вернёмся в начало?

РЕАКТИВНЫЕ САМОЛЕТЫ МИРА

ХЕЙНКЕЛЬ He-176

ИЮНЬ 1939 г.

Хейнкель Не-176 со сбрасываемой кабиной и небольшим крылом с большой удельной нагрузкой.

Уникальной особенностью жидкостно-реактивного двигателя является его способность развивать большую тягу в течение короткого периода времени. Чрезвычайно высокий расход топлива ограничивает возможности применения ЖРД в качестве основной силовой установки для самолета. ЖРД может быть применен в качестве силовой установки только в том случае, когда необходимо получить большую скорость полета, не считаясь со значительным уменьшением продолжительности полета. Поэтому не случайно, что на первом в мире реактивном самолете He-176, спроектированном для установления нового мирового рекорда скорости полета свыше 1000 км/час, был установлен жидкостно-реактивный двигатель.

Проектирование самолета He-176 было начато в конце 1937г. конструктором Гансом Регнером, работавшим на фирме «Хейнкель». Кроме жидкостно-реактивного двигателя, самолет имеет ряд других конструктивных особенностей. Кабина летчика была сбрасываемой и являлась предшественником современных катапультируемых сидений. Летчик в кабине располагался в отклоненном назад положении. Удельная нагрузка на крыло при взлете была чрезвычайно высока. Размеры самолета были очень малы. И размах крыла и длина самолета равнялись 4, 98 м, а площадь крыла составляла только 4, 97 м². Максимальный диаметр фюзеляжа был равен 0, 80 м. На самолете был установлен ЖРД Вальтер HWK R.I с тягой 500 кг. Горючим для двигателя являлся метанол, а окислителем — перекись водорода. Топливные баки были расположены в фюзеляже непосредственно позади кабины летчика.

Двигатель установили на самолет в начале 1939 г. До июня 1939 г. продолжались испытания машины на земле с кратковременными включениями двигателя. В июне 1939 г. самолет совершил первый прямолинейный полет в течение 50 сек. После этого было совершено несколько других полетов, и 3 июля 1939 г. самолет He-176 демонстрировался Гитлеру и Герингу. Однако работы над самолетом были прекращены, и он впоследствии, погиб вместе с другими экспонатами в авиационном музее, разрушенном во время бомбардировки Берлина.

МЕССЕРШМИТ Ме-163В-1

АПРЕЛЬ 1941 г.

Истребитель Ме-163-1 "Швальбе"

Самолет Ме-163В-1 «Швальбе», представляющий собой одноместный истребитель, был первым успешно действовавшим боевым самолетом с жидкостно-реактивным двигателем. Самолет поступил на вооружение авиационных частей в конце 1944 г. Он был спроектирован конструктором Липпишем и имел обозначение DFS 194. Первоначально в 1940 г. испытывался как планер и несколько позднее — с поршневым двигателем «Побджой» мощностью 85 л. с., установленным в носу фюзеляжа. Летные испытания Ме-163-1 с реактивным двигателем были начаты в апреле 1941 г. 10 мая 1941 г. на нем была достигнута скорость горизонтального полета около 1000 км/час.

Силовой установкой самолетов Me-163V-l и V-2 являлся ЖРД Вальтер HWKR 11-203, который предполагалось устанавливать также на серийном образце самолета Ме-163А. Однако вследствие ненадежности этот двигатель был заменен двигателем HWK 109-509A, который работал при более высоких температурах. Вариант самолета Ме-163, на котором был установлен новый двигатель, получил обозначение Ме-163В. Построенные двенадцать самолетов Ме-163А использовались как учебно-тренировочные планеры.

