бесхвостки» были построены в Германии (где, как известно, были достигнуты значительные успехи в разработке реактивных двигателей) под руководством А. Липпиша. За основу будущего реактивного самолета Липпиш взял конструкцию самолета DFS.39. После ряда изменений, обусловленных заменой поршневого двигателя ракетным и предполагаемыми высокими скоростями полета, этот самолет получил обозначение DFS.194. Летные испытания самолета с ЖРД были начаты в августе 1940 г. Успешные испытания самолета DFS.194, появление ракетного двигателя с большей тягой («Вальтер» 2-203, тяга 7500 Н), а также поддержка со стороны фирмы «Мессершмитт» позволили Липпишу приступить к созданию на основе этого самолета высокоскоростного реактивного истребителя-перехватчика. Такой самолет, Мс-ШЗЛ (рис. 1), был построен в 1941 г.




Он представлял собой одноместный самолет-«бесхвостку» со среднерасположенным стреловидным крылом, сбрасываемой после взлета тележкой шасси и убираемой посадочной лыжей. Продольная балансировка самолета обеспечивалась сочетанием стреловидности и отрицательной крутки крыла. Кроме того, центроплан имел S-образный самобалансирующийся профиль. Для изменения балансировки самолета при различных центровках и различных режимах полета служили закрылки, установленные в корневой части крыла. В' качестве органов управления применялись элевоны и руль направления, расположенный на центральном вертикальном оперении. Применение двигателя с большей тягой, увеличенные запасы топлива, установка вооружения, дополнительное оборудование, увеличение запаса прочности конструкции — все это вызвало значительное увеличение взлетной массы и нагрузки на крыло по сравнению с самолетом DFS.194. Поэтому для уменьшения посадочной скорости и повышения маневренности в конструкции самолета Ме-163 было применено механизированное крыло. В качестве взлетно-посадочной механизации Липпиш использовал посадочные щитки, расположенные под крылом вблизи центра масс самолета. Задача повышения эффективности элевонов на больших углах атаки была решена путем применения щелей, расположенных в районе передней кромки крыла. Хотя при этом наблюдался некоторый прирост общего сопротивления самолета (1,5%) на малых углах атаки, адоп возрос до 20—24°. Испытания самолета Ме-163А, начавшиеся в июле 1941 г., доказали большие возможности реактивного бесхвостого самолета со стреловидным крылом. В октябре 1941 г. самолет достиг скорости 1004 км/ч и при этом не наблюдалось каких-либо осложнений в отношении устойчивости полета. Но, так как в этом полете самолет получил значительные повреждения от воздействия скоростного напора, его максимальная скорость из условий прочности конструкции впоследствии была ограничена до 840— 880 км/ч. Успешные полеты самолета Ме-163А позволили приступить к его серийному производству под обозначением Me-163B. Самолет Ме-163В был первым серийным самолетом схемы «бесхво-стка» и первым серийным реактивным самолетом. Всего за период второй мировой врйны в Германии было построено 364 самолета Ме-163. С 1944 г. самолет в ограниченных масштабах использовался в боевых действиях в качестве истребителя-перехватчика, в основном на западном фронте. Существенным недостатком самолета Me-163В была очень малая продолжительность полета (около 10 мин) вследствие низкой экономичности ЖРД. Весьма трудным являлось пилотирование самолетов Ме-163В на взлетно-посадочных режимах. Высокая для тех лет посадочная скорость, необычное взлетно-посадочное устройство, вероятность взрыва ракетного топлива при ударе во время посадки — все это было причиной многих катастроф этих самолетов. Несмотря на указанные недостатки, появление самолета Ме-163 вызвало значительный интерес. На самолете Ме-163 были решены вопросы компоновки самолета с ракетным двигателем, достигнута очень высокая для тех лет скорость полета. Опыт эксплуатации и продувки в аэродинамической трубе показал, что реактивный бесхвостый самолет обладает достаточно хорошей устойчивостью и управляемостью в широком диапазоне скоростей и углов атаки. По этим причинам в конце второй мировой войны только в Германии было выдвинуто более 10 проектов скоростных реактивных самолетов, выполненных по схеме «бесхвостка». В годы второй мировой войны в связи с разработкой реактивных истребителей повысился интерес к самолетам с расположением летчика в лежачем положении. Помимо возможности уменьшить сопротивление самолета вследствие ликвидации фюзеляжа лежачее положение летчика позволяло повысить маневренность самолета, так как летчик в таком положении мог переносить значительно большие перегрузки. Очевидно, оптимальной схемой для такого реактивного истребителя являлась схема «летающее крыло». Самолет указанной схемы, ХР-79, был построен в США фирмой «Нортроп». Работы над этим самолетом, на котором планировалось установить ЖРД, начались в 1942 г. Для изучения особенностей пилотирования самолета с летчиком, расположенным в лежачем положении, было построено три экспериментальных планера, один из которых имел ЖРД с тягой 900 Н (рис. 2).




