Samoloty o zmiennej geometrii skrzydel (Sekrety Konstrukcji Lotniczych 4)

Ireneusz Kramarski

O ZMIENNEJ GEOMETRII SKRZYDEŁ

Agencja Lotnicza

ALTAIR

SEKRETY KONSTRUKCJI LOTNICZYCH

Redaktor serii: Tomasz Hypki Konsultacja: Andrzej Głuśniewski

Projekt okładki: Robert Gretzymgier

Wydanie l

Ali Right Reserved ©Copyright by Altair Ltd, Warsaw 1996 Agencja Lotnicza Altair, Sp z o.o., Warszawa, ul. Warecka 11/36, tel. 27 28 80, fax 26 51 93

Druk Białostockie Zakłady Graficzne, Białystok

ISBN: 83-86217-27-8

Zmienny skos skrzydeł Od klap do zmiennego skosu

Analizując historię techniki lotniczej można zauważyć, że jej rozwój był wynikiem wprowadzania w życie nowatorskich pomysłów z trzech głównych dziedzin: aerodynamiki, napędów lotniczych i inżynierii materiałowej. Spośród wielu sprawdzanych w praktyce koncepcji układów aerodynamicznych, dość szybko rywalizację wy­ grał układ z usterzeniem poziomym położonym za płatem, który po latach otrzymał nazwę układu klasycznego. Jednak coraz większe wymagania stawiane przez użytkowników wymuszały wprowadzanie kolejnych nowatorskich rozwiązań. Jedną z metod polepszenia osiągów stało się projektowanie nowych elementów zmieniających geometrię poszczególnych fragmentów płatowca. Były to - w przy­ bliżeniu chronologicznie - klapy na krawędzi spływu skrzydeł, cho­ wane podwozie, klapy i sloty na krawędzi natarcia skrzydeł, śmigła o zmiennym skoku łopat, odrzucane zbiorniki paliwa, klapy na osłonie silnika, hamulce aerodynamiczne, regulowane w locie śmigła, silniki i dysze do pionowego startu i lądowania, dysze· wylotowe o zmiennej geometrii, zmiana kąta zaklinowania płata względem kadłuba, składane brzechwy podkadłubowe, składane końce skrzydeł, chowane osłony wiatrochronu (np. dziób Concorde), chwyty powietrza o zmiennej geometrii, a w końcu zmienny kąt skosu skrzydeł. To ostatnie rozwiązanie, jako najbardziej radykalne, jest najczęściej ogólnie określane jako zmiana geometrii skrzydeł.

MiG-23, Su-24, Tu-22M i Tu-160, a państwa Europy Zachodniej wspólnie zbudowały samolot Tornado. Z czasem okazało się, że nowe osiągnięcia aerodynamiki, takie jak skrzydła pasmowe, pozwalają na zrezygnowanie w wielu wypadkach ze skomplikowanych układów zmiany geometrii skrzydeł, jednak pozostały obszary, gdzie takie rozwiązanie jest do dziś niezastąpione. Warto zatem prześledzić długą, znaczoną wieloma trudnościami i nie­ powodzeniami historię fascynującej idei zmiany skosu skrzydeł samolotu w locie.

Lotnictwo wojskowe źródłem postępu

Od zarania lotnictwa największa innowacyjność towarzyszy powstawaniu samolotów bojowych. Ponieważ koszty ich zaprojekto­ wania, zbudowania i eksploatacji są olbrzymie, dużą wagę przykłada się do możliwości wykonywania przez ten sam typ samolotu różnorod­ nych zadań. Osiągnięcie - dzięki zastosowaniu silników odrzutowych - prędkości naddźwiękowych, spowodowało zaistnienie szczególnie trudno razwiązywalnej sprzeczności pomiędzy dużą prędkością lotu, a dobrymi charakterystykami startu i lądowania. Konstruktorzy i aerodynamicy uznali wówczas, że najlepszym rozwiązaniem problemu wielozadaniowości samolotu bojowego będzie zastosowanie zmien­ nego w locie kąta skosu skrzydeł. Wszystkie liczące się potęgi militarne rozpoczęły badania, których efektem stało się wprowadzenie do służby w jednostkach liniowych kilku typów samolotów ze skrzydłami o zmiennej geometrii. W Stanach Zjed­ noczonych kolejno powstawały F-111, F-14 i B-1B, w ZSRR Su-17,

Najbardziej znany i udany samolot o zmiennej geometrii skrzydeł amerykański F-14A Tomcat 3

Pierwsze samoloty o zmiennym skosie skrzydeł Westland PŁerodactyl IV

Pierwszym samolotem, w którym świadomie wykorzystano zmianę w locie kąta skosu skrzydeł stał się Westland PterodactyiiV. Jego historia sięga roku 1929, kiedy to Geoffrey Hill, konstruktor pracujący w firmie Westland Aircraft Works z siedzibą w Yeovil, rozpoczął prace nad nowym samolotem w układzie bezogonowca, projektowanym według specyfikacji 16/29. Miał on mieć trzymiej­ scową zakrytą kabinę oraz silnik umieszczony w tylnej części kadłuba i napędzający śmigło pchające. Hill miał już pewne doświadczenie praktyczne w projektowaniu tego typu konstrukcji zebrane w czasie

Pterodactyl IV był wyposażony w torowe podwozie z podpórkami pod skrzydłami. Konstrukcja jego zastrzałów musiała uwzględniać możliwość ruchu wraz ze skrzydłami prób z bezogonowymi szybowcami i samolotem Pterodactyl l. Poza tym zaprojektował też samolot dwumiejscowy Mk.ll ze śmigłem pchającym oraz myśliwiec ze śmigłem ciągnącym, które jednak nie uzyskały akceptacji Air Ministry (Ministerstwa Lotnictwa). Po przykrych doświadczeniach ze statecznością podłużną samolotu Pterodactyl l, Hill postanowił zastosować zupełnie nowy sposób rozwiązania tego problemu. W zależności od obciążenia pilot lub jeden z pasażerów mógl za pomocą specjalnej korby, umie­ szczonej w suficie części pasażerskiej, obrócić skrzydła maksymal­ nie o kąt 4,75 °. W porównaniu do zakresów zmiany kąta skosu we współczesnych samolotach jest to wielkość mała, ale wystarczająca do uzyskania pożądanej wartości zapasu stateczności podłużnej. Opis tego rozwiązania został złożony w urzędzie patentowym 15 sty­ cznia 1930 w formie opracowania pt. "lmprovements in Means for Adjusting Wings of Aircraft". 15 lipca 1931 wydany został patent nr 352961 chroniący to pomysł Hilla. Prace konstrukcyjne nad nowym samolotem, który otrzymał nazwę Pterodactyl IV, trwały w Yeovil przez cały rok 1930 i zostały ukończone w marcu 1931. Samolot oznaczony jako K1947 został 4

rozłożony, przewieziony do bazy RAF w Andover i pow­ tórnie zmontowany. Wkrótce został oblatany przez Louisa Pageta i po dwóch dniach prób, lotem powrócił do Yeovil. Niestety, P aget • został ranny w wypadku na samolocie W i d g e oh i obowiązki oblatywacza Pterodactyla musiał prze­ jąć Harald Penrose. Jego pierwszy lot o mało nie skończył się katastrofą. W czasie startu samolot na­ Pterodactyl IV w locie. Widoczny na j a k ą ś charakterystyczny obrys jego skośnych jechał skrzydeł nierówność, co spowo­ dowało wyrzucenie go w powietrze w warunkach bliskich przeciąg­ nięciu. Szczęśliwie pilot zdołał opanować maszynę i kontynuował wznoszenie. Samolot okazał się dość poprawny w pilotażu, chociaż był trochę zbyt czuły przy sterowaniu podłużnym i dość bezwładny przy sterowaniu kierunkowym. Po kilku dniach Pterodactyl przeleciał

do R o y a l Aircraft Estab­ lishment (RAE), aby przygo­ tować się do RAF Display, 27 czerwca w Hendon. Po swoim publicznym występie samolot wrócił do Westlanda w celu prowadzenia dalszych prób. ' Ponieważ samolot miał duże obciążenie powierzchni noś nej , ogranic z a ł o to możliwość zabierania całej trzyosobowej załogi. Mimo tego Penrose c z a s a m i zabierał z e sobą Herberta Pokazowy lot Pterodactyla IV na Mettama w roli obserwatora i pokazach w Hendon. Samolot miał operatora mechanizmu kor­ namalowaną paszczę przed­ bowego. potopowego potwora na kadłubie W grudniu 1931 samolot przekazano do RAE, gdzie był oblatywany przez Flt Lt G. H. Stain­ fortha. Na podstawie jego lotów powstał Report BA1026, który mówił o zadowalającej stateczności i własnościach pilotażowych w lotach ze swobodnymi sterami. Poza tym pterodactyi iV charakteryzował się małą prędkością obrotów w korkociągu i łatwością wychodzenia z niego. Z powodu dużej masy własnej, długość startu wynosiłajednak aż 230 m. Prędkość maksymalna wynosiła 175 km/h, z możliwością jej wzrostu o 6,5 km/h przy zastosowaniu lepszego śmigła, prędkość wznoszenia przy ziemi 3,8 m/s, a pułap 4500 m. Osiągi te nie były zbyt zadowalające i dlatego Westland podjął decyzję o zawieszeniu planowanej produkcj i seryjnej wersji cywilnej Pterodactyla. Nie zrezygnowano jednak z promocji nowatorskiego samolotu. Na przodzie kadłuba namalowano ogromną paszczę pterodaktyla i tak ozdobiony samolot pokazano publiczności 25 czerwca 1932 w czasie kolejnego RAF Display. Był to jednak ostatni publiczny występ Pterodactyla IV. Nie był on dalej rozwijany, a jego jedyny egzemplarz pozostał w Yeovil, gdzie służył jako bezogonowy samolot doświad­ czalny. Wojenna gorączka

W 1935 na Kongresie Volty p.n. Duże Prędkości w Lotnictwie niemiecki aerodynamik dr Adolf Susemann wygłosił odczyt na temat teoretycznych korzyści wynikających z zastosowania skrzydeł skoś­ nych, a dwa lata później opisał ich wpływ na tworzenie się efektów ściśliwości. Pod wpływem tych prac dr Albert Betz z Deutsche Versuchsanstalt fur Luftfahrt (DVL) rozpoczął poważne badania

doświadczalne nad przepływami okołodźwiękowymi, których wyniki bardzo zainteresowały Waldemara Voigta, szefa wydziału badań i projektów wstępnych ośrodka badawczego firmy Messerschmitt A. G. w Oberammergau w Bawarii . Dostrzegł on możliwości kryjące się w nowym układzie aerodynamicznym i skłonił firmę Messerschmitt do budowy własnego tunelu aerodynamicznego. Z doświadczeń przeprowadzanych przez Voigta w nowym tunelu wynikało, że zgodnie z teorią - skos skrzydła powoduje opóźnienie powstawania kryzysu falowego. Niestety, jak to często nie tylko w technice bywa, nie ma korzyści bez strat. Znany aerodynamik profesor Alexander M. Lippisch wykazał, że skrzydło wraz ze wzrostem kąta skosu ma coraz gorsze własności przy małych prędkościach lotu, charakterysty­ cznych dla startu i lądowania. Skos skrzydła powoduje zmniejszenie jego wydłużenia, co objawia §ię spadkiem maksymalnej wartości współczynnika siły nośnej. Samolot o danej masie, ale z płatem skośnym ma zatem większe prędkości startu i lądowania w porównaniu z samolotem ze skrzydłam prostymi, a co za tym idzie będzie mniej bezpieczny w czasie tych manewrów. Jest to bardzo ważny czynnik w odniesieniu do samolotu bojowego, który ma operować z lotnisk polowych i umożliwić pewne lądowanie po wy­ konaniu wyczerpującego lotu bojowego. Profesor Alexander M. Lippisch rozwiązał teoretycznie ten prob­ lem i w 1942 opatentował technikę zmiany kąta skosu skrzydeł. Jednak prace nad rozwojem myśliwca Messerschmitt Me 163B oraz przekonanie o wyższości samolotu z płatem delta nad innymi układami spowodowały, że Lippisch nie zajmował się dalej proble­ mem zmiennego skosu . P.202