Самолет Ме-163В-1 имел сбрасываемое после взлета двухколесное шасси и убирающуюся металлическую лыжу, используемую при посадке. Ракетный двигатель самолета мог развивать тягу в диапазоне 200—1700 кг на всех высотах. Максимальная скорость полета составляла 880 км/час на высотах от 3000 до 9000 м. Взлетный вес составлял 4300 кг, а вес пустого самолета — 1910 кг. Размеры: размах крыла 9, 3 м, длина 5, 7 м, площадь крыла 19, 4 м².

Всего было построено 364 истребителя Ме-163В. Модифицированный вариант самолета под обозначением J8M1 или Ki-200 «Сюсуй» был построен фирмой «Мицубиси» в Японии. На самолете Me-163V-6, представляющем собой опытный образец самолета Me-163 С и испытанном в 1944 г., был установлен двигатель HWK 109-509 С, имевший дополнительную крейсерскую камеру, которая позволяла увеличить продолжительность полета с работающим двигателем до 12 мин. и общую тягу — до 2000 кг.

МЕССЕРШМИТ Ме-262

ИЮЛЬ 1942 г.

Самолет Ме-262 «Штюрмфогель» был первым боевым реактивным самолетом, поступившим на вооружение авиационных частей. Первый образец самолета Me-262V-1 летом 1941 г. испытывался с поршневым двигателем Юмо 211. Второй образец самолета Me-262V-2, на котором были установлены два турбореактивных двигателя Юнкерс-Юмо 004А с тягой 840 кг каждый, совершил первый полет 18 июля 1942 г.

Первый поступивший в производство истребитель-перехватчикМе-262А-1, на котором были установлены два турбореактивных двигателя Юмо 004В с тягой 900 кг каждый, был выпущен только небольшой серией. В связи с изменением взглядов в области боевого применения самолетов он был превращен в истребитель-бомбардировщик. Самолет мог нести две 250-килограммовые бомбы. Были испытаны также и другие варианты самолета, включая истребитель-перехватчик Ме-262В-1 с двумя комбинированными двигателями BMW 003P (каждый из которых состоял из турбореактивного двигателя BMW 003A с тягой 800 кг и жидкостно-реактивного двигателя BMW 718, увеличивающего тягу на 1230 кг в течение 3 мин.) и двухместный ночной истребитель Ме-262В-2 с радиолокатором в носовой части фюзеляжа. Было построено три образца самолета Ме-262В-2. На четырех модифицированных самолетах Ме-262А были установлены в носовой части фюзеляжа 50-мм пушки ВК5. Эти самолеты являлись опытными образцами для проектируемого самолета Ме-262Е. Последним вариантом самолета Ме-262, прошедшего летные испытания, являлся истребитель-перехватчик Ме-262С-1, силовая установка которого состояла из двух турбореактивных двигателей Юмо-004С с тягой 1000 кг каждый и жидкостно-реактивного двигателя Вальтер HWK 109-509A с тягой 170 кг, установленного в хвостовой части фюзеляжа.

Всего было построено 1294 самолета типа Ме-262. Самолет Ме-262А-1 имел максимальную скорость 845 км/час и дальность полета 940 км. Взлетный вес самолета составлял 7000 кг, а вес пустого самолета—4500 кг. Размеры самолета: размах крыла 12,5 м, длина 10,9 м, площадь крыла 16,6 м²

НОРТРОП МХ-324

ИЮЛЬ 1944 г.

	Экспериментальный самолёт МХ-324 с жидкостно-реактивным двигателем, мощность которого была недостаточной для полёта на большой скорости.

В сентябре 1942 г. фирма «Нортроп» приступила к осуществлению идеи применения жидкостно-реактивного двигателя для истребителя типа летающее крыло, будучи в полном неведении относительно того, что подобная машина была несколько ранее успешно испытана в Германии. В 1943 г. ВВС США выдали фирме заказ на разработку такого самолета. Фирма начала с обширной программы исследования устойчивости и управляемости аппарата с помощью трех планеров, представлявших собой модели разрабатываемого самолета в натуральную величину. Поскольку размеры кабины при обычном положении летчика лимитировали толщину крыла, то в интересах снижения лобового сопротивления было решено разместить летчика в лежачем положении. Этот самолет, известный под обозначением МХ-324, с жидкостно-реактивным двигателем XCAL-200, работающим на моноэтиланилине и красной дымящей азотной кислоте совершил свой первый полет 5 июля 1944 г.