Планер с ЖРД, получивший обозначение МХ-324, совершил первый полет в июле 1944 г. Испытания показали хорошие результаты. В частности, о высокой устойчивости самолета МХ-324 говорит тот факт, что в одном из полетов планер совершил благополучную посадку без летчика, который из-за собственной ошибки вынужден был покинуть планер на парашюте. Однако затруднения с доводкой ЖРД заставили модернизировать конструкцию самолета МХ-324 для установки двух турбореактивных двигателей. Этот вариант, ХР-79В, имел существенные отличия от прототипа и являлся, по существу, новым самолетом. Его особенностями была конструкция из магниевых сплавов, четырехколесное шасси (расположение летчика в передней части центроплана крыла затрудняло применение шасси с передней носовой стойкой), а также необычные органы путевого управления, которые представляли собой трубы овального сечения, расположенные на концах крыла параллельно продольной оси самолета. Для создания момента рыскания проходное сечение одной из труб перекрывалось клапаном. В сентябре 1945 г. во время первого испытательного полета самолет ХР-79В потерпел аварию (предположительно из-за неполадок в системе управления). Реактивный самолет схемы «летающее крыло» был построен также в Германии под руководством братьев Р. и В. Хортен. Большие размеры этого самолета, получившего обозначение Но.9 (Go.229) (рис. 3), позволяли разместить летчика в обычном, сидячем, положении.




Созданный на базе самолета Но.5, он имел идентичные органы устойчивости и управляемости, но в отличие от своего предшественника характеризовался значительно большими размерами и большей стреловидностью крыла. В связи с высокими скоростями полета, на которые был рассчитан этот самолет, на нем было применено катапультируемое сиденье летчика и изменяемое в зависимости от скорости передаточное число системы управления. На заводах фирмы Гота планировалось срочное изготовление 20 самолетов Но.9, производство которых было включено в чрезвычайную программу обороны Германии, однако катастрофа единственного построенного самолета прервала эти работы. В период подготовки к производству самолета Но.9 фирма Гота разработала проект реактивного истребителя P.G0, являющегося дальнейшим развитием Но.9. В отличие от самолетов братьев Хортен Р.60 должен был иметь более тонкое крыло с большей стреловидностью, внутри которого предполагалось разместить летчика в лежачем положении. Во второй половине 40-х годов интерес к истребителям с лежачим положением летчика был утрачен. Одной из причин этого было появление радиолокатора на самолете, применение которого было несовместимо с рассматриваемой компоновкой. В 1946 г. в Англии фирмой «Де Хевилленд» был построен экспериментальный реактивный самолет «бесхвостка» DH.108. Он представлял собой одноместный среднеплан с крылом большой стреловидности и стреловидным центрально-расположенным вертикальным оперением (рис. 4).




Крыло имело предкрылки и посадочные закрылки. Всего в 1946—1947 гг. было построено три самолета DH.108, отличающихся мощностью двигателя, длиной фюзеляжа и конструкцией предкрылков. Каждый из последующих самолетов DH.108 предназначался для исследования устойчивости и управляемости «бесхвостки» на более высоких скоростях, чем предыдущий. На третьем экземпляре самолета DH.108 в апреле 1948 г. был установлен международный рекорд скорости при полете по замкнутому кругу на дистанции 100 км, а в сентябре того же года впервые среди самолетов с турбореактивными двигателями в пикировании была достигнута скорость звука. На базе самолета DH.108 предполагалось создать скоростной пассажирский реактивный самолет DH.106. Однако катастрофы самолетов DH.108 прервали эти работы. Исследования фирмы «Де Хевилленд» в Англии и данные материалов по реактивным самолетам схемы «бесхвостка», вывезенных из Германии, стимулировали исследования реактивных «бесхвосток» в США. В 1948 г. фирмой «Нортроп» был построен экспериментальный реактивный самолет без горизонтального оперения Х-4 «Бэнтэм». По сравнению с DH.108 самолет Х-4 имел значительно меньшие размеры, низкорасположенное крыло тонкого профиля, вертикальное оперение большого удлинения (рис. 5).