W tym czasie także w zespole firmy Blohm und Voss pojawiło się zainteresowanie zmienną geometrią. W zespole kierowanym przez dr. Richarda Vogta, z którym współpracowali: szef aerody­ namików Richard Schubert i szef projektów wstępnych Hans H. Amtmann, powstał jeden z najbardziej niezwykłych projektów samolotu myśliwskiego oznaczony jako P. 202 . M i ał on jed­ noczęściowy płat umieszczony na grzbiecie kadłuba, który mógł w całości obracać się wokół pionowej osi, tworząc wraz z kadłubem swego rodzaju nożyce. Osiągnięto w ten sposób zmianę kąta skosu skrzydeł bez zm iany położenia środka ciężkości i punktu przyłożenia siły nośnej. Płat mógł być ustawiany w położeniu optymalnym dla danych warunków lotu. W czasie startu, lądowania i lotów z małymi prędkościami płat miał być ustawiony w położeniu prostopadłym do kadłuba umożliwiając wychylanie klap i wypuszczanie chowanych w nim goleni podwozia głównego. Rozpiętość płata P.202 miała

5

w widoku P.1101 z tylu widać połączenie skrzydeł z kadłubem

n

B/ohm und Voss P.202

zmiennym skosie. Pom imo krótkiego fl irtu z układem nożycowym, postanowiono rozpocząć prace nad mniej egzotycznym rozw i ązaniem - symetrycznie skośnymi skrzydłam i . Tak powstał projekt P. 1114, w którym w celu zapewnienia stateczności podłużnej w czasie zmiany kąta skosu, skrzyd ła musiały przesuwać się wzdłuż kadłuba. Ponie­ waż z te c h n i cznego p u n ktu w i d ze n i a p roblem z b u d owa n i a mechanizmu zm iany kąta skosu okazał się szalenie trudny, Voigt postanowił najpierw zbudować samolot doświadczal ny, na którym można by zbadać charakterystyki skrzydeł skośnyc h . Prace nad projektem wstępnym oznaczonym P. 1101 rozpoczęły się w l i pcu 1942. Był to okres, w którym rozpoczął loty próbne inny samolot Messerschmitta - dwusilni kowy myśliwiec Me 262 Schwalbe, napędzany siln ikam i od rzutowym . Stało się wówczas jasne, że nowy typ napędu nie będzie mógł być użyty w jednosilni kowym P . 1101 ze względu na zbyt mały ciąg uzyskiwany z ówczesnych silników. Model P. 1101 (o rozpiętości 2 m) został wszechstro nnie przebadany w tune lu aerodyn amicznym, ale mimo tego, ten nowatorski projekt pozostał na deskach kreślarskich przez ponad dwa lata. W tym czasie prace ograni czyły się do testów Me 262 ze zwiększonym

wynosić 1 2m , powierzchnia nośna 20 m 2 , a maksymalny kąt skosu 35 ° . Napęd mi ały stanowić dwa sil niki odrzutowe BMW 003 1ub Jurno 004 zamontowane obok siebie w dol nej central nej części kadłuba z wylotem dysz pod tylną częścią kadłuba. Uzbrojenie miało stanowić jedno dzi ałko M K 103 kal. 30 mm i dwa MG 151 kal. 20 m m . Mimo tego, że Vogt i jego zespół nie widzieli wię kszych problemów tech­ nicznych w realizacji projektu, P.20 2 nie znalazł uznania w oczach urzędników z Technischen Amtes w Berlinie. Co ciekawe, pomysł Vogta nie był zupełnie nowy. Nie ukończony kadłub P.1101 bez osłon silnika Już w kwietniu 1914 Edson F. Gall audet, z Norwich w stanie Connecticut, przedstawił rozwiązanie pol egaj ące na nożycowej zmianie kąta skosu końcówek skrzydeł tzn. jednej do przodu, a drugiej do tyłu. Dawało to potencjalne możliwości zwiększenia ste rowności samolotu. Gal­ laudet uzyskał patent na swoje rozwiązanie 3 paź­ dziernika 1916. P.1.1.01.

Także dział badań i projektów wstępnych firmy Messerschm itt nadal prowadził prace nad skrzydłami o

6

(\

Messerschmitt P.1101

skosem płata. We wrześniu 1944 Oberkommando der Luftwaffe wydało specyfikację na jednom iejscowy, jednosi l nikowy samolot myśliwski o napędzie odrzutowym , który mógłby zastąpić Me 262.

Specyfi kacja wysłana d o głównych firm lotniczych wymagała, aby myśliwiec był napędzany nowym silnikiem Hei nkei-Hi rth 109-0 11A, miał prędkość poziomą 1000 km/h na wysokości 7000 m, operował na wysokościach do 14 000 m i był uzbrojony w cztery działka M K108 kal ibru 30 mm. Technische Amt zorganizował konkurs projektów do którego zaproszono firmy Blo hm und Voss, Focke Wulf, H e i n ke l , Ju nkers i M e s serschm itt . Zak ład d o ś w i a d c z a l n y Messerschm itta w Oberammergau n iezwłocznie wystawił P. 1101 d o konkursu i otrzymał zgodę na budowę prototypu . Mimo dużych postępów w budowie, w końcu grudnia 1944 Technische Amt postanowił wstrzymać jego dalszy rozwój . Konieczność wzmocnienia niektórych elementów płatowca spowodowała wzrost masy, co niekorzystnie odbiło się na os iągach. Poza tym obawiano się, że nisko przyłożony wektor ciągu, o zmiennej przecież w czasie lotu wartości, może zabu rzać równowagę sam olotu . W połowie marca 1945 jako zwycięzcę wybrano projekt samolotu Ta 183 Huckebein fi rmy Focke-Wulf. Jednak Messerschmitt postanowił dokończyQ pro­ totyp i wykorzystać go do prób nowych sil ników oraz uzyskania charakte rystyk skrzydeł skośnych. Voigt podjął decyzję o takiej modyfikacj i konstrukcj i , aby możliwe było badanie skrzydeł o trzech różnych kątach skosu: 35, 45 i 45°. Zamierzano zamocować skrzy­ dło o danym kącie skosu, wyko nać program prób w locie, następnie zmienić kąt skosu i wykonać próby porównawcze. Oznacza to, że P. 1101 nie m iał być samolotem o zmiennej geometrii skrzydeł w pełnym tego znaczeniu. Próby w locie planowano rozpocząć w czerwcu 1945, ale postępy wojsk ali anckich były tak szybkie, że prace wstrzymano przy zaawansowaniu w 80% budowy prototypu . 29 kwietnia oddział ame rykańskiej p iechoty zajął Oberammergau i odkrył zakład doświadczalny zupełn i e nieznany wywiadom a l ianckim. Grupa inżynie rów i techników z Combined Advanced Field Team (CAFT) pod wodzą Roberta J. Woodsa, głównego konstruktora i współzał ożyciela firmy Be l i Ai rcraft Corporati on, otrzym ała wówczas zadanie zapoznania się z działalnością zakładu. Znaleziono wtedy modele i plany nowej wersji samolotu z napędem rakietowym. Me163C, najnuwszą konstrukcję rewolwe rowego działka MG 213C firmy Mauser oraz najbardziej fascynujący obiekt, prawie ukończony pro­ totyp P. 1101. Pomimo braku doku mentacj i i obl iczeń, które wpadły w ręce wojsk francuskich, Woods w porozumieniu z Voigtem posta nowił dokończyć m o ntaż p rototypu . Odkryto wtedy, że posiadany silnik Jurno 004B nie nadaje się do lotów i nie m a możliwości uzyskania żadnego innego na jego miejsce. Ostatecznie prototyp został ostrożnie zapakowany i wysłany do Wright Field , gdzie został powtórnie złożony.

7

Bell X-5

Ogromna i lość niemieckich danych teoretycznych i doświadczal­ nych na temat skrzydeł skośnych, które zaczęły napływać do USA, dały podstawę do rozpoczęcia własnych badań w ce l u ich weryfi kacji . W ciągu 1945 w NAGA Langley Labaratory w Virginii prowadzono badania układu nożycowego, ale zostały one wstrzymane na rzecz układu symetrycznego. Rozpoczęto próby w tunelach aerodynamicz­ nych, a w 1946 badano w locie kilka mode l i . Także John Campbel z NAGA rozpoczął w tym czasie badania modelu ze skrzydłami skośnymi w tunelu lotu swobodnego w Lan­ gley. Kąt skosu skrzydeł był ręcznie zmieniany od 0° do 60°. Wyniki prób pokazały, że model wykazuje niespodziewanie dobre charak­ terystyki lotne aż do kąta skosu około 40°. W 1947 Charles Donlan rozpoczął zatem w Langley program , którego celem było określenie przydatności zmiennej geometrii dla samolotu Bel l X-1. W czasie tych badań stwierdzono istnienie problemu przemieszczania się środka ciężkości i środka parcia, który o kilka lat opóźnił powstanie l atającego prototypu . Stwierdzono konieczność przesuwania płata do przodu w czasie zwiększania kąta skosu w cel u kompensacji zmiany stateczności podłużnej - fakt, który znali już wcześniej inżynierowie Messerschm itta pracujący nad projektem P.1114. W czasie prowadzonych prac przyjęto dla X-1 inny układ i prace nad przystosowaniem go do zmiennej geometrii wstrzymano. Podobnie stało się później z samolotem Bel l X-2 i dopiero propozycje dotyczące następnego projektu oznaczonego X-5 miały przynieść kon kretne rezultaty. Zespół Lockheeda kierowany przez C.L. "Kelly" Johnson-a już w 1945 opracował sposób na ustalenie położenia środka ciężkości w czasie zmiany kąta skosu. Pol egał on na automatycznym przepom­ powywaniu paliwa między zbiornikami w czasie ruchu skrzydeł . Opatentowano nawet mechanizm zmiany kąta skosu, bardzo po­ dobny do użytego później przez General Dynamics w samolocie F-111. Jednak konstruktorzy Lockheeda doszli do wniosku, że duża masa i rozmiary mechanizmu zmiany kąta skosu zniweczą korzyści płynące z użycia Pierwszy zmien nej geometrii i dlatego wstrzymano prototyp prace nad tym zagadnieniem. samolotu Od początku 1948 zespół Be lla pod Be//X-5 kierunkiem Roberta Woodsa pracował nad projektam i wyko rzystującymi zmianę kąta skosu skrzydeł w locie. Przedstawiono US A i r Force p ro p o zycję z b u d owan i a 2 4 myśliwców przechwytujących, ale spotkało się to z dość chłodnym przyjęciem i dlatego