Самолет МХ-324 был построен главным образом с целью исследования возможности применения на самолетах жидкостно-реактивных двигателей. Жидкостно-реактивный двигатель XCAL-200, установленный на этом самолете, при собственном весе 194 кг развивал тягу только 90 кг. При первых испытательных полетах самолет ХМ-324 с помощью истребителя Локхид Р-38 «Лайтнинг» забуксировывался на высоту 2400 м и после отделения от буксировщика совершал самостоятельный полет с включенным двигателем, работавшим в течение 5 мин.

Самолет МХ-324 имел размах крыла около 9 м и неубирающееся шасси, заключенное в обтекатели. Жидкостно-реактивный двигатель с четырьмя баллонами для сжатого воздуха и двумя баками для топлива размещался внутри крыла. Было проведено несколько успешных полетов с работающим двигателем. Вследствие весьма малой тяги двигателя летные характеристики самолета были невысокими, а продолжительность полета — чрезвычайно малой. Предложение об установке более мощного ЖРД не было принято вследствие ограниченности места на самолете для размещения топливных баков с целью обеспечения достаточной для проведения летных испытаний продолжительности полета.

ОКА

СЕНТЯБРЬ 1944 г.

пилотируемый самолёт-снаряд «Ока» 11 с ЖРД

Самолет «Ока» (по-японски «цветок вишни») — одноместный пилотируемый самолет-снаряд с жидкостно-реактивным двигателем был предназначен для использования летчиками-смертниками («камикадзе»). Первый полет на самолете был совершен в сентябре 1944 г. Силовая установка самолета состояла из трех ракетных двигателей (Тип 4 Mk. 1 модель 20), развивавших суммарную тягу около 800 кг в течение 8—10 сек. Боевая часть самолета, вес которого составлял 1200 кг, снаряжалась тринитроанизолом. Обычно самолет «Ока» модель 11 подвешивался к бомбардировщику Мицубиси G4M2, частично скрываясь в его бомболюке, и отделялся от него в районе цели. После отделения от носителя на высоте 8200 м самолет «Ока» 11 мог планировать на расстоянии 80 км со скоростью 370 км/час. На конечном участке траектории включались двигатели и скорость увеличивалась до 855 км/час. При пикировании под углом 50° максимальная скорость составляла 990 км/час. Размеры: размах крыла 5 м, длина самолета 6,1 м, площадь крыла 6 м². Взлетный вес 2140 кг, вес пустого самолета 440 кг. С сентября 1944 г. по март 1945 г. было построено 755 самолетов «Ока» 11.

Самолет «Ока» 11 был заменен в производстве самолетом «Ока» 22, имевшим один турбореактивный двигатель Tsu-11. «Ока» 22 имел взлетный вес 1450 кг (пустая машина весила 545 кг), размах крыла —4,1 м, длину— 6,9 м, площадь крыла — 4,05 м².

Дальнейшим развитием этой конструкции явился легкий истребитель «Ока» 43, спроектированный под турбореактивный двигатель Ne-20 с тягой 475 кг. Взлет самолета «Ока» 43 должен был осуществляться с катапульты. Его вооружение должно было состоять из двух 20-мм пушек. Размах крыла самолета «Ока» 43 был увеличен до 8 м, длина самолета была равна 8,15 м и взлетный вес — 2500 кг.

Учебно-тренировочный вариант самолета «Ока», не имевший силовой установки, обозначался MXY7. В боевых действиях во время второй мировой войны нашёл применение только самолет-снаряд «Ока» 11.