Испытания двух построенных самолетов Х-4 продолжались около двух лет и в отличие от испытаний самолета DH.108 прошли успешно. Этому, несомненно, способствовал более тонкий профиль крыла самолета Х-4, что позволило замедлить наступление волнового кризиса. Кроме того, полеты самолета Х-4 происходили на два года позже, чем испытания DH.108, когда уже имелось достаточно данных об особенностях полета в околозвуковом диапазоне скоростей. Полеты экспериментальных реактивных самолетов «бесхвосток» DH.108 и Нортроп Х-4 способствовали изучению особенностей обтекания стреловидного крыла, а также исследованию устойчивости и управляемости «бесхвостой» на околозвуковых скоростях полета. Была доказана возможность использования данной аэродинамической схемы в конструкции скоростных самолетов с турбореактивными двигателями. В то же время печальный опыт испытаний самолетов DH.108 показал, что применение схемы «бесхвостка» отнюдь не дает гарантии от нежелательных явлений, связанных с полетом на околозвуковых скоростях. Наряду с экспериментальными «бесхвостками» в США фирмой Чане Воут был построен реактивный палубный истребитель с двумя двигателями F7U «Катлэсс». На конструкцию этого самолета, как и в предыдущих случаях, оказали влияние немецкие исследования в области скоростных реактивных самолетов. Самолет F7U имел среднерасположенное стреловидное крыло сравнительно небольшого удлинения, на полуразмахе которого были размещены два вертикальных киля большой площади (рис. 6).




На крыле имелись также предкрылки и элевоны. Профиль крыла — симметричный 2. Небольшие стреловидность и удлинение крыла не позволяли получить большое плечо действия органов управления. В связи с этим значительно возрастали нагрузки на ручку управления, поэтому на самолете было применено бустерное управление. Для улучшения характеристик устойчивости устанавливались демпферы тангажа и рыскания. Разработка проекта самолета F7U была начата в августе 1945 г., а в сентябре 1948 г. совершил первый полет опытный прототип XF7U-1. Благодаря наличию гидроусилителей и демпферов колебаний самолет, по-видимому, обладал удовлетворительной устойчивостью и управляемостью, так как в последующие годы различные модификации F7U выпускались серийно. Всего было построено около 300 самолетов. Основным недостатком реактивных «бесхвостою» по-прежнему являлась малая величина суп0с. Неэффективность применения посадочной механизации крыла заставляла уменьшать нагрузку на крыло (для сохранения требуемой посадочной скорости), а это приводило к возрастанию взлетной массы «бесхвостки» по сравнению с однотипным самолетом классической схемы (при условии одинаковых летных данных обоих самолетов). Кроме того, к началу 50-х годов были успешно разработаны вопросы компоновки реактивного самолета классической аэродинамической схемы. Вопросы устойчивости и управляемости таких самолетов в околозвуковом диапазоне скоростей были решены благодаря применению стреловидного крыла, использованию цельноповоротпого горизонтального оперения, правильному выбору его расположения относительно крыла, введению гидроусилителей и автоматики в систему управления. В связи с этим начиная с 50-х годов работы по дозвуковым реактивным «бесхвосткам» практически прекратились. Работы по созданию реактивных самолетов дальнего действия схемы «летающее крыло». Появление реактивного двигателя и его применение в авиации обусловило интерес к тяжелым самолетам схемы «летающее крыло». Еще в начале 40-х годов появляются работы, в которых отмечаются такие преимущества реактивного «летающего крыла» по сравнению с поршневыми самолетами этой схемы, как большие высота и скорость полета, удобство компоновки ТРД внутри крыла, возможность ламинаризации обтекания путем отсоса или сдува пограничного слоя, уменьшение высоты шасси (при применении поршневых двигателей высота шасси обусловливалась диаметром винтов). Интересу к схеме «летающее крыло» способствовала также тенденция к увеличению размеров и массы самолетов. Успешные полеты планера позволили приступить к постройке экспериментального самолета AW.52, снабженного двумя ТРД. В отличие от ранее рассмотренных английских и американских реактивных самолетов-«бесхвосток», построенных в большинстве случаев на основе проектов, разработанных в Германии, самолет AW.52 имел оригинальную схему (рис. 7), а его конструкция отличалась многими новшествами.