8

Beli spróbował nakłonić NAGA do sfi nansowania budowy samolotu doświadczal nego. W l i pcu 1948 Robert Woods, bazując na próbach tunel owych modelu X-1 oraz na doświadczeniach Waldemara Voigta, pracującego w tym czasie dla Bella, zaproponował modyfikację samolotu Messerschm itt P.1101. Układ konstru kcyjny P. 1101 sprawiał, że zabudowa mechanizmu zmiany kąta skosu wymagała tylko wykonania nowego centralnego segmentu kadłuba miesz­ czącego mechanizm oraz zabudowę nowego zespołu napędowego (s ilnik mocowany był w środku ciężkości samolotu i niezależnie od podstawowej struktury nośnej kadłuba, co dawało dużą elasty­ czność w wybo rze zespołu napędowego). N iestety P. 1101 został poważnie uszkodzony w czasie transportu z Wright Field do wytwó rni Bella w Wheatfield i nie mógł być wykorzystany do przeróbki. 1 l utego 1949 Be l i przedstawił oficjalną propozycję budowy dwóch samol otów w celu zbadania w locie charakterystyk zmie nnego skosu skrzydeł . 26 l i pca 1949 podpisano kontrakt, Project MX1095, na budowę dwóch samol otów doświadczalnych oznaczonych jako X-5 . Określono, że samolot zostanie użyty wyłącznie do poznania c harakterystyk aerodynamicznych lekkiego samolotu przechwytującego i nie jest planowana seryjna produkcja tego mode l u . Ograniczenie tylko do dwóch egzemplarzy samolotów badawczych było spowodowane wieloma zastrzeżeniami formuło­ wanymi przez ośrodki badawcze konstrukcji i napędów lotniczych z bazy Wright Fie ld. Krytykowano głównie małą masę samolotu, ogra­ ni czającą możliwość przenoszenia wymaganego uzbrojenia i dostatecznej ilości paliwa, oraz zabudowę jedynego zbiornika paliwa bezpośrednio nad sil ni kie m , co w razie jego uszkodzenia mogło spowodować zalanie rozgrzanego silnika, wybuch paliwa i nie­ uni knione zniszczenie samolotu . W czasie gdy jeszcze trwały negocjacje z NAGA i. dowództwem USAF, Woods projektował mechanizm napędzający skrzydła oraz prowadził intensywne badania tunelowe modeli w konfiguracj i pod­ i naddźwiękowej w celu określe nia ich stateczności, sterowności i

zachowania się po wejściu w korkociąg. W czasie testów w tunelu aerodynamicznym objawiły się trudności z wyjściem z korkociągu . Zaproponowano wówczas zainstalowanie specjal nego spadochronu, ale specjaliści z NACA wyrazil i opinię, że nie będzie to konieczne. Dodano jedynie małą płetwę pod końcem belki ogonowej w celu zwiększenia powierzchni statecznika pionowego, co jednak tylko w małym stopniu wpłynęło na poprawę sytuacj i . Problemy te, do których nie przywi ązywano w tym czasie dostatecznej wagi, do­ prowadziły później do zniszczenia jednego z prototypów X-5 i śmierci pilota USAF - majora Popsona. Trwała bud owa maki ety samolotu, którą poddano analizie w czasie odbioru makietowego w październiku 1949. W czasie tego spotkania sprawdzono kabinę ciśnieniową, system klimatyzacj i, podjęto decyzję o od strze liwaniu osłony kabiny w sytuacjach awaryj­ nych o raz sposobach bl okady goleni podwozia. Szczególną trudność inżynierom Bella sprawiło skonstruowanie skutecznego systemu uszczelniania przerw między kadłubem, a skrzydłami. Gdy skrzydła obracały się i przemieszczały wzdłuż kadłuba pojawiała się przerwa między kadłubem a krawędziami natarc ia i spływu skrzydeł. Rozwiązan iem okazał się mały uskok na krawędzi natarcia związany z kadłubem i wypełniający lukę po skrzydle, podczas zwiększania kąta skosu. Projektowanie i wyko­ nanie przejścia kadłu b-skrzyd ło opóźniły program X-5 prawie o rok. Ostatecznie 15 lutego 19 5 1 pierwszy egze mplarz X-5 o numerze 50-1838 został wytoczony z wytwórni w Wheatfi eld i rozpoczął próby naziemne. Sprawdzono wówczas m . i n. działanie i nstalacji pokład­ owyc h, napędów powierzchni sterowych, układu ręcznego sterow­ ania kątem skosu skrzydeł, układu sterowania kątem zaklinowania statecznika poziomego, system u wysuwania slotów, otwieranie osłony kabiny i ruchy fotela pilota. Wykonano także pierwsze uruchomienia sil nika oraz próby fote la wyrzucanego. Po ins pekcji technicznej specjali stów wojskowych , samolot został zdemontowany i przewieziony do bazy Edwards. Rankiem 20 czerwca 195 1 pilot doświadczalny Be lla - Jean "Skip" Ziegler wykonał pierwszy lot na samolocie X-5 . W czasie zniżania pilot zaobserwował gwałtowny wzrost ciśnienia paliwa w zbiorniku, co mogłoby spowodować zniszczenie ścianek zbiornika i wyciek paliwa na gorące części silnika. Po wyl ądowaniu i sp rawdzeniu instalacji pal iwowej okazało się, że uszkodzony był jedynie wskaźnik ciśnienia paliwa. Kłopoty z instru mentam i pal iwowym i , połączone z i n nymi o mniejszym znaczeniu, spowod owały tygodniowe uziemienie samolotu. 27 lipca, w czasie p iątego lotu, został po raz pierwszy uruchomiony mechanizm zmiany kąta skosu skrzydeł. Spróbowano jednak tyl ko małej zmiany skosu i dopiero w dziewiątym locie

Bel/ X-5 ze skrzydłami w dwóch skrajnych polożeniach

dokonano pełnego wychylenia skrzydeł - od 20 do 60° i z powrotem. 2 3 sierpnia generał Albert Boyd, dowódca Ośrodka Prób w Locie w Edward s, jako pierwszy pilot USAFwykonał lot na X-5 . 8 października zakończono 30-god z i n ną fazę testów producenta i samo l ot przekazano do ośrodka NACA w bazie Edwards do dalszych prób. Dzień później został przewieziony do Edwards drugi egze mplarz samolotu X-5 o numerze 50-1839. Został on oblatany przez "Ski pa" Zieglera 10 grudnia i po odebraniu przez wojska lotnicze został 9

włączony do wspólnego z 50-1838 programu prób w locie. Bogaty plan prób obejmował serię lotów z małą prędkością oraz próby stateczności i sterowności w lotach z różnymi kątami skosu skrzydeł. W czasie wstępnych lotów Ziegler testował wpływ położe­ nie hamulców aerodynamicznych, umieszczonych po obu stronach górnej części kadłuba nad wlotem powietrza do silnika i przed osłoną kabiny pilota, na właściwości lotne X-5. Ponieważ zaburzony opływ powietrza za wychylonymi hamulcami powodował drgania tylnej części kadłuba czyli tzw. buffeting, USAF zaplanowały bardziej złożone, ogólne badania hamulców aerodynamicznych. Samolot uzyskał opinię trudnego w pilotażu i złośliwego w warunkach przeciągnięcia. Jednak ostatecznie NACA przekonała się do unikalnej cechy X-5, który zapewniał pełny zakres kątów skosu skrzydeł w jednym samolocie. Skrzydła ustawione przy minimalnym

Be//X-5

10

kącie skosu dawały krótkie starty i lądowania oraz duże wznoszenie, co stało się powodem wykorzystania X-5 w roli samolotu śledzącego w czasie prób innych samolotów doświadczalnych. W czasie budowy i późniejszych prób firma Beli usilnie starała się nakłonić Air Force do zakupu myśliwskiej wersji X-5. Po rozpatrzeniu tych propozycji, sformułowano wymagania, po spełnieniu których myśliwska wersja X-5 mogłaby zostać zakupiona. Sprowadzały się one do kilku, ale o podstawowym znaczeniu zmian konstrukcyjnych: nowego podwozia mogącego unieść samolot o zwiększonej masie, powiększonego kokpitu mieszczącego stan­ dardowy fotel wyrzucany, nowych hamulców aerodynamicznych umi­ eszczonych w innym miejscu samolotu, wzmocnienia struktury siłowej płatowca koniecznego dla przeniesienia większych obciążeń w locie, dwukrotnego zwiększenia ilości paliwa i takiego jego rozmie­ szczenia, aby zbiorniki nie sąsiadowały bezpośrednio z silnikiem. Spełnienie tych wymagań prowadziło do prawie całkowicie nowej konstrukcji i stało się powodem zaniechania prac nad rozwojem X-5. Co więcej, USAF uznały ostatecznie, że taktyczna wartość samolotów o zmiennej geometrii skrzydeł będzie wątpliwa. Niepowodzeniem zakończyły się także próby instalacji innych typów napędu. X-5 był napędzany silnikiem Allison J35-A-17A o ciągu 2180 daN. Zakładano, że zostanie on zastąpiony przez nowo powstający silnik Westinghouse XJ46-WE-2 o ciągu 2670 daN, ale problemy z jego rozwojem udaremniły te plany. W lutym 1951 Bell zaproponował instalację silnika Wright J65, który pozwoliłby na wzrost prędkości maksymalnej X-5 z Ma=0,99 do Ma=1, 04. Rozważano także montaż silnika XJ46-WE-1 z dopalaczem oraz dodatkowych rakiet przyśpieszających o ciągu 670 daN. Bell zakładał, że da to autentyczne możliwości lotu naddźwiękowego na dużych wysokościach i rozszerzy zakres badań jakie można by przeprowadzić przy użyciu X-5. Końcową próbą poszerzenia możliwości X-5 była propozycja wykorzystania silnika XJ46-WE-1 z dopalaczem oraz dwóch rakiet o ciągu 1780 daN, co pozwoliłoby na osiągnięcie Ma=1,4 na wysokości 12000 m. Wszystkie te propozy­ ' cje zostały odrzucone przez NACA ze względu na wiele zastrzeżeń natury technicznej, dotyczących wytrzymałości struktury płatowca X-5. W połowie finansowanych przez NACA lotów próbnych program X-5 miał swój czarny dzień. 14 października 1953 major Raymond Popson w czasie wykonywania prób przeciągnięcia na prototypie 50-1839 wpadł w korkociąg, z którego nie zdołał wyjść. Podjął nieudaną próbę opuszczenia samolotu i zginął gdy X-5 uderzył w ziemię. Program prób kontynuowano wykorzystując 50-1838 i ostatecznie zakończono go w 1955.