ЮНКЕРС JU-248V-1

СЕНТЯБРЬ 1944 г.

Ju-248-1, являвшийся развитием самолёта Ме-163С и получивший в дальнейшем обозначение Ме-263А. Самолёт был готов для серийного производства в конце второй мировой войны.

Самолет Ju-248 представлял собой истребитель-перехватчик с ракетным двигателем. Он являлся дальнейшим развитием сконструированного Липпишем самолета Мессершмит Ме-163С, в конструкцию которого фирмой «Юнкерс» были внесены значительные изменения, улучшившие его летные характеристики. В августе 1944 г. на заводе фирмы «Юнкерс» в Дессау была закончена постройка единственного опытного образца самолета, получившего обозначение JU-248V-1. В этом же месяце самолет был испытан в полете с неработающим двигателем. Летные испытания самолета с работающим двигателем были начаты в конце сентября 1944 г. После проведения предварительных летных испытаний дальнейшие работы над самолетом были переданы фирме «Мессершмит», и самолет получил обозначение Ме-263, однако достройка следующих опытных образцов не была закончена.

Самолет JU-248V-1 имел полностью конструктивно измененный фюзеляж с большим удлинением, чем у самолета Ме-163С. Посадочная лыжа была заменена трехколесным шасси (с носовым колесом). Шасси опытного образца самолета было неубирающимся, однако на серийных самолетах должно было быть полностью убирающееся шасси. Общая емкость крыльевых и фюзеляжных топливных баков была рассчитана на 1610 л окислителя («Т-штофф») и 840 л горючего («С-штофф»).

Установленный на самолете ЖРД Вальтер 109-509Сс вспомогательной крейсерской камерой имел максимальную тягу 2000 кг. Запас топлива обеспечивал работу двигателя в течение 15 мин. при скорости полета 795 км/час. Максимальная скорость полета равнялась 945 км/час, скороподъемность у земли — 60 м/сек., а на высоте 10 200 м — 165 м/сек. Взлетный вес самолета был равен 5300 кг, вес пустого самолета —2200 кг. Вооружение самолета состояло из двух 30-мм пушек Mk.108. Летчик размещался в герметической бронированной кабине. Размеры самолета: размах крыла 9,5 м, длина 7,9 м, площадь крыла 17,8 м².

ХЕЙНКЕЛЬ Не-162А-1

ДЕКАБРЬ 1944 г.

Известный под наименованием «Фольксегер» самолет He-162 был построен в течение 69 дней. Заказ на разработку конструкции был сделан 29 сентября 1944 г., а опытный образец, получивший обозначение Не-162А-1, уже 6 декабря 1944 г. совершил первый полет. Самолет He-162 был создан как истребитель-перехватчик. Его конструкция была рассчитана на массовое производство с помощью неквалифицированной рабочей силы с использованием недефицитных материалов. Самолет He-162 имел смешанную конструкцию, его силовая установка состояла из одного турбореактивного двигателя BMW 003A-1 с тягой 800 кг, установленного в гондоле над фюзеляжем позади кабины летчика. Было запланировано ежемесячно выпускать по нескольку тысяч самолетов Не-162А-1, но построено только 116.

Самолет Не-162А-1 был вооружен двумя 30-мм пушками Mk.108. При взлетном весе 2500 кг самолет имел максимальную скорость 835 км/час на высоте 6000 м и 785 км/час у земли. Продолжительность полета у земли на режиме максимальной тяги составляла 20 мин., а на высоте 11 000 м — 57 мин. Дальность полета на высоте 11 000 м составляла 660 км. Скороподъемность у земли была равна 21,4 м/сек. Самолет имел следующие размеры:длину 9,1 м, размах крыла 7,25 м, площадь крыла 11,2 м².