Самолет имел стреловидное крыло с ламинарным профилем, относительная толщина которого менялась от 0,18 до 0,15 (на концах). В связи с задачей ламинарного обтекания обшивка крыла была очень гладкой, имела большую толщину и с внутренней стороны подкреплялась гофром. С целью предотвращения срыва потока с концов крыла на больших углах атаки на самолете был применен отсос .пограничного слоя с поверхности консолей крыла (наличие предкрылков нарушило бы ламинарное обтекание крыла). Отсос пограничного слоя осуществлялся при помощи турбореактивных двигателей (ТРД), причем система отсоса включалась автоматически в зависимости от положения ручки управления и положения дросселя двигателей. Самолет AW.52 имел обычные для «бесхвостки» органы обеспечения балансировки, устойчивости и управляемости—отрицательную крутку стреловидного крыла, вертикальные кили на концах крыла, элевоны. Для уменьшения посадочной скорости применялись посадочные закрылки, а возникающий при их отклонении пикирующий момент компенсировался соответствующим отклонением особых поверхностей (так называемых «корректоров»), расположенных на концах крыла перед элевонами. Кроме того, «корректоры» могли служить для балансировки самолета на различных режимах полета. Первый полет самолета AW.52 состоялся в ноябре 1947 г. Одновременно с полетом AW.52 начались испытания американского опытного реактивного стратегического бомбардировщика схемы «летающее крыло» Нортроп УВ-49. Этот самолет являлся модификацией самолета ХВ-35 с поршневыми двигателями. В отличие от прототипа в крыле самолета УВ-49 было установлено восемь ТРД, а для компенсации уменьшившейся из-за отсутствия толкающих винтов путевой устойчивости самолета на крыле размещалось восемь небольших вертикальных килей. Полеты реактивных «летающих крыльев» AW.52 и УВ-49 вызвали большой интерес. В частности, командование ВВС США предполагало использовать самолет конструкции Нортропа в качестве основного стратегического бомбардировщика страны. Однако в 1949 г. контракт на его серийное производство был аннулирован. Примерно в это же время прекратились работы по дальнейшему развитию самолета AW.522. Таким образом, применение реактивных двигателей привело, несмотря на благоприятные прогнозы, к отказу от использования схемы «летающее крыло» в авиации. Основной причиной этого являлись малые величины МКрИт, характерные для самолетов схемы «летающее крыло», так как в силу специфики схемы такие самолеты должны были иметь крыло большой относительной толщины. Это приводило к тому, что при скорости свыше 800 км/ч волновое сопротивление самолета данной схемы резко возрастало и сводило к нулю все аэродинамические и весовые преимущества «летающего крыла». Указанная причина вела к ухудшению летных характеристик «летающего крыла» по сравнению с самолетами классической схемы, имеющими тонкое стреловидное крыло. Большая высота полета, характерная для реактивных самолетов, ухудшала их динамическую устойчивость. В начале 50-х годов в Англии был построен стратегический бомбардировщик Авро «Вулкан», приближающийся по схеме к «летающему крылу», но, в отличие от рассмотренных выше реактивных самолетов этого типа, имеющий трапециевидное крыло небольшого удлинения (рис. 8).