Konstru kcja X-5 była niewątpl iwie kompromisem wywołanym koniecznością przesuwania skrzydeł wraz ze zmianą ich kąta skosu, dla zachowania wymaganej stateczności i sterowności we wszystkich fazac h lotu. Spowodowało to znaczne skompl ikowanie konstrukcj i , c o wraz z zastrzeżeniami stawianymi przez USAF zniweczyło nadzieje Bella na produ kcję seryjną wersj i bojowych. Wyniki prób wykony­ wanych przez X-5 stanowiły jednak cenny materiał poznawczy doty­ czący zagad nień sterowności i stateczności samol otu ze skrzydłami skośnymi w ekstremal nych warunkach lotu (np. w korkociągu), co pozwol iło na sform ułowanie wie l u ogól nych zasad projektowania samol otów. X-5 wykonał wszystkie loty badawcze zaplanowane w orygi nal nych programach NACA i Air Force, stając się jednym z niewielu samol otów badawczych, które spełniły ten warunek. Po­ zostały jedyny egze mplarz X-5 nr 50-1838 wrócił do dyspozycj i USAF. Obecnie znajduje się w magazynie muzeum Air Force w bazie Wright Patte rson w Ohio i oczekuje na renowację. Za ciosem - Grumman XF10F Jaguar

Firma Grumman od momentu swego powstania zajmowała się budową samol otów bojowych na potrzeby lotni ctwa amerykańskiej marynarki wojennej. Jednym z mniej znanych z nich pozostał XF10F Jaguar - pierwszy samolot ze zmiennym skosem skrzydeł w locie, od początku budowany jako maszyna bojowa. Również on, podobnie jak Be l l X-5, wywodził swój rodowód od samolotu Messerschm itt P . 1101. Podczas gdy twórca P. 1101, Waldemar Voigt, po za­ kończeniu l l wojny światowej trafił do fi rmy Bell i przyczynił się do powstania samol otu X-5 , główny aerodynam i k Messerschm itta i członek zespołu Voigta - Josef J. Hubert został zatrudniony przez firmę Grumman do projektowania nowego myśliwca. W 1947 oczywiste stało się, że przyszły myśliwiec pokładowy­ będzie napędzany silnikiem odrzutowym oraz będzie miał skośne skrzydł a w celu opóźn ienia niekorzyst­ nych efektów ściśl iwości przy zbliżan i u się d o prędkości dźwięku. Przyjęcie takiego układu powo­ dowało kłopoty w projektowaniu samolotów bazu­ jącyc h na lo tn i s k owcac h . Po n i e waż p o k ł a d lotniskowca jest w ciągłym ruchu, samolot z niego startujący i na nim lądujący powi nien mieć bardzo dobre własności pil otażowe w zakresie małych prędkości . Poza tym należało uwzględnić, że lot­ niskowce US Navy nie były je szcze wyposażone w systemy katapult i urządzeń l ą d ujących, które

mogłyby obsługiwać nowo wprowadzane do służby ciężkie samoloty o napędzie od rzutowym. 3 września 1947 firma Grumman przedstawiła US Navy pro­ pozycję budowy od rzutowego pokładowego samolotu myśliwskiego z płatem skośnym. Bureau of Aeronautics (BuAer) wykazało ogra­ niczone zainteresowanie tą propozycją i zaleciło przeprowadzenie analizy nowej wersj i samolotu F9F-2 Panther ze skośnymi skrzy­ dłami, który oblatano 2 1 1istopada 1947. Jego nowa wersja miała mieć ścięte na końcach s krzydła delta, usterzenie typu T o raz napęd w postaci silnika Pratt & Whitney J42 (był on wersją silnika Rolls­ Royce Nene) . Wymagania dotyczące osiągów i uzbrojenia spowo­ dowały tak znaczącą przeróbkę samolotu Panther, że projektowi nadano nowe oznacze nie XF10F-1 i nazwę Jaguar. 4 marca 1948 zamówiono 2 prototypy, których obloty zaplanowano na sierpień i październik 1949. Jednak testy tunel owe wykazały niepożądane charakterystyki przy dużych i małych prędkościach, co spowodowało zmianę obrysów powierzchni nośnych na trapezowe. Ale zmiany zażądane przez BuAer, w szczegó lności konieczność zabud owy ra­ daru AN/ AP5-25 z anteną o średnicy 30 cal i , oraz zbyt optymistyczne założe nie wartości ciągu silnika spowodowały duże zmiany w projek­ cie, wzrost masy i konieczność zastosowania nowego zespołu n apęd owego w p o staci s i l n i ka Westinghouse XJ40-WE-6 z dopalaczem od J48. Pozwol i ło to na zwiększenie prędkości maksy­ mal nej oraz prędkości wznoszenia. Tymczasem BuAer zasugerowało dwukrotne zwiększenie promienia bojowego, co wymagało znaczą­ cego zwiększenia ilości zabieranego przez samolot paliwa, a co za tym idzie kolejny wzrost masy i poważne zmiany konstru kcyjne. Ponieważ masa uległa dużemu wzrostowi, pogorszyło to własności samolotu przy małych prędkościach, a szczegól n ie zwię kszyło prędkości startu i l ądowania. W celu ich zmniejszenia oraz po-

XF10F-1 Jaguar w swym pierws zym locie. Dobrze widoczna duża owiewka mechanizmu zmiany kąta zaklinowania usterzenia poziomego

11

Grumman XF10F-1 startuje do kolejnego lotu

prawienia widoczności w czasie podejścia do lądowania na pokładzie lotniskowca, postanowiono zastosować płat o zmiennym ką� ie zak : l i nawania względem kadłuba. W czasie startu płat m1ał byc ustawiony na dużym kącie zakli nowania, a tym samym na dużym kącie natarcia (wykorzystano to później w samolocie F-8 Crusader). Podobn ie byłoby w czasie podejścia do lądowania. w tym czasie powstała ciekawa wersja XF10F-1 jako myśliwca przechwytującego. Przeprojektowano dolną część kadłuba, tworząc wzdłuż jego całej długości przestrzeń , w której umi eszczono s1ln1k rakietowy Curtiss-Wright o ciągu 2160 daN oraz zbiorn iki paliwa, alkoholu i ciekłego tlenu. Silnik raki etowy został ustawiony pod kątem 16,5° w dół względem poziomu tak, że wektor ci ągu przechodził przez środek ciężkości samolotu. Wloty pow1etrza umi­ eszczono wyżej i z tyłu w stosunku do projektu wyjści owego, otrzy­ mując bardziej smukły obrys kadłuba. Projekt nie doczekał � ię jednak realizacj i , ponieważ zakładał zbyt ograniczone mozl1wosc1 wykonywania zadań bojowych. Podobnie stało się z propozycJą budowy we rsj i z dodanym stanowiskiem ope ratora radiolokatora, który miał zajmować miejsce w powiększonym nosie samolotu przed kabiną pilota, siedząc tyłem do kierunku lotu. Na początku 1949 Grumman otrzymał końcową wersję wyma­ gań i na tej podstawie postanowiono zbudow �ć makietę sa m. olotu. Komisja odbie rająca makietę zaleciła wzmocn1en1e konstrukCJI płata i ty lnej części kadł uba . Było to spowodowane wymaganiem przenosze nia wi ększej masy uzbrojenia na węzłach podskrzydłowych oraz kłopotami w czasie lądowań przy pomocy haka testowanego w tym czasie samol otu F9F Panther. Ciągły wzrost masy sp ?wod ował . tak duży wzrost prędkości przeci ągn ięcia, że samolot me mogłby operować z posiadanych przez USA lotniskowców. Co więcej w kwietniu 1949 wstrzymano budowę dużego lotniskowca ude12

rzeniowego USS "United States" i problem przystosowania nowej konstrukcji do op­ erowania z pokładów istniejących l ot­ niskowców stał się jeszcze trud niejszy do rozwiązania. Jaguar był w tym czasie priorytetowym myśl iwca programem bud owy wielozadaniowego dla US Navy, którego zadaniem miało być patrolowanie obszaru powietrznego wokół własnych okrętów, przechwytywanie obcych samol otów oraz osłona własnych samol otów uderzeniow­ ych w każdych warunkach atmosfe ry­ cznych. Szukając optymalnych rozwiązań, 7 l i pca 1949 Grumman zaproponował wykorzystanie skrzydeł o zmiennym skosie w celu poprawie nia cha rakterystyk lotnych przy małych prędkościach, a szczególnie dla obniżenia prędkości startu i lądowania. Poza zmnie­ jszeniem prędkości przeciągnięcia, zamierzano zwiększyć prędkość wznoszenia, a także zasięg i długotrwałość lotu. w projekcie zastosowano też wiele innych nowości. Dla zmini­ malizowania oporu fal owego przeniesiono statecznik poziomy z kadłuba na szczyt stateczn ika pionowego. Ponieważ sądzono, że wystąpią problemy ze statecznością i nie da się wykorzystać hy­ draulicznego napędu do zmiany kąta zaklinowania statecznika po­ zi o m e g o , a oba w i a n o s i ę n i eskute c z n o ś c i w lotach okołodźw i ękowych kl asycznego układu składaj ącego się ze statecznika i ste ru, postanowiono zastosować aerodynamicznie wyważaną tzw. serwopowierzchnię. Była to mała powierzchnia nośna na wysięgniku, która wraz ze statecznikiem tworzyła układ kaczki. w celu zmiany kąta wychylenia statecznika pilot sterował przedmą powierzchnią, ustalając nowy stan równowagi sił aerodynamicznych przy nowym kącie zaklinowania całego statecznika. Siły na d rążku potrzebne do wychylenia przedniej powierzchni statecznika były małe i d l atego wierzono, że jest to idealne rozwiązanie. w celu zbadania nowego układu NACA uruchomiła kilka pro­ gramów badawczych. Badano cha rakterystyki transsoniczne zd alnie sterowanego modelu z napędem rakietowym. W tunelu ae rody­ nami cznym badano model przy małych prędkościach lotu oraz przeprowadzono symul acje komputerowe układu sterowania stateczn ikiem poziomym. Próby wykazały, że taki układ sterowa nia podłużnego ma duże wady. O ile przy dużych prędkościach lotu zachowywał się poprawnie, to przy małych stały się widoczne jego

111\

Grumman XF10F-1 Jaguar niedoskonałości. Układ miał dużą bezwładność i był czuły na gwałtowne podmuchy atmosfery oraz burzliwy opływ strugami powietrza za płatem głównym po jego przeciągnięciu. Ostatecznie uznano jednak, że wiele z tych niedoskonałości jest efektem skali modeli i nie będzie miało miejsca w rzeczywistym samolocie. Na F6F H ellcat, który odtwarzał charakterystyki lotne przyszłego samolotu, pilot doświadczalny firmy Grumman C.H. "Corky" Meyer wykonał loty zapoznając się z charakterystykami sterowania poprzecznego

przyszłego samolotu. 18 sierpnia 1950 US Navy złożyła zamówienie na 12 egzem­ plarzy XF10F-1, ale oficjalny kontrakt na ich budowę podpisano dopiero 14 grudnia. 10 lutego 1951 zamówiono dalsze 70 maszyn - był to efekt wybuchu wojny koreańskiej latem 1950. Montaż pierwszego egzemplarza samolotu XF10F-1 Jaguar został ukończony na początku 1952 i po próbnych kołowaniach w wytwórni Grummana w Bethpage został przewieziony do bazy Ed13