Было спроектировано несколько вариантов самолета He-162, в том числе: вариант с комбинированной силовой установкой BMW 003P, состоящей из турбореактивного и жидкостно-реактивного двигателей (установка должна была увеличить максимальную скорость самолета у земли до 1000 км/час), вариант с турбореактивным двигателем BMW 003E-1 (должен был обладать максимальной скоростью у земли 880 км/час) и вариант с турбореактивным двигателем Юнкерс-Юмо 004D или Е. Проектировался также вариант со стреловидным крылом и турбореактивным двигателем Хейнкель HeSOll и варианты с одним пульсирующим воздушно-реактивным двигателем Аргус As-044, имеющим тягу 500 кг, и двумя пульсирующими воздушно-реактивными двигателями As-014 с тягой 355 кг каждый.

Первая эскадрилья (JG84), вооруженная самолетами Не-162А-1 и базировавшаяся на аэродроме Лек в Шлезвиг-Голштинии, к концу второй мировой воины была на грани окончания подготовки для боевых действий.

БАХЭМ Ва-349А «НАТТЭР»

МАРТ 1945 г.

	Пилотируемый самолёт-снаряд Бахем Ва-349А "Наттер". Успешных пилотируемых полётов осуществить не удалось.

Проектирование самолета Ва-349А «Наттэр» было начато в августе 1944 г. фирмой «Бахэм». Самолет представлял собой дешевый истребитель-перехватчик однократного применения. Самолет был снабжен жидкостно-реактивным двигателем Вальтер HWK 109-509A, работающим на двухкомпонентном топливе. Его вооружение состояло из 33 неуправляемых реактивных снарядов R4M или 24 снарядов «Фен».Самолет запускался почти с вертикально направленной катапульты длиной около 24 м. Взлет осуществлялся с помощью четырех пороховых ускорителей, установленных по бортам задней части фюзеляжа.

Предполагалось, что самолет Ва-349А будет наводиться на бомбардировщики противника с наземных пунктов управления посредством подачи команд по радио. Однако в пределах прямой видимости цели летчик должен был самостоятельно осуществлять наведение самолета на цель, открывать огонь реактивными снарядами и затем выбрасываться из машины с парашютом. Одновременное этим двигатель должен был отделяться от фюзеляжа и спускаться на землю с парашютом, с тем чтобы его можно было использовать вторично. Самолет Ва-349А без основного жидкостно-реактивного двигателя совершил первый беспилотный полет 18 декабря 1944 г. Самолет был запущен с помощью пороховых стартовых ускорителей. Всего было произведено десять таких полетов. 25 февраля самолет Ва-349А был запущен без летчика, но с установленным жидкостно-реактивным двигателем. После этого был осуществлен взлет пилотируемого самолета, однако при этом самолет был разрушен.

Самолет Ва-349А имел взлетный вес 2180 кг, максимальную скорость 865 км/час, скороподъемность 182 м/сек. Продолжительность полета самолета составляла 2 мин. Был построен второй вариант самолета Ва-349В, имевший большую продолжительность полета. Силовая установка самолета Ва-349В состояла из жидкостно-реактивного двигателя Вальтер HWK 109-509D, имеющего крейсерскую камеру сгорания. Продолжительность полета этого самолета с работающим двигателем составляла 4,36 мин., максимальная скорость —1000 км/час на высоте 5000 м и скороподъемность—190 м/cек. Размеры: размах крыла 3,95 м, длина 6,5 м, площадь крыла 4,8 м².

БЕЛЛ Х-1

ДЕКАБРЬ 1946 г.

Вверху слева: Белл Х-1В. Вверху справа: Белл Х-1А, Проекции:Белл Х-1А.

Самолет Белл Х-1 предназначен для исследования проблем полета на сверхзвуковых скоростях. Первый полет на самолете Х-1 с работающим двигателем был совершен 9 декабря 1946 г.; самолет был запущен со специально оборудованного бомбардировщика В-29. Силовая установка самолета состоит из одного четырехкамерного жидкостно-реактивного двигателя Риэкшен моторc XLR-11-RM-5, каждая из камер которого развивает тягу 680 кг. Камеры двигателя могут работать одновременно или раздельно. Х-1 являлся первым пилотируемым самолетом, на котором была превышена скорость звука. 15 октября 1947 г. на нем была достигнута скорость, соответствующая 1, 46 М (1550 км/час) на высоте 21 800 м.

