Язык сайта


Мы в Вконтакте


Высотный самолёт-разведчик Lockheed U-2C (США)

Посмотрело: 181, Голосов: 0



 
 

Высотный самолёт-разведчик Lockheed U-2C (США)

К конкурсу по программе МХ-2147 фирма Lockheed изначально не привлекалась, однако 18 мая 1954 г. к Джону Сибергу с докладом и предложениями по стратегическому высотному разведчику прибыл ведущий конструктор этой компании Кларенс Джонсон (Clarence «Kelly» Johnson). Предложенный им проект CL-282 родился на базе истребителя XF-104. Более детально ознакомившись с проектом CL-282, Сиберг и инженеры отдела отклонили его. Как указывал позже сам Сиберг, одной из основных причин отказа стал двигатель J73, который обладал худшими высотными характеристиками, чем предлагаемый для установки J57-P-31. Опираясь на заключение Сиберга, USAF тоже отклонили проект. Однако фирма «Локхид» продолжила работу над CL-282, а Джонсон начал искать возможности реализовать проект в обход USAF. Единственным решением было заручиться поддержкой такой влиятельной организации, как Центральное разведывательное управление. Джонсон познакомился с Джо Чэйриком, который отвечал в ЦРУ за программу создания высотного разведчика и координацию этих работ с USAF. Чирик стал ярым сторонником проекта «Lockheed» и сумел заручиться поддержкой шефа ЦРУ Аллена Далласа. После этого контракт на серийное производство разведчика практически оказался в портфеле Джонсона. 

В конце ноября 1954 г. министр обороны США Чарльз Уилсон и Аллен Даллес, убежденные в успехе программы, доложили о ней Президенту Дуайту Эйзенхауэру. Тот согласился, что проект под кодовым названием «Aquatone» будет осуществляться по каналам ЦРУ. Предполагалось, что часть серийных самолетов отойдет ЦРУ, а часть будет передана USAF. Официальный контракт на постройку стратегического разведчика был подписан 9 декабря 1954 г. Планировалось, что основные средства на финансирование программы пройдут через резервный фонд ЦРУ. Для работы над проектом Джонсон сформировал команду, включавшую примерно пятьдесят человек - наиболее опытных инженеров, рабочих и механиков. Самолет по программе «Aquatone» разрабатывался на базе проекта CL-282, в который вносились существенные изменения. Чтобы уложиться в обещанный срок, рабочая неделя для группы составляла 100 ч. 

Высокие требования к самолету определили подходы к его проектированию. Особое внимание уделялось снижению веса конструкции и аэродинамическим характеристикам. Расчеты показывали, что снижение массы на 1 кг увеличивает потолок на 1 м. Для повышения несущих свойств размах крыла увеличили с 21,3 м до 24,38 м. Из-за столь большого размаха у инженеров фирмы самолет получил неофициальное название «Ангел». Большие изменения претерпел и фюзеляж. На «Lockheed» самолету присвоили шифр «Изделие 341». В конце концов, определились и с его официальным обозначением. Сверхсекретный аппарат решили замаскировать под вспомогательный самолет (Utility - U). На тот момент в этой категории существовали два типа - легкие машины De Havilland U-1 и Cessna U-3. Поэтому «Aquatone» получил официальное обозначение Lockheed U-2. 

Постройка самолета велась в две и три смены по специально составленному графику. К 15 апреля прошли продувки модели в аэродинамической трубе, а 8 июля начались испытания статэкземпляра. Летный прототип был закончен 15 июля 1955 г. 1 августа 1955 г стал знаковым днем в судьбе Lockheed U-2 - состоялся его первый официальный полет. Первоначальное обозначение Lockheed U-2 позже изменили на U-2A. Серийные самолеты несколько отличались от прототипа. На них двигатель J57-P-37 был заменен на J57-P-37A и YJ57-P-31 с большей тягой. В кабине для лучшей защиты от солнечных лучей вместо подвижной шторки над головой пилота установили окрашенный в белый цвет козырек. Был увеличен обтекатель над соплом двигателя для защиты контейнера тормозного парашюта и дополнительного электронного оборудования. Все Lockheed U-2A сначала передали ЦРУ, а затем USAF. Большинство из них позднее модифицировали в другие варианты.