wards. Już w czasie prób, fabrycznych prowadzonych przez Meyera, lotu pokazowego dla Sekretarza US Navy, "Corky" Meyer podszedł do lądowania ze zbyt dużą prędkością opadania, chciał zwiększyć pojawiły się problemy ze sterowaniem statecznikiem poziomym. ciąg silnika, ale z powodu jego bezwładności nie przyniosło to Pierwszy lot prototypu odbył się 19 maja 1952. Stało się żadnego efektu. Samolot przyziemił z prędkością opadania 6 m/s i wówczas jasne, że samolot będzie sprawiał dużo kłopotów. Po zatrzymał się już po 275 m bez użycia hamulców. Sekretarz orzekł, starcie pilot nie mógł schować slotów, co ograniczyło prędkość do że Jaguar jest wspaniałym samolotem i kazał zamówić dodatkowo 370 km/h, a gdy chciał schować klapy okazało się, że powoduje to 30 egzemplarzy. tak dużą zmianę momentu pochylającego, że nawet pełne wychylenie Loty próbne potwierdziły jednak wcześniejsze zastrzeżenia drążka nie mogło jej zniwelować. Zmusiło to pilota do szybkiego wobec nowego sposobu sterowania podłużnego samolotu. Cały lądowania. W drugim locie w czasie próby przeciągnięcia pilot statecznik miał dużą bezwładność i z opóźnieniem reagował na ruch usłyszał eksplozję w silniku i po jego wyłączeniu lądował lotem drążka sterowego. Zbyt gwałtowny ruch drążka powodował zwięk­ ślizgowym. Kontrola silnika nic nie wykazała, ale po kilku lotach szone wychylenie statecznika wymagające skontrowania przez pilota sytuacja się powtórzyła. Po szczegółowej kontroli okazało się, że i dopiero po dwóch sekundach ustalała się równowaga sił układu jedna ze śrub mocujących plakietkę z nazwą firmy na skrzynce układu statecznika. W czasie jednego z lotów z małą prędkością samolot sterowania zasilaniem paliwa była zbyt długa i jej koniec wchodził nagle stal się niesterowny. Pilot chciał opuścić kabinę, ale po prostu między obwody sterujące powodując spięcia. Po wymianie skrzynki nie mógł się z niej wydostać i w jakiś cudowny sposób zdołał sterującej ten problem już więcej się nie pojawił. wylądować. To przesądziło o porzuceniu dalszych prac nad rozwojem W czasie 231otu, przy prędkości640 km/h oderwała się osłona kabiny pilota i zaistniała groźba samoistnego odpalenia fotela aerodynamicznie równoważonego sterowania podłużnego. Przednia powierzchnia sterująca statecznika poziomego miała zbyt małe wyrzucanego. Jak się później okazało, sworzeń zabezpieczający fotel wydłużenie, aby mogła sterować statecznikiem przy małych przed przypadkowym odpaleniem nie miał wsadzonej zawleczki i na prędkościach lotu, natomiast przy dużych prędkościach dawała tak miejscu trzymała go tylko siła tarcia. W czasie innego lotu wystąpiły duże siły na drążku, że pilot z największym trudem mógł sterować kłopoty z powrotnym ruchem skrzydeł po zwiększeniu kąta skosu. samolotem. Dopiero pod koniec programu prób przekonstruowano Proces powrotu do konfiguracji z małym skosem trwał ponad minutę, układ sterowania i zastosowano hydrauliczny napęd statecznika gdy zazwyczaj zabierało to tylko od 5 do 10 sekund. Jak się okazało poziomego zapożyczony z samolotu F9F-6 Cougar. po sprawdzeniu, temperatura płynu hydraulicznego w instalacji 25 kwietnia 1953, po 32 lotach wykonanych przez Jaguara, zmiany kąta skosu przekroczyła o 30°C wartość dopuszczalną. Po wstrzymano loty wszystkich samolotów napędzanych silnikiem J40. wymianie płynu na bardziej odporny na wysoką temperaturę, awaria W ciągu kilku dni zdarzyło się bowiem 11 wypadków samolotów nie powtórzyła się. McDonnell F3H-1 Demon spowodowanych kłopotami z tym sil­ Kolejnym źródłem kłopotów był silnik firmy Westinghouse- J40. nikiem. Przesądziło to ostatecznie o wstrzymaniu także programu Ponieważ nie zakończono jeszcze z nim prób fabrycznych, egzemplarz Jaguara. zainstalowany na Jaguarze nie mial dopalacza, a więc osiągano tylko 68% ciągu maksymalnego. Wpływało to na --------..-:--��"'!!"'�--"'::"-�• znaczne wydłużenie startu oraz nie pozwalało na przekroczenie prędkości dźwięku. Poza tym silnik mial bardzo dużą bezwładność. Po rozpędzeniu walu do maksymalnej prędkości obrotowej, dawał tylko 30% ciągu nominal­ nego. Musiało upłynąć aż 21 sekund do uzyskania pełnego ciągu. Było to nie­ dopuszczalne dla samolotu myśliwskiego, którego podstawową cechą jest możliwość gwałtownego przyśpieszania i hamowania w czasie walki powietrznej. Przypadkowo bezwładność silnika na krótko pomogła karierze Jaguara. Podczas 14

Losy samolotu XF10F-1 Jaguar stały się potwierdzeniem znanej zasady, aby nie umieszczać w jednej konstrukcji zbyt wielu nowator­ skich rozwiązań. Jak się później okazało najbardziej oryginalne z nich, system zmiany kąta skosu skrzydeł praktycznie nie sprawiał większych kłopotów. Główną przyczyną niepowodzeń był niedopr& cowany zespół napędowy oraz system sterowania statecznikiem poziomym. W tym czasie do wyposażenia lotnictwa US Navy zaczęto wprowadzać bardziej dopracowane samoloty F9 F Cougar, też firmy Grumman. Z kolei Brytyjczycy opracowali nowy system katapult parowych, który w powiązaniu z zastosowaniem pokładu startowego o lekkim wzniosie pozwalał na start ciężkich samolotów. Jedyny latający egzemplarz Jagura, wraz z drugim prototypem zmontowanym w 90%, został odesłany do Naval Air Material Center w Filadelfii. W ten sposób zakończyła się historia prawdopodobnie najbardziej nowatorskiego samolotu firmy Grumman. Doświadczenia zdobyte przy jego projektowaniu i próbach zaowocowały dopiero w latach siedemdziesiątych produkcją kolej nego samolotu z serii ko­ tów - F-14 Tomcat, który posiada doskonałe własności lotne dzięki wykorzystaniu zmiennego skosu skrzydeł.

nr 595464. W 1946 Wall is opublikował także pracę pod tytułem "The Application of the Aerodynamie Properties of Three Dimen­ sional Bodies to the Stab i l isation and eontroi of Aerodynes" rozwi­ jającą ten temat. Niepowodzenia z programem M iles M .52 i zawarcie· z firmą Vickers kontraktu na badania różnych konfiguracji modeli samolotów naddźwiękowych dało Wal l i s · owi realną możliwość sprawdzenia swojej teorii. Niestety cały program badania modeli zakończył się fiaskiem i został wstrzymany po oblocie modelu w konfiguracji M . 5 2 . Brak stateczni ka pionowego w połączeniu z praktycznie prostymi skrzydłami dawał małą stateczność kierun­ kową całego układu, a sposób sterowania kątem skosu i zaklinow­ ania skrzydeł okazał się niezwykle skomplikowany. W tym samym czasie Royal Aircraft Establishment (RAE) wystą p i ł o z propozycją bud owy 2 0-m i ej sc owego samo lotu pocztowego o masie całkowitej 400000 funtów (181440kg) z prostym i cienkim płatem oraz o bardzo dużym zasięgu - takim, aby mógł on dolecieć do Sydney w Australii bez uzupełniania paliwa. Jednak Ministry of Supply było zainteresowane militarnym wykorzysProjekt Wallisa wg patentu 595 464

Brytyjskie sny o potędze

Prawdopodobnie najdłuższymi i najbardziej kosztownymi lot­ niczymi programami badawczymi w Wielkiej Brytanii były te, które dotyczyły zmiennej geometrii i skośnych skrzydeł. Począwszy od 1945, idea zmiennej geometrii przyczyniła się tam do rozpoczęcia i późniejszego wstrzymania wielu programów, wywołując wielkie kon­ trowersje. Prawie 30 lat zajęły badania, które doprowadziły w końcu do powstania samolotu Tornado opracowanego w ramach między­ narodowego programu budowy wielozadaniowego samolotu bo­ jowego M RCA (Multi-Role Combat Aircraft). Pod koniec 11 wojny światowej znany konstruktor dr Barnes Neville Wallis, szef Research and Development Department w firmie Vickers-Armstrongs (później British Aircraft Corporation) w Weybrid­ ge, rozpoczął studia nad aerodynamiczną efektywnością statku l atającego. Efektem tych prac był nowatorski projekt bezogonowego samolotu, w którym zmiany kąta skosu i kąta zaklinowania skrzydeł zapewniały cały zakres sterowania względem trzech osi (podłużne, poprzeczne i kierunkowe). Eliminacja konwencjonalnych usterzeń poziomego i pionowego miała dać wzrost doskonałości układu poprzez eliminację oporów szkodliwych wytwarzanych przez te powierzchnie. 1 marca 1945 Wallis złożył w urzędzie patentowym opis tego rozwiązania ( l mprovements in Aeroplanes), wraz ze szczegółowym rozwiązaniem konstrukcji węzłów mocowania skrzy­ deł i sposobów sterowania. 5 grudnia 1947 uzyskał na nie patent

��==== / ====\ =f1�t=Y

\lJJ

�

�

---- - --

15

Model Wild Goose na rampie startowej w czasie prób w Predannack na początku lat 50.

taniem nowego pomysłu, a Wallis chciał wykorzystać nadarzającą się możliwość zbadania możliwości wykorzystania nowego układu dla samolotu transportowego. Te zasadnicze różnice w podejściu do tematu miały się później ciągnąć przez następną dekadę. W pierwszym podejściu nowy samolot przyjął postać bez­ ogonowca ze skrzydłami o zmiennym skosie, które wykorzystywano także do sterowania pochyleniem poprzez zmianę ich zaklinowania. Wcześniejsze nieudane próby z modelami spowodowały dodanie usterzenia pionowego. Próby uproszczenia konstrukcji zaowocowały rozwiązaniem, w którym oś obrotu skrzydeł była tak odchylona od pionu, że w czasie zmiany kąta skosu jednocześnie następowała zmiana kąta ich zaklinowania. Ten schemat stał się początkiem programu Green Lizard rozwoju nowego typu pocisku przeciwlotniczego finansowanego przez Ministry of Supply. Miał to być pocisk przechwytujący, odpalany z gwintowanej lufy, który po jej opuszczeniu wysuwałby skośne skrzy­ dła i leciał do celu napędzany przez lekki silnik turboodrzutowy. W momencie osiągnięcia rejonu celu miały otwierać się pokrywy z tyłu pocisku, umożliwiając opuszczenie korpusu przez1 00 wirujących kul tworzących śmiercionośną chmurę niszczącą cel. Przewidywano, że stanowiska startowe będą rozmieszczone wzdłuż całego brytyj­ skiego wybrzeża, w gotowości do przechwycenia radzieckich bom­ bowców lecących z prędkością do Ma=0,8. W porównan iu do konwencjonalnie sterowanych pocisków rakietowych , projekt wyróżniał się dużą prędkością wznoszenia i zasięgiem. Prototyp działa do wystrzeliwania pocisków został zbudowany przez Vickers­ Armstrong i zainstalowany w Weybridge. Green Lizard był dla armii celem ostatecznym, ale Wallis postanowi! wykorzystać ten program jako początek znacznie poważniejszych prac nawiązujących do projektu dlugodystansowego 16

samolotu pocztowego. Nowy program otrzymał nazwę Wild Goose, co było nawiązaniem do kształtu płatowca w rzucie z góry, który był podobny do lecącej gęsi. Pierwsze loty modeli Wild Goose startu­ jących z ręki przeprowadzono w Weybridge, a dalsze próby modeli z własnym napędem prowadzono w National Aeronautical Estab­ lishment w Thurleigh. Modele, napędzane silni kami rakietowymi, były zdalnie sterowane z ziemi, ale mogły też wykorzystywać włas­ nego autopilota. Dwa pierwsze starty Wild Goose zakończyły się niepowodzeniem, No1 uległ przeciągnięciu, a No2 natychmiast uderzył w ziemię. Było to spowodowane niekorzystnym wpływem stanowiska startowego na opuszczający go obiekt i zmarnowano dużo czasu i pieniędzy aby zadowalająco rozwiązać ten problem. W końcu zastosowano specjalny wózek startowy, który zapewniał od­ sunięcie pocisku od strefy zaburzeń wokół niego, oraz zwiększono dwukrotnie ciąg silnika rakietowego do 250 funtów (111 daN). 19 stycznia1950 w czasie śnieżnej zadymki pocisk poprawnie wystartował i rozpoczął wznoszenie, ale po chwili załamał trajektorię lotu i uderzył w ziemię. Było to spowodowane awarią systemu zdalnego sterowania. Próbę określono jednak jako sukces i po niezbędnych przeróbkach systemu sterowania postanowiono konHeston J. C.9