Вследствие задержки в разработке турбонасосной системы подачи топлива на самолете Х-1 использовалась газобаллонная система подачи топлива, работающая на сжатом азоте. Продолжительность работы двигателя на режиме максимальной тяги, равная 2, 5 мин., была недостаточной для достижения проектной скорости полета 2720 км/час на высоте 24 400 м. Х-1 имел запас топлива 2300 кг и стартовый вес 6100 кг. Размеры самолета: длина 9, 45 м, высота 3, 26 м, размах крыла 8, 55 м. Всего было построено три самолета Х-1.

Второй образец самолета Х-1А отличался от Х-1 наличием выступающего за контуры фюзеляжа фонаря кабины вместо верхнего остекления кабины. Фюзеляж самолета был удлинен на 1, 4 м с целью размещения в нем дополнительных баков для топлива, запас которого был увеличен на 2680 кг. Вместо газобаллонной системы подачи топлива была установлена турбонасосная. Продолжительность работы двигателя на режиме максимальной тяги возросла до 4, 2 мин. Взлетный вес самолета был увеличен до 8200 кг, а вес самолета без топлива — до 3180 кг. Посадочная скорость с выпущенными закрылками и шасси составляла 240 км/час. 16 декабря 1953 г. на Х-1А была достигнута скорость полета, соответствующая 2, 5 М (2640 км/час) на высоте 21 300 м и установлен новый рекорд высоты, равный 27 400 м.

Следующий образец— Х-1В — предназначен для исследования проблем аэродинамического нагрева. Был заказан также самолет Х-1С, однако он не был построен. Самолет Х-1 D был разрушен 23 августа 1951 г, перед началом его испытаний.

ДУГЛАС D-558-2 «СКАЙРОКЕТ»

ФЕВРАЛЬ 1948 г.

D-558-2 «Скайрокет»-первый самолёт, летавший со скоростью, превышающей в два раза скорость звука. Вверху справа: взлёт самолёта «Скайрокет» с помощью стартовых ускорителей.

Экспериментальный самолет D-558-2 «Скайрокет» спроектирован фирмой «Дуглас» в сотрудничестве с Национальным совещательным комитетом по авиации (НАКА) по заказу ВМС. Разработка самолета была начата летом 1945 г. Первый из трех образцов самолета совершил полет 4 февраля 1948 г. Самолет D-558-2 является вариантом самолета D-558-1 «Скайстрик», но имеет стреловидное под 35° крыло. Так как тяга турбореактивного двигателя Вестингауз J-34-WE-22, установленного на этом самолете, равнялась 1360 кг и была недостаточна для достижения больших скоростей полета, то в хвостовой части фюзеляжа был установлен жидкостно-реактивный двигатель Риэкшен моторc XLR-8, работающий на двухкомпонентном топливе и развивающий тягу 2720 кг. Турбореактивный двигатель самолета используется для взлета и набора высоты, а жидкостно-реактивный двигатель — для разгона до больших скоростей полета.

С такой комбинированной силовой установкой самолет «Скайрокет» 14 октября 1947 г. превысил скорость звука. В мае 1949 г. самолет достиг скорости, соответствующей 1,05 Ма на высоте 7600 м (приблизительно 1170 км/час). На одном из самолетов «Скайрокет» турбореактивный двигатель был снят и был увеличен в два раза запас топлива для жидкостно-реактивного двигателя. 21 августа 1951 г. самолет «Скайрокет» был поднят на самолеге Боинг Р2В-1 на высогу 10 700 м и там запущен. В самостоятельном полете самолет «Скайрокет» набрал высоту 20 800 м, на которой развил скорость, соответствующую 1,7Ма (1830 км/ час). Неделей позже этим самолетом была достигнута скорость, соответствующая 1,875Ма (1980 км час). 21 августа 1953 г. самолет «Скайрокет», запущенный с самолета-носителя на высоте 10 300 м, набрал высоту 25 400 м, a 14 октября 1953 г. он развил скорость, соответствующую 1,96 Ма (2040 км/час).