Для мониторинга атомных испытаний, проводимых в других странах, была развернута программа HASP. Задействованные в ней пять Lockheed U-2A модифицировали в вариант WU-2A, предназначенный для сбора проб воздуха. В носу самолета и с левой стороны нижнего люка отсека оборудования установили специальные воздухозаборники, через которые воздух поступал в фильтры, поглощавшие радиоактивные частицы. Позднее к этому стандарту было приведено еще семь Lockheed U-2A. Считается, что семь серийных U-2A были оснащены новыми двигателями J75-P-13A, имевшими большую тягу. В связи с возросшей тягой и массой двигателя планер самолета пришлось усилить. Машина получила обозначение Lockheed U-2B. За счет более мощного двигателя возросла масса полезной нагрузки. Это была первая модификация самолета, оснащенная катапультным креслом пилота. Большинство, если не все Lockheed U-2B, в последующем передали Тайваню. 

В конце 1958 г. «Lockheed» модернизировала 13 оставшихся в распоряжении ЦРУ самолетов U-2A и U-2B в вариант U-2C. Сначала их оснастили двигателями J75-P-13A, а позднее более мощными J75-P-13B. Так как новый двигатель имел повышенный расход воздуха и топлива, то пришлось увеличить воздухозаборники, а также объем внутренних топливных баков и подвесить крыльевые сбрасываемые баки. Сверху фюзеляжа разместили обтекатель, под которым установили дополнительное спецоборудование. В марте 1959 г. пять U-2A модернизировали в U-2D, оснастив их инфракрасной системой MIDAS, датчики которой разместили в «башенке» над фюзеляжем. Работать с этой аппаратурой должен был второй член экипажа, кабину которого организовали позади летчика. При необходимости предусматривалась возможность сбрасывания аппаратуры из Q-отсека. Кроме того, исследовали возможность высотной выброски агентов с этого самолета, для чего провели испытания специального катапультируемого вниз кресла. Однако до проведения реальных операций такого рода дело не дошло. 

Трудности, с которыми столкнулись в процессе обучения пилотов Lockheed U-2, привели к разработке учебного самолета U-2CT. Для этого переоборудовали один U-2C и один U-2D. На месте отсека оборудования разместили приподнятую вверх кабину инструктора. Первый из этих самолетов передали USAF в ноябре 1972 г. 18 самолетов U-2A и U-2B были модернизированы в U-2E путем установки двигателя J75-P-13B, а также современных систем радиоэлектронного противодействия и постановки помех системам наведения ракет. Эти самолеты стали тяжелее, и в результате их высота полета снизилась. Обозначение U-2F получили четыре U-2C, оснащенные оборудованием для дозаправки в воздухе. «Локхид» начала эти работы в мае 1961 г. Приемники топлива разместили за кабиной пилота и отсеком оборудования. Однако на практике продолжительность полета можно было увеличить незначительно, сказывались усталость и снижение работоспособности пилотов. 

Для полетов с авианосца на трех U-2A установили посадочный гак, усилили шасси и опоры на законцовках крыла. На крыле установили спойлеры, предназначенные для снижения подъемной силы при посадке на палубу. Самолеты получили обозначение U-2G. Два U-2G, дооборудованные системой дозаправки топливом в полете, получили обозначение U-2H. Однако из-за чрезмерного роста массы было решено отказаться от их дальнейших испытаний, и самолеты вернули к исходной конфигурации. В феврале 1964 г стартовала программа High Altitude Clear Air Turbulence (HICAT), направленная на изучение турбулентности, перемещения нисходящих и восходящих потоков, направления перемещения воздушных потоков в высоких слоях атмосферы. Руководил ею инженер Нил В. Ловинг. Для этого U-2D оборудовали специальной штангой с системой датчиков. 

Краткое техническое описание высотного разведчика Lockheed U-2C 
Самолет Lockheed U-2C выполнен по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой реактивный однодвигательный среднеплан с тонким прямым крылом большого удлинения и убираемым в полете шасси. Конструкция самолета - цельнометаллическая, выполнена в основном из алюминиевого сплава 75ST. Экипаж самолета - один человек.

Фюзеляж - типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Удлинение фюзеляжа - 9. Технологически фюзеляж разделяется на переднюю, центральную и заднюю секции. В носовом отсеке передней секции установлены автопилот, радиокомпас, радиостанция. Далее находится герметичная кабина летчика вентиляционного типа. Кабина закрыта прозрачным фонарем, состоящим из неподвижного козырька с плоским лобовым стеклом и откидывающейся вручную влево крышки. Для защиты летчика от солнечных лучей крышка фонаря сверху сделана непрозрачной. В кабине в центре приборной доски находится специальный визир-перископ, предназначенный для обзора земной поверхности под самолетом, а также контроля состояния нижней поверхности планера. Дополнительное оснащение кабины - небольшой секстант для аварийного определения местоположения самолета при отсутствии видимости земли. В кабине установлено разработанное компанией Lockheed облегченное катапультное кресло, обеспечивающее аварийное покидание самолета на любой высоте. После катапультирования автоматическое отделение летчика от кресла и раскрытие парашюта происходит на высоте менее 3000-4000 м. 