�

�:=::=:

�

tynuować loty. Ich miejscem stało się nieużytkowane już przez RAF lotnisko Pred annack w Kornwalii. Wózek startowy został ustawiony na szynach, przez co stanowisko startowe Wild Goose stało się cięższe i bardziej skomp l i kowane. Dopiero w kwietniu 1952 Wild Goose wykonał pierwszy bardziej pomyślny lot, ale pod jego koniec znów pojawiły się kłopoty ze sterowaniem i pocisk uległ zniszczeniu po zderzeniu z budynkiem . Ponieważ Wild Goose był obiektem bezp ilotowym , trudno było dokladnie określić jego charakterystyki lotne. Pojawiły się także rozb ieżności pom iędzy założeniami Wal l isa i wynikami badań tunelo-

� n

n

n

Projekt Baynesa wg patentu 664 058 wych przeprowadzonych przez National Physical Laboratory. Aby dokladnie zbadać charakterystyki lotne, podpisano z firmą Heston Aircraft Ltd . kontrakt na bud owę małego pilotowanego samolotu o zmien nej geometri i . Otrzymał on oznaczenie JC.9 (C od nazwiska głównego konstruktora - Cornwalla), został zbudowany i d ostarczony w częściach do Weybridge . Z nie do końca wiad omych powodów, Wal lis nigdy go jednak nie zmontował i ostatecznie samolot został zni szczony. Prawd opodobnie obawiano się narażać życie pilota w próbach tak oryginal nej konstrukcj i . W 1951 M i nistry of Supply wyd ało specyfikację ER. 110T n a naddźwiękowy samolot doświadczalny. Kilka wytwó rni przedstawiło swoje propozycje samolotów np. ze skrzydłami o dużym skosie, w układzie delta, a także ze zmiennym skosem skrzydeł, jak w przy­ padku samol otu Bristol Typ 183 napędzanego siln ikiem Nene . Z

powodu wielkich nadziei jakie żywi ono wobec nowo budowanych samolotów oraz wymagań wojska na samoloty transsoniczne, a nie nad dźwiękowe, specyfikację ER.110T anulowano. Wal l i s rozpoczął wówczas dwa inne programy nazwane Cascade i Heyday. Cascade m i ał być samolotem naddźwiękowym pionowego startu ze skrzydłami, które mogły otwierać się do góry jak żaluzje . N ational Physical Laboratary wykonało nawet pewne badania w ramach tego projektu. Gdy brak pieniędzy mógł wstrzymać dalsze prace, Wal l i s zaczął szukać innych, poza RAF i M i nistry of Supply, źródeł finansowania. Trochę pieniędzy znal azł w marynarce, gdzie rozpoczęto prace nad torpe dami dalekiego zasięgu o napędzie rakietowym . N ajważniejszą sp rawą stało się dobranie takiego kształtu torpedy, aby zapewnić wokół niej lamin arny opływ strug wody (kadłub stawia wtedy najm niejszy opór). Efektem tyĆh prac stał się Heyday, torpeda o przekroju owalnym napędzana czterolopatową śrubą. Modele badano w basenach w Weymouth, ale pon ieważ nie osiągnięto założonego stopnia przepływu laminarnego prace zostały wstrzymane. Także firma Armstrong Whitworth prowadziła wstępne prace nad zmienną geometrią uwieńczone projektem naddźwiękowego myśl iwca A.W.59. Znany konstruktor Leslie Everett Baynes, twórca wielu orygi nalnych szybowców i lekkich samolotów, rozpoczął w 1947 poważne badania nad zmienną geometrią. 11 marca 1949 złożył on w u rzędzie patentowym opracowanie pt. " l mp rovements in High-Speed Ai rcraft" i uzyskał 2 stycznia 1952 patent nr 664058. Baynes opatentował cały samolotjako zi ntegrowany statek powietr­ zny ze statecznikiem pionowym i usterze niem poziomym, które m i ało równoważyć dodatkowy moment pochylaj ący powstający w czasie zwiększania kąta skosu skrzydeł, które nie tylko mogły niesymetry­ cznie zmieniać kąt skosu, ale także kąt zakli nowania względem kadłuba. Poza tym usterzenia poziome i pionowe mogły zwiększać kąt skosu w m iarę wzrostu prędkości. W 1949 Baynes przedstawił M i n i stry of Supply projekt dwusilni kowego myśl iwca naddźwię­ kowego poparty wynikami własnych badań tunelowych, ale mimo początkowego zainteresowania nie uzyskał jego finansowania. N ie zrażony nie powodzen iem opatentował swoje rozwiązania w Wielkiej Brytanii, Francji i USA, a w 1956 przedstawił Ministry of Supply i US N avy nowy projekt myśliwca. Teoretyczne zalety jego rozwiązań były bezdyskusyjne, ale duża masa i kompli kacja mechanizmów napędza­ jących elementy sterujące spowodowały ich od rzucenie i późniejsze wycofanie się Baynes·a z prac nad zmienną geometrią . M i mo kontynuowania prac n a d W i l d Goose, Wallis postanowił rozpocząć nowy projekt, który otrzymał nazwę Swallow (Jaskółka). M i al on stać się kulminacją jego marzeń, samolotem mogącym

17

Barn es Wallis demonstruje jeden z modeli klasy Swallow odpowia­ dający wymaganiom O.R. 330

przelecieć non-stop z Londynu do Sydney z prędkością 500 węzłów (926 km/h) na wysokości 50000 stóp (15240 m). Wallis rozważał radykalną zmianę obrysu zewnętrznego kadłuba. w kształcie l itery delta z powiększonym grzbietem i skrzydłami doczepionymi w jego końcowej części. Skrzyd ła zwiększając kąt skosu do wartości mak­ symalnej miały tworzyć wraz z kadłubem kształt jaskółczego ogona i stąd zapewne wzięła się nazwa samolotu. Swallow został sfi­ nansowany przez M inistry of Supply i stał się pod stawowym p rogra­ mem dotyczącym zmiennej geometrii, zajmując miejsce Wild Goose. W 1955 Wallis przeprowadził próby modelu o dł ugości 2 , 44 m , napędzanego sil nikiem rakietowym, n a poligonie artyleryjskim w Larkhill w Wiltshire. Samolot miał kształt grota od strzały ze skrzy­ dłami o zmie nnej geometrii i sil nikami um ieszczonymi w gondolach nad i pod ich końcówkam i . W czasie zmiany kąta skosu skrzydeł gondole silnikowe obracały się zachowując równoległość osi ciągu Jeden z modeli zaprojekto­ wanych przez Wallisa w ramach programu Heyday

18

d o osi samolotu . Ponieważ Ministry of Supply było coraz bardziej krytycznie nastawione z powodu ci ągłego przedłużania kolejnych programów Wal l isa i gwałtownym wzrost ich kosztów, Vickers Arm­ strong musiał od 1954 pokrywać połowę kosztów badań. W tym czasie wyd ano wymagania O . R . 330 (Operational Re­ quirement No 330) na naddźwię kowy samolot bom bowo-rozpoznaw­ czy o bardzo dużym zasięgu. Wallis, aby przedłużyć finansowanie prac przez armię, przedstawił wariant Swallow spełniający te wyma­ gania. M iał to być czterosilnikawy samolot z sil nikami w obracanych gondolach na końcach skrzydeł. W wersj i nuklearnego bombowca atakującego z d użej wysokości miał posiadać komorę bombową w stożkowym zakończeniu kadłuba, z której bomby wyrzucane byłyby do tył u , dając maszynie czas na oddalenie się i w ten sposób chroniąc ją przed skutkami wybuchu jąd rowego . Inną propozycją rozwiązania problemu obrony powietrznej była koncepcja samolotu patrolowego o dużej d ługotrwałości lotu, zdol­ nego do działania w każdych warunkach atmosferycznyc h . Dzięki zmiennej geometri i i dużej doskonałości konstrukcji mógłby on, przy skrzydłach ustawionych prosto, bardzo dł ugo pozostawać n a pułapie. W momencie pojawienia się zagroże nia składalby skrzydła stając się samolotem przechwytującym , który za pomocą kierow­ anych pocisków rakietowych ni szczyłby wroga. W następstwie dokumentu White Paper, przedstawionego p rzez Duncana Sandy w 19 5 7 , postanowiono wstrzymać finansowanie budowy większości projektów samolotów załogowych . W czerwcu 1957 ten sam los spotkał i projekt Swallow, na który do tej pory wydano ponad milion funtów. M imo tego nadal trwały loty swobodne modeli Swallow, finansowane wspólnie przez RAE i Vickersa. W paźd zierniku 1957 odbyło się spotkanie, którego celem było określenie dalszych kierunków rozwoj u . M iało ono zdecydować, czy budować mały załogowy samolot o zmiennej geometrii, czy też wszystkie wysiłki skierować na badania tunelowe w RAE. Wall is nie był zadowolony z żadnej z tych propozycj i , został zmuszony do szukania innych możliwości finansowan ia. Zwrócił się zatem do Johna Stacka, szefa American M utual Weapons Development Pro­ gramme Office (AMWDPO) w Paryżu . Delegacja AMWDPO udała się do Weybridge, a Wal l i s pojechał do NASA w Langley Fie l d . Dla Amerykanów konce pcja zmiennej geometrii mogła być bardzo użyteczna d l a nowego projektu samolotu uderzeniowego, ale ich konce pcje były dalekie od tego nad czym myślał Wallis. Mimo to, w grudniu 1958 doszło do porozu mienia pomiędzy AMWDPO, rządem JKM i firmą Vickers, na mocy którego miano wspólnie sfinansować sześciomiesięczny program badań załogowego samolotu o zmiennej geo me tri i . W efekcie Amerykanie otrzymali wszystki e d ane