D-558-2 «Скайрокет» был первым пилотируемым самолетом, который 21 ноября 1953 г. достиг скорости, соответствующей 2,01 Ма (2120 км/час). Полученные результаты интересны в том отношении, что самолет «Скайрокет» имеет обычный дозвуковой профиль крыла и был спроектирован для достижения максимальной скорости, равной 1,4 Ма. «Скайрокет» имеет следующие размеры: размах крыла 7,65 м, длина 13,8 м, высота 3,5 м.

КОНВЭР XF-92A

СЕНТЯБРЬ 1948 г.

Конвэр Модель XF-92A (7002) был первым в мире реактивным самолетом, на котором применено треугольное крыло. Первый полет на самолете был совершен 18 сентября 1918 г. Самолет XF-92A был разработан как летающая модель проектировавшегося одноместного истребителя 51 XF-92 с силовой установкой, состоящей из турбореактивного и ракетного двигателей и рассчитанной для достижения скорости 1,25 Ма на высоте 15200 м. Однако в связи с прекращением работ над истребителем XF-92 самолет XF-92A был использован для получения данных, необходимых для проектирования истребителя Конвэр YF-102.

Спроектированный при консультации д-ра М. Липпиша, который ранее в Германии проводил исследования в области применения треугольного крыла, самолет XF-92A совершил первый полет с турбореактивным двигателем Аллисон J-33-A-23, развивающим тягу 2090 кг без впрыска и 2450 кг с впрыском воды. В 1951 г. этот двигатель был заменен турбореактивным двигателем J-33-A-29, имеющим такую же тягу, но снабженным системой дожигания, позволявшей увеличивать тягу двигателя до 3720 кг. С этим двигателем самолет XF-92A во время летных испытаний достигал 0,95 Ма на высотах более 13700 м. Вес пустого самолета XF-92A составлял 3855 кг. Первоначально проектный взлетный пес самолета составлял 5900 кг, однако в дальнейшем он был увеличен до 6800 кг.

Самолет XF-92A имел небольшое тонкое крыло на большом круглого сечения фюзеляже. Стреловидность крыла по передней кромке составляла 60°; относительная толщина крыла была равна 6,5%. Элевоны, выполнявшие функции рулей высоты и элеронов, занимали всю заднюю кромку крыла и обеспечивали поперечное и продольное управление самолетом. Больших размеров вертикальное оперение обеспечивало путевую устойчивость и направление полета. Размеры самолета XF-92A: размах крыла 9,5 м, длина 12,9 м, высота 5,4 м.

СЮД-УЭСТ «ЭСПАДОН»

НОЯБРЬ 1948 г.