За кабиной в фюзеляже находится герметичный отсек (Q-bay) для размещения разведывательного оборудования различной комплектации. Длина отсека - 1,5 м, ширина - 1,2 м. На бортах этого отсека располагаются полукруглые дозвуковые воздухозаборники, а за ним снизу - ниша убранного положения основной опоры шасси. В центральной секции фюзеляжа находятся двигатель и топливный бак. К силовым шпангоутам этой секции крепятся стойка основной опоры шасси, консоли крыла и двигатель. За крылом на фюзеляже справа и слева располагаются два тормозных щитка, отклоняющиеся вперед на угол до 50°. Внутренний объем хвостовой секции фюзеляжа в основном занимает удлинительная жаровая труба двигателя. За срезом сопла снизу установлен экран, который уменьшает тепловое излучение от исходящего потока газов.

Крыло - свободнонесущее трапециевидной формы в плане. Его удлинение - 10,7. Аэродинамический профиль - Lockheed NASA 64А, модифицированный для высотных полетов. Конструкция крыла - кессонная трехлонжеронная. Типовые нервюры ферменной конструкции. Кессоны являются топливными баками. Законцовки крыла выполнены в виде опущенных вниз поверхностей, используемых как опорные лыжи при посадке. Крыло оснащено четырехсекционными закрылками и элеронами,занимающими приблизительно 37% его размаха. Элероны отклоняются на 16° вверх и 14° вниз. Угол отклонения закрылков - 35°. Два гидроцилиндра, обеспечивающие уборку и выпуск закрылков, соединены гибким валом синхронизации. Силовые нервюры в начале элеронных зон кессонов консолей крыла (примерно на 63% его размаха) имеют гнезда для установки сбрасываемых после взлета поддерживающих опор. 

Самолет оборудован системой компенсации вертикальных порывов воздуха, которая при полете в турбулентной атмосфере синхронно отклоняет закрылки вниз, а элероны вверх, разгружая крыло. Хвостовое оперение - свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Киль и стабилизатор имеют двухлонжеронную сварную конструкцию. Руль высоты отклоняется на 30° вверх и на 20° вниз. Углы отклонения руля направления ±30°. Рули оснащены триммерами. В обтекателе под рулем направления может быть установлен автомат для отстрела 16 ложных целей. Шасси велосипедного типа, включает основную и хвостовую опоры. Опоры убираются против полета в фюзеляжные нищи, каждая из которых закрывается двумя створками. Стойки обеих опор изготовлены из титанового сплава. На основной установлены два колеса диаметром 482 мм с дисковыми тормозами, а на хвостовой - два нетормозные колеса диаметром 202 мм из литой резины. Колеса хвостовой опоры поворотные. Кроме того имеются две поддерживающие крыльевые опоры, сбрасываемые после взлета. Эти опоры - пружинные серповидной формы, двухколесные, самоориентирующиеся. 

Силовая установка включает осевой турбореактивный двигатель Pratt&Whitney J75-P-13A. Тяга двигателя на взлете - 7173 кгс, сухая масса - 2224 кг. Длина двигателя - 6096 мм, максимальный диаметр - 1092 мм. Расход топлива - 606 л/ч. Двигатель - одноконтурный двухвальный, включает 8-ми ступенчатый компрессор низкого давления, 7-ми ступенчатый компрессор высокого давления, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 8-ю жаровыми трубами, одноступенчатую турбину высокого давления и двухступенчатую турбину низкого давления. Степенью сжатия в компрессоре - 12. Для розжига камеры сгорания используются два высокоэнергетических воспламенителя. Для подвода дополнительного воздуха при запуске двигателя между компрессорами высокого и низкого давления имеются автоматические клапаны. При работающем двигателе через эти клапаны осуществляется отбор воздуха для системы кондиционирования, топливной и других систем самолета. Коробка агрегатов расположена в нижней части двигателя. Крутящий момент на нее передается через рессору от компрессора высокого давления. 