posiadane przez Wa l l isa, ale stru mień pien iędzy z AMWDPO popłynął do Langley Fie l d , a nie na finansowanie programów bry­ tyjskich. W czerwcu 1 9 5 9 J o h n Stack wrócił z n i e p o m y ś l n y m i iadomościam i . Badania przeprowadzone w Langley Field wykazały, że nie jest możliwe uzyskanie zakładanej przez Wallisa d osk­ onałośc i . W odróżnieniu od teoretycznych założeń, obracane gon­ dole skrzydłowe zmn iejszały doskonałość do połowy wartości oniecznej do poprawnego lotu. Poza tym wystąpił problem zadzie­ rania nosa samolotu przy dużych kątach zakl inowania. Uzyskane wyniki oznaczały koniec jednego z najamb it­ Projekt Swallow ni ejszych programów w historii lotnictwa. Nie był to jednak koniec brytyjskich rozważań o możl iwości zastosowani a skrzydeł o zmiennej geometrii. Firma Engl ish Electric Aviation, biorąc udział w konkursie na samolot wg GOR339 (General Ope rational Requirement), wydanych w drugiej połowie 1957, i zakończonym powstaniem TSR . 2 , badała w i e l e n iekonwencjonalnych schematów mogących spełnić te wymagania .vłączając w to i zmienny skos skrzydeł. Jedną z wczesnych propozycji był dwumie­ jscowy, dwusilnikowy górnopłat ze skrzy­ dłami o zmiennym skosie, przesuwającymi się wzdłuż kadłuba w czasie zmiany skosu. iał on mieć długość 25,9 m, rozpiętość maksymalną 15,24 m i minimalną 10,67 m. Jednak szybko stwierdzono, że firma nie posiada d oświadczeń b a d awczych związanych ze zmienną geometrią i d l atego orojekt nie był dalej rozwijany. W kolejnych latach RAF i Royal Navy razem wydały Joint NavaljAir Staff Req uire­ ment 346 na supersamolot przewidywany na lata siedemdziesiąte. Szef Operational Re· ą u i re m e nts ( O R ) m y ś l a ł o s a m o l o c i e przechwytującym dale kiego zasięgu , operu­ jącym zarówno z baz l ądowych jak i z pokła­ dów l otniskowców, o prędkości maksymal nej ędu Ma=2,5-4,5 i zasięgu do przebazo­ ania 6000 mil (9650 km). Potrzebowano akże samolotu uderzeniowego m ogącego rzenieść 10000 funtów (4540 kg) bomb w

><

promieniu 1300 mil (2090 km) i operu jącego z lotnisk polowyc h. Royal Navy oczekiwała nato miast wielezadaniowego samolotu zdol­ nego do działań w każdych warunkach atmosferycznych, rozwija­ jącego prędkość Ma=2,5 i mającego prędkość lądowania nie większą niż 80 węzłów (148 km/h), tzn. mogącego operować z nowo projektowanych dużych lotn iskowców. O R . 346 stały się specyfi kacją na TSR.2 ze zwiększo nymi możliwościami wykonywania zadań myśli­ wskich, większą prędkością i masą startową ograniczoną do 50000 funtów (22680 kg) . W celu spełnienia wymagań OR. 346 M i nistr'Y of Supply wydało specyfi kację ER.206 na podprogramy badawcze,

� �1=-n l \ l l

\ \

=

� --

::

19

nad któ rymi miały pracowały dwa zespoły Vickers-Arm strongs z Weybridge, już jako część BAC, oraz de Havilland jako część Hawker Siddeley z Hatfield. Zespół d e H a v i l l a n d , k i e rowany p rzez W.A.Ta m b l i n a , przedstawił propozycję samolotu DH.127 w kształcie de lty ze składanymi końcówkami skrzydeł. DH.127 był górnopłatem ze skrzy­ d ł a m i o obrysie podobnym d o francuskich M i rage. M iał być napędzany przez dwa silniki Spey z odchylanymi dyszami wylotowymi oraz dwa silniki nośne u m ieszczone przed dwuosobową kabiną załogi. Uzbrojenie miało być przenoszone w komorze bombowej i zamiennie mogło składać się z: czterech pocisków rakietowych powietrze-powietrze, czterech 1000-fu ntowych HE (High Explos ive) bomb, czterech rakiet powietrze-ziemia l u b jed nej bomby atomowej. Poza tym na pylonach pod skrzydłami DH. 12 7 m ógłby przenosić dodatkowe uzbroje nie lub zbiorniki z paliwem. W firmie Vickers-Armstrongs wykorzystano doświadczenia z prac prowadzonych przez Barnesa Wal l isa. Pracami w Weybridge kierował wówczas N .W. Boorer, współ pracujący wcześniej z Wal l i­ sem, przy współudziale Maurice·a Brennana, który przyszedł z Sau nders-Roe. Dla spełnienia wymagań OR346, przewyższających GOR339, przedstawiono projekt samolotu bezogonowego ze zmienną geometrią, sterowanego za pomocą sterów na końcach skrzydeł i klap z nadmuchem, w kształcie strzały o rozpiętości 17,53 rn, ze stałą przykadłubową częścią skrzydeł o kącie skosu 75 ° i końcówkami o skosie zmiennym w zakresie od 25 ° do 75°. Jego załoga miała składać się z dwóch osób sied zących w układzie tandem. Przednia część kadłuba, przed kabiną załogi, miała być opuszczana do dołu w celu zapewnienia dobrej widoczności w czasie lądowania. Przewidywany napęd stanowiły cztery silniki Rolls-Royce R B . 15 3 o ciągu 2434 daN (5470 fu ntów) każdy, umieszczone w pakiecie na kad łubie u nasady płytowego statecznika pionowego i zasilane przez prostokątne wloty o zmiennej geometrii . Zakładano też um ieszczenie w kadłubie, tuż za kabiną załogi, dwóch sil ników nośnych. Obrót skrzydeł miał zapewnić mechanizm różn icowy ze wspólną przekład nią. Prędkość podejścia d o l ądowania miała wynosić 95 węzłów (176 km/h). Zakładano osiągnięcie prędkości maksymal nej Ma=2, 5 , a nawet Ma=3 i więcej w locie na wysokości 80000 stóp (24400 m), pod warunkiem zastosowania nowocześnie­ jszych materiałów na strukturę płatowca (ochrona przed skutkami bariery cieplnej). Długotrwałość l otu m iała wynosić 4 godziny. W wersji pokład owej samolot wyposażony miał być w radar o średnicy anteny 91 cm pozwalający na obserwację obszaru w promieniu 60 mil morskich (110 km). Do zadań uderzeniowych mógł zabrać 6000 funtów (2720 kg) różnorodnych bomb, także taktyczne

20

bomby atomowe, i atakować cele w promieniu 1000 mil morskich (1850 km). Vickers przedstawił propozycję wyposażenia samolotu w system kontro l i lotu, nawigacj i , zrzutu uzbrojenia i o bserwacji bazujący na technologiach opracowywanych d l a TRS . 2 . W maju 1959 Vickers-Armstrongs otrzymał kontrakt n a przygo­ towanie projektu wstępnego, na krótko przed tym jak dotarły do Wielkiej Brytanii wyniki badań z Langley. Planowano zamówić trzy samoloty doświadczalne, z terminem obl otu pierwszego z nich w s i e r p n i u 1 9 6 3 . M i m o d a l s z y c h szczegó ł ow y c h p r o p o zycji przedstawionych 31 stycznia 1960, program OR 346 został skreślony z powodu przewidywanych dużych kosztów. W 1960 do Vickers-Armstrongs przeniósł się Alan Gl ifton z Vickers Supermarine z South Marston i przejął kie rownictwo nad rozwojem programu zmie nnej geometrii od Maurice·a Brennana. Skasowano wówczas program bezogonowca-strzały, ale rozpoczęto i ntensywny program prób modeli w tunelach aerodynamicznych, połączony z pracami konstrukcyjnymi, których celem było stworze nie optymal nego � echanizmu obrotu skrzydeł. Testowano części su­ waków, łożysk itp. w różnych warunkach p racy oraz zbudowano specjalne stanowisko do prób powstaj ących mechanizmów. W swoim pierwszym projekcie o zmiennej geometrii Alan Glifton zas­ tosował schemat opracowany przez NASA. Projekt, oznaczonymjako Typ 581, miał spełniać wymagania OR 346. Z programu OR. 346 ostatecznie wyłoniło się zapotrzebowanie na następcę samol otu Sea Vixen zgodne z ER.206. W nowym projekcie - Typ 583, dwumiejscowego następcy samolotu Sea Vixen, przyjęto podobną konfigu rację jak w Typ 581. Stał się on podsta­ wowym projektem d l a całej rodziny opracowań. Przedstawiono je RAF i Royal Navy, które wkrótce wydały wspólne wymagania na nowy samol ot. Ponadto RAF nadal szukał następcy dla samolotu Hawker Hu nter i wersja oznaczona Typ 583V m i ał a być odpowiedzią na to zapotrzebowa nie. Powstały dwie wersje projektu różniące się głównie zastosowanym zespołem napędowym. Pierwsza m i ała wy­ korzystywać silnik Rolls-Royce RB.141 Medwey z dopalaczem i ruchomymi deflektora m i , natomiast druga s i l n i k Bristol Pegasus z obracanymi dyszami wylotowymi (wyko rzystany w pionawzlocie Hawker Harrier). Na przełomie lat 1961-1962 większą wagę zaczęto przywiązy­ wać do rozwoj u projektu Typ 584, będącego odpowiedzią firmy Vickers-Armstrongs na wymagania NATO Basic M i l itary Req u i rement 3 (NBMR 3) wydane pod koniec 1961. NBMR 3 mówiły o naddŹWięk­ owym myśliwcu uderzeniowym i rozpoznawczym z możliwościami pionowego startu i lądowania (V/STOL). Kombinacja osiągów nad­ dźwiękowych z V/STOL stanowiła poważne wyzwanie d l a większości

- zestników tego konkursu (brały w nim udział samoloty Fiat G.95, _ ·onowzlot Hawker P.1154, Dassault Mirage I I I-V oraz samolot o iennej geometrii zespołu Fokker-Republic Aviation). Jednomie­ ;scowy Typ 584 nie miał wiele wspólnego z 583 i raczej bardziej :: rzypominał F-111 z jego skrzydłami o większej części napływowej i iami obrotu o większym rozstawie. W rzucie z góry i ze złożonymi Skrzydłami przypominał samolot BAC Lightning z powierzchniami sterowymi na końcach skrzydeł. Miał to być wielozadaniowy samolot mogący prowadzić ' zpoznanie, ataki szturmowe i zapewniać taktyczne wsparcie, o asie startowej 15850 kg, napędzany silnikiem RB.177 o ciągu -300 daN i ośmioma dodatkowymi silnikami nośnymi RB.162 o :i ągu 1840 daN, które dawały możliwość pionowego startu. BAC ciał wykorzystać system nawigacyjno-bojowy opracowany dla -sR.2, umożliwiający lot na odległość 300 mil morskich (556 km) z błędem mniejszym niż 185 m, zrzut bomby atomowej (o masie