Такое крыло даже при незначительной относительной толщине (с=0,1) имело достаточную высоту для размещения внутри него двигателей, топлива, шасси. Большая стреловидность (52°) и весьма малая относительная толщина крыла позволили значительно снизить волновое сопротивление самолета на околозвуковых скоростях полета. «Вулкан» нельзя отнести к полноценному «летающему крылу», так как лот самолет имел частично выступающий из крыла фюзеляж. Проект самолета «Вулкан» был разработан фирмой «Авро» в 1947 г. Изучение особенностей обтекания трапециевидного крыла, впервые применяемого в конструкции английских «бесхвосток», проводилось на экспериментальном самолете «Авро 707», который был внешне подобен «Вулкану», но имел в три раза меньшие размеры. Самолет «Вулкан» совершил первый полет в 1952 г. и затем несколько лет находился в серийном производстве. Однако данная разновидность «летающего крыла» также не нашла широкого применения в авиации. Это объясняется тем, что наличие крыла небольшого удлинения вело к увеличению схнт и снижению аэродинамического качества. Кроме того, трапециевидная форма крыла не позволяла применить посадочную механизацию. Это заставляло увеличивать площадь крыла самолета. В рассматриваемый период появляются проекты сверхзвуковых самолетов схемы «летающее крыло» с изменяемой в полете конфигурацией. В данных проектах предлагалось увеличивать угол стреловидности крыла и уменьшать его удлинение на больших скоростях путем изменения геометрии крыла, что позволяло значительно уменьшить прирост волнового сопротивления на околозвуковых режимах полета. Изменение конфигурации «летающего крыла» предполагалось осуществлять изменением стреловидности консолей крыла (проект Б. Уоллиса, Англия), применением так называемого «скользящего крыла». Нестреловидное крыло становится стреловидным вследствие поворота самолета по отношению к набегающему потоку. При этом вертикальные кили, отсек экипажа и гондолы двигателей поворачиваются относительно крыла в направлении «по потоку». Практическая реализация всех этих проектов была связана с большими трудностями. Так, при изменении стреловидности резко меняется балансировка самолета, что особенно нежелательно при отсутствии горизонтального оперения. В случае применения раздвижного крыла использование его внутренних объемов становится чрезвычайно затруднительным. Кроме того, все указанные идеи вели к значительным весовым издержкам, снижали надежность самолета, увеличивали его стоимость. Поэтому практическая деятельность в области разработки «летающего крыла» с изменяемой в полете конфигурацией ограничилась испытаниями летающих моделей этих аппаратов. Требования, обусловленные значительным увеличением скорости самолетов, вызвали существенные изменения в конструкции «бесхвостки» — переход к симметричному профилю крыла и центрально-расположенному вертикальному оперению большой площади, увеличение стреловидности крыла и оперения, применение цельнометаллической конструкции, появление гидроусилителей в системе управления и пр. Однако дальнейшее увеличение стреловидности крыла и нагрузки на площадь, необходимое для повышения скорости реактивных самолетов, могло быть достигнуто только в случае применения мощной посадочной механизации крыла. В рассматриваемый период данное мероприятие не могло быть осуществлено при отсутствии горизонтального оперения. Это обстоятельство препятствовало повышению совершенства реактивных «бесхвосток» со стреловидным крылом, не позволяло достичь сверхзвуковой скорости полета. Кроме того, большая высота полета, свойственная самолетам с ТРД, затрудняла обеспечение требуемой устойчивости и управляемости реактивных «бесхвосток». Принцип тяжелого самолета схемы «летающее крыло», требующий применения крыла толстого профиля, оказался несовместимым с аэродинамическими особенностями реактивного самолета. Все это привело к отказу от применения схем «бесхвостка» и «летающее крыло» в дозвуковой реактивной авиации. Дальнейшее развитие самолетов без горизонтального оперения было связано с появлением сверхзвуковой авиации и с широким использованием треугольного крыла малого удлинения в конструкции сверхзвуковых самолетов.
Развитие самолетов схемы «бесхвостка», в процессе которого было построено свыше 100 типов таких летательных аппаратов, представляет собой сложный и неоднородный процесс. Изменение целевой направленности работы по «бесхвосткам» приводило к значительным изменениям в их конструкции. Это вызывало, в свою очередь, скачкообразное изменение параметров и характеристик самолетов. Исторический анализ зарождения и развития летательных аппаратов схемы «бесхвостка» показывает, что этот процесс носил интернациональный характер. Весомый вклад в прогресс данного типа самолетов сделан отечественными конструкторами и учеными. Существенную роль в развитии «бесхвосток» сыграла также деятельность авиационных специалистов Англии, Франции, Германии и США. Развитие самолетов схемы «бесхвостка» оказало значительное влияние на прогресс всей авиации. В частности, такие конструктивные особенности, как стреловидное крыло, самобалансирующийся S-образный профиль, треугольное крыло малого удлинения, крыло изменяемой стреловидности, примененные впервые на самолетах и планерах схемы «бесхвостка», получили впоследствии широкое распространение и на летательных аппаратах других схем. Сравнение диапазона скоростей и относительной массы конструкции самолетов схемы «бесхвостка» и классической аэродинамической схемы показывает, что по этим параметрам, в некоторой степени характеризующим общее совершенство летательного аппарата, самолеты без горизонтального оперения обычно уступали лучшим образцам самолетов классического типа. Причины данного обстоятельства, ограничивающего распространение схемы «бесхвостка» в авиации, рассмотрены выше. Научно-технические достижения последних лет в областях аэродинамики и систем управления позволяют в значительной мере устранить недостатки, присущие схеме «бесхвостка» в прошлом. Это должно способствовать более широкому применению самолетов этой схемы в реактивной авиации.