Двигатель адаптирован под топливо JP-TS (JP-7), представляющее собой авиационный керосин с низкими летучестью и давлением пара, плотностью 0,85 г/см. Оно обеспечивает устойчивую работу силовой установки на высотах превышающих 21000 м. Топливо размещается в четырех крыльевых баках общей емкостью 4990 л и одном фюзеляжном на 360 л, выполняющим роль расходного. Кроме того, предусмотрена подвеска на крыло двух внешних баков емкостью по 750 л. Подача топлива из всех баков - принудительная, вытеснением за счет давления воздуха, отбираемого от двигателя. При этом топливо подогревается, проходя через топливомасляный радиатор. Возможно и непосредственное питание двигателя из крыльевых баков, минуя расходный. Самолет оснащен системой аварийного слива топлива, патрубок которой расположен на задней кромке каждой консоли крыла между закрылком и элероном. 

Система управления - механическая, безбустерная. Проводки управления рулями и элеронами - жесткие. Расположенные в кабине органы управления включают штурвальную колонку и педали. Педали - складные, что дает возможность пилоту вытянуть ноги и снять усталость. В исходное положение педали возвращаются специальной тягой. Самолет оборудован автопилотом А-10 фирмы Lear. Гидравлическая система обеспечивает уборку и выпуск шасси и закрылков, работу тормозов колес основной опоры шасси и фюзеляжных тормозных щитков, а также топливного насоса на двигателе. Рабочее давление в системе 211 кг/см. поддерживается насосом переменной производительности приводом от двигателя и гидроаккумулятором. Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Основной и резервный генератор мощностью по 20 кВА вырабатывай ток нестабилизированной частоты 32( 520 Гц и напряжением 115/200 В. Менее мощный аварийный генератор обеспечивает потребители током стабилизированной частоты 400 Гц. 

Системы жизнеобеспечения. Во время полета на большой высоте в кабине поддерживается давление такое как на высоте 8500 м. Летчик находит в высотно-компенсирующем костюме МС-2 или МС-3 и дышит чистым кислородом. 

Бортовое радиоэлектронное и приборное оборудование включает навигационное и связное оборудование. Самолет оснащен УКВ-радиостанцией AN ARC-34, панелью управления 618Т-3, компасом МА-1, радиокомпасом ANARN-59, навигационной системой Туре 15F VHF, указателем курса ID453, сигнальным радиомаяком ANAPN-135, высотомер фирмы Kollman, который проградуирован до высоты 24400 м, допплеровским навигационным блоком АР APN-153 (V). 

Специальное разведывательное оборудование комплектуется в зависимости от выполняемой задачи. Наиболее часто используются следующие системы фотоаппаратов фирмы Nicon. Система «А-1» состоит из двух аппаратов К-38 с фокусным расстоянием 610 мм. Один из них установлен вертикально и фотографирует объекты в секторе 17,2°. Второй аппарат закреплен подвижно и фотографирует объекты в секторе 36,5° в обе стороны. Каждый из аппаратов комплектуется собственной кассетой с пленкой шириной 240 мм. Для сохранения балансировки самолета, пленки в кассетах перематываются в противоположные стороны. 

Система «А-2» состоит из трех аппаратов К-38. Один из них установлен вертикально, а два других - наклонно. Объективы с фокусным расстоянием 610 мм и светосилой 8 единиц дают возможность получать снимки с разрешением 60 линий на мм. Совместно с системами «A-l» и «А-2» используется система регистрации трассы, которая выполняет снимки объективом с фокусным расстоянием 76 мм на пленку шириной 70 мм. 

Система «В» состоит из одного панорамного фотоаппарата с объективом HR73B1. Фокусное расстояние этого объектива - 915 мм, светосила - 10, что позволяет получать снимки с разрешением до 100 линий на мм. Аппарат имеет встроенный автофокус и экспонометр для автоматического определения параметров экспозиции. С пленки шириной 240 мм печатаются снимки форматом 457x457 мм. Пленка фирмы Kodak позволяла произвести 4000 снимков. 

Технические характеристики Lockheed U-2 

Экипаж, чел 1 
Размах крыла, м 24.5 
Длина самолета,м 15.24 
Высота самолета,м 4.57 
Площадь крыла,м2 55.70 
Масса, кг 
- пустого самолета 6464 
- максимальная взлетная 10954 
Внутреннее топливо, л 5791.7 
Тип двигателя - 1 ТРДФ Pratt Whitney J75-P-13В 
Тяга, кН 
- нефорсированная 1 х 70.28 
- форсированная 1 х 75.62 
Максимальная скорость, км/ч 850 
Крейсерская скорость, км/ч 741 
Практическая дальность, км 4633 
Продолжительность полета, ч 6 
Практический потолок, м 21335 

По материалам статьи - автор: Н. Околелов 
Первоисточник: журнал «Авиация и время» 2017 г. №03
Рейтинг:
-
0
+