	Вверху слева: S.O.6025 «Эспадон». Внизу справа S. О. 6020-01. Проекции: S.O.6021

Самолет «Эспадон» был разработан в соответствии с первой французской послевоенной программой строительства военных самолетов. Конструирование было начато в 1945 г. Первый опытный образец самолета, имевший обозначение S. О. 6020-01, совершил полет 12 ноября 1948 г. с турбореактивным двигателем Роллс-Ройс «Нин» R. N. 2, имевшим тягу в 2270 кг. Большой воздухозаборник двигателя был расположен под фюзеляжем позади задней кромки крыла и обусловливал большие потери. Необычайно высокий фонарь кабины явился следствием запоздалого решения министерства авиации относительно установки катапультируемого сиденья. На самолете S.O. 6020-02, совершившем полет 30 декабря 1949 г., подфюзеляжный воздухозаборник был заменен воздухозаборниками, расположенными по бортам фюзеляжа. Опытный образец S. О. 6020-01 был модифицирован в соответствии с образцом S. О. 6020-02, а в 1952 г. на концах его крыла было установлено по одному турбореактивному двигателю Турбомека «Марборе» с целью получения необходимых данных для разработки самолета S.O.9000 «Тридан». Второй образец использовали для испытаний жидкостно-реактивного двигателя SEPR 251 с тягой 1250кг, установленного в задней части фюзеляжа. Баки с топливом для ЖРД были расположены на концах крыла. После внесения этих изменений самолет S.O. 6020-02 получил обозначение S.O.6026. Полет с жидкостно-реактивным двигателем состоялся 15 октября 1951 г. Третий опытный образец, которому было присвоено обозначение S.O.6025, совершил полет с SEPR 251 28 декабря 1949 г. Баки с топливом для двигателя и воздухозаборник были расположены под фюзеляжем. Четвертый и последний опытный образец самолета S.O.6021 совершил первый полет 3 сентября 1950 г. Этот образец имел облегченную конструкцию, увеличенную площадь крыла (с 25 до 27 ж2) и сервосистему управления. Образец S.O. 6021 имел следующие данные: максимальная скорость у земли 995 км/час, время набора высоты 10 000 м 9 мин. 5 сек., практический потолок 13 000 м, максимальная продолжительность полета 1 час. 5 мин., вес пустого самолета 4750 кг, взлетный вес 6100 кг, размах крыла 10,6 м, длина 14,9 м.

СЮД-УЭСТ «ТРИДАН»

МАРТ 1953 г.

	Экспериментальный самолёт S.0.9000 «Тридан», предназначенный для истребителя-перехватчика S.0.9050

Самолет S.0.9000 «Тридан» стали разрабатывать как сверхзвуковой истребитель-перехватчик, а в действительности получился экспериментальный самолет. Первый опытный образец самолета совершил первый полет 2 марта 1953 г. Второй опытный образец потерпел аварию во время первого полета в сентябре 1953 г. Силовая установка самолет «Тридан», в сущности, состоит из трех двигателей: двух турбореактивных двигателей Турбомека «Марборе» II с тягой по 400 кг каждый, предназначенных для использования в крейсерском полете и при посадке, и трехкамерного жидкостно-реактивного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Жидкостно-реактивный двигатель включает в себя три двигателя SEPR 251 с максимальной тягой 1250 кг каждый. Двигатели «Марборе» II установлены на концах крыла с тонким профилем и малым удлинением.

Фюзеляж самолета «Тридан» в основном служит в качестве топливного бака для помещения запаса ракетного топлива, достаточного для работы двигателей SEPR на полной тяге в течение 4,5 мин. Летные испытания самолета были начаты еще до установки жидкостно-реактивных двигателей. Первый полет самолета с помощью одних только жидкостно-реактивных двигателей состоялся 4 сентября 1954 г. Хвостовое оперение самолета имеет необычную конструкцию: оно состоит из унитарного горизонтального оперения с заметным отрицательным поперечным «V» и унитарной вертикальной плоскостью управления. Самолет «Тридан» имеет расчетное допустимое число Ма=1,6 и практический потолок 18000 м. При взлетном весе самолета 5000 кг турбореактивные двигатели «Марборе» развивают недостаточную тягу для взлета без помощи жидкостно-реактивных двигателей. Размеры самолета следующие: размах крыла 8,15 м, длина 14 м, высота 3,7 м. Площадь крыла составляет только 9,2 м². В результате испытаний S.0.9000 «Тридан» были получены данные для сверхзвукового истребителя-перехватчика S.0.9050, который будет иметь примерно такую же силовую установку и будет вооружен реактивными снарядами класса воздух—воздух.