Folland F. O. 14 7

1250 funtów) i zebranie danych rozpoznawczych za pomocą radaru obserwacji bocznej. Operacyjna wysokość lotu miała wynosić 60 do 12200 m przy prędkości M=0,92. Samolot miał długość 17,14 m, rozpiętość maksymalną 12,55 m i maksymalny kąt skosu równy 74°. Powierzchnie sterowe na końcach skrzydeł były podobne do zastosowanych w samolocie Lightning. Jako myśliwiec przechwytu­ jący Typ 584 miał zabierać pociski Red Top, Matra 530 lub Side­ winder, a także zasobnik z działkiem 30 mm. Planowany pułap w locie naddźwiękowym wynosił 19800 m. Typ 584 był fascynującym projektem, ale zbyt ambitnym jak na swoje czasy. Był miniaturą TSR.2 ze wszystkimi jego problemami i z dodatkowymi trudnościami wynikającymi ze złożoności wielosilnikowego zespołu napędowego i zmiennej geometrii. Prace nad nowymi programami uzależnione były od decyzji Ministry of Defence w sprawie budowy nowej klasy lotniskowców. Pięcio i pół roczny okres rozwoju, liczony do oblotu, był jednak niemożliwy do spełnienia. Minister obrony zdecydował w 1962, że zamówiona zostanie pokładowa wersja samolotu V/STOL Hawker P.1154, projektowanego dla RAF jako następca Huntera. Uznano bowiem, że państwa nie stać na finansowanie dwóch oddzielnych programów. W firmie Hawker Siddeley na bieżąco śledzono prace Barnesa Wallisa nad zmienną geometrią, ale nie prowadzono żadnych włas­ nych prac w tym kierunku. Możliwość zmiany tego stanu wystąpiła w 1960, gdy Maurice Brennan opuścił zespół pracujący nad OR.346/ER.206 w Weybridge i został głównym konstruktorem w firmie Folland Aircraft Ltd, która została przejęta przez Hawkera w czasie trwania produkcji treningowej wersji samolotu Gnat dla RAF. W tym czasie na deskach w Hamble powstawała wersja Mk 5 Gnata jako naddźwiękowego jedno- lub dwumiejscowego samolotu prze­ chwytującego i treningowego. Brennan zajął się podstawą projektu i przystosował go do zmiennej geometrii skrzydeł, mając za cel stworzenie samolotu wielozadaniowego. Przygotowano dwie konfiguracje projektu F.0.147, z których jedna była w układzie bez, a druga z usterzeniem poziomym. Niespodziewanie Brennan optował raczej za wykorzystaniem przesu­ wania skrzydeł wzdłuż kadłuba przy zmianie kąta skosu, a nie za zwiększeniem rozstawu osi obrotu skrzydeł. Do boków kadłuba zamocowano dwie prowadnice i jedną w jego osi symetrii. Każde skrzydło niosło prowadnicę umieszczoną na jego spodniej powierz­ chni. W ten sposób przy kącie skosu 70° przykadłubowa krawędź natarcia skrzydła zbliżała się do wlotu powietrza do silników, nato­ miast przy kącie 20° cofała się daleko do tyłu. Zmiana kąta skosu miała być realizowana przez mechanizmy śrubowe połączone z

21

Model samolotu o zmiennej geometrii Lightning VGD BAC Lightning Variab/e Geometry

wewnętrznymi końcami skrzydeł i napędzane przez dwa siln iki hy­ draul iczne z hamulcami ciśnieniowym i. Przy maksymalnym kącie skosu sterowanie podłużne zapewniały elewony na końcach skrzy­ deł, natomiast przy mini malnym - dodatkowa powierzchnia nośna w przedniej części kad łuba. Sterowan ie poprzeczne realizowano głównie przez spoilery wspomagane przy małych prędkościach przez elewony. Poprzez wykorzystanie przedniej powierzchni nośnej do stabi l izacj i w czasie wychyl enia klap spodziewano się osiągnąć 22

znaczne zwiększenie siły nośnej. W wersj i ze stateczn ikiem pozio­ mym zrezygnowano z elewonów na końcach skrzydeł i przedniej powierzchni ustateczniającej . Zakładano osiągnięcie przez F.0 . 147 prędkości Ma=2, ogra­ niczonej tylko p rzez małą odporność termiczną użytych materiałów. Napędzany przez dwa silniki RB. 153, takie same jak w Gnat Mk 5 , F.0 . 147 m i a ł m i e ć zdolność naddźwiękowego przechwycenia n a wysokości 15000 m w prom ieniu 200 mil morskich (370 k m ) o d bazy oraz ataku na cele naziemne w tej samej odległości. Masa maksym alna wersji bezogonowej miała wynosić 8400 kg, długość 15 ,54 m, wysokość 3,89 m i rozpiętość 11, 12 m przy kącie skosu 20 ° , oraz 5,49 m (70°). Rozpiętość usterzenia przedniego wynosiła 2,59 m. Ani F. 0 . 147, ani jego następca F. 0 . 148, nie był dalej rozwijany, ponieważ RAF nie był nimi zai nteresowany, nawet jako samolotami treningowymi dla F-111. Konwersja F.0. 147 mogła dostarczyć dos­ konałego stanowiska badawczego do weryfi kacj i teorii zmiennej geometrii , która w tym czasie sprawdzana była tylko przy użyciu swobodnie latających modeli. Przebudowa seryjnego Gnat Mk2 mogła stać się bezcennym narzędziem badawczym i bardzo przyś­ pieszyć cały brytyjski program zmiennej geometrii . I n nym stanowiskiem do badań zmien nej geometrii mogła zostać modyfi kacja samolotu Lightning z ruchomymi końcówkami skrzydeł i podwoziem chowanym w stronę kadłuba. Jesienią 1963 zespół BAC z Warton naszkicował projekt takiego samolotu - Light­ n i ng T . 5 , zm odyfikowanego do roli pokład owego s a m o l otu przechwytującego. Ten wariant, wykorzystujący skrzydło o zmiennej geometrii i rozpiętości przy minimalnym skosie 14,68 m, miał powiększony spód kadłuba, w którego przedniej części mieścił się zbiornik paliwa, a w tyl nej - hak do lądowania. Aby umożliwić hangarowanie pod pokładem lotniskowca statecznik pi onowy miał być składany, d l a ograniczenia wysokości do 5 , 03 m. W kwietniu 1964 w Warton odbyła się tajna wystawa, połączona z seminarium, której celem miało być przyśpieszenie prac na zmienną geometri ą. Na tablicach ściennych przedstawiono samolot myśliwsko-szturmowy d l a RAF i RN, rozwinięcie TSR.2 ze zmienną geometrią, transsoniczny samolot transportowy, samolot transpor­ towy o prędkości Ma=2 i bezogonowiec w konwencji Barnesa Wal l isa i prędkości Ma=4. Jednak poczesne miejsce zajmował d uży model dwumiejscowego Lightni nga Mk 3 w barwach RAF-u , ze skrzydłami o zmiennym skosie, podobnego do wcześniejszej o rok propozycji samolotu pokładowego . Nowa konfiguracja d awała zmniejszenie prędkości oderwania i lądowania oraz zwiększenie zasięgu . . W porównaniu do zasięgu standa rdowego Mk 3 z pełnymi wszystkimi

zbiornikami równego 2470 km, wersja o zmiennej geometrii miała zasięg 3700 km z paliwem mieszczącym się tylko w zbiornikach ad łubowych. Nowa wersja oferowała także zmniejszenie z 14 do 7 iczby samolotów koniecznych do utrzymania ciągłych 24- godzinnych Jatroli powietrznych z dwoma pociskami Red Top. Jednak w Warton zdecydowano, że bardziej obiecujące są odmiany treningowe i ude­ "Zeniowe. Lekki samolot szturmowy mógłby być lepszy od projekto­ :: anego dla RAF P. 1154 i możliwe byłyby jego wersje pokładowe. ako dwumiejscowy samolot treningowy mógłby wypełnić lukę "1 iędzy samolotami Jet Provost, a TSR . 2 , P. 1154 i Phantomem, .óry został ostatecznie wybrany. W 1964, krótko po powstaniu British Aircraft Corporation (BAC), : djęto decyzję o przeniesieniu całości prac nad zmienną geometrią z Weybridge do Warto n, a Boorer przeniósł się z Weybridge, aby nimi -jerować. Rozpoczęto prace nad samolotem wielozadaniowym P.45, ...-tó ry miał operować na zamorskich teatrach działań z lotnisk o małej J ugości . P.45, o masie całkowitej o połowę mniejszej niż Typ 583, iał być dwumiejscowym samolotem do zaawansowanego treningu, 2 w innych wersjach dwumiejscowym samolotem szturmowo­ zpoznawczym lub jednomiejscowym myśliwcem obrony powietrznej : możliwością przystosowania do bazowania na lotniskowcach. · . apęd miały stanowić dwa silniki RB.172 lub jeden RB.168 Spey. asa całkowita miała wahać się od 8400 kg w wersji jednosilniowego samolotu treningowego do 8935 kg w dwusilnikowej wersji szturmowo-rozpoznawczej . P.45 napędzany jednym RB.168 mógłby siągnąć prędkość M a=2,0 na dużej wysokośc i . Przy takich :ałożeniach P.45 mógłby, oprócz pozostałych zadań, doskonale spełnić wydane właśnie wymagania AST 362 na samolot treningowy. 3AC chciał, aby rząd przystąpił szybko do działania i zamówił dwa Jrototypy z których pierwszy mógłby wzlecieć przed końcem 1968, z versją treningową wg AST 362 postępującą za nim, i z możliwością •ozpoczęcia dostaw do RAF w 1972. N iestety, po ogromnych cięciach budżetowych, obejm ujących Tliędzy i nnymi programy P.1154/HS.681, nowy rząd Labaur Party zaczął p rowadzić politykę zakupów uzbrojenia w USA i finansowania niędzynarodowych programów zbrojeniowych. Doprowadziło to do :ego, że Wielka Brytania oferowała przede wszystkim pieniądze i zamówienia, nie mając możliwości wyboru pomiędzy sprzętem kra­ - wym i z zagranicy. Samolot wiel kości P.45 był narzucającym się ·ozwiązaniem problemu zmiennej geometri i, ponieważ prace projek­ :owe były już w fazie dość zaawansowanej i doskonale spełniał on .·.ymagania wojska. Ale Sekretarz Obrony Denis Healey nie był

przekonany do tego projektu i zdecydował zakupić francuski samolot w układzie klasycznym Breguet Br.121 ECAT (późniejszy SEPECAT Jaguar). BAC P.45

'\ \ \ \ \ \ \ \

l l l l l l l l l

•

·.

Model do badań tunelowych jednej z wersji BA C P.45 23

Dojrzałe lata samolotów o zmiennym skosie skrzydeł Przełom w teorii

Po ukazaniu się White Paper, brytyjskie Ministry of Supply zaprzestało finansowania większości programów załogowych samolotów bojowych (wyjątkiem był program samolotu myśliwskiego Lightning). Ale Wallis nie rezygnował. Zwrócił się do biura amerykańskiego Mutual Weapons Development Program (MWDP) w Paryżu i poprosił o finansowe wsparcie swojego programu. Beli X-5 nie był dalej rozwijany mimo tego, że w pełni wykazał korzyści wynikające z zastosowania zmiennej geometrii. Krótko w 1952 panował pewien optymizm co do tego, że nowy samolot firmy Grumman XF10F-1 Jaguar udowodni swoje potencjalne zalety, ale także ten program zakończył się niepowodzeniem. Zainteresowanie techniką zmiany kąta skosu w USA znacznie opadło i musiało upłynąć dalszych kilka lat by na nowo odżyło. Równolegle z badaniami samolotów w locie, amerykańska NACA (National Advisory Commitlee for Aeronautics), pod kierunkiem szefa tuneli naddźwiękowych w Langley Laboratary Johna Stacka, badała różne koncepcje skrzydeł o zmiennym skosie, ale poważniej­ sze prace rozpoczęto dopiero w październiku 1957, gdy pojawiły się propozycje z firmy Vickers-Armstrongs z Wielkiej Brytanii. W ten sposób wiele cennych doświadczeń i rozważań teoretycznych Wallisa trafiło z Weybridge do zespołu Stacka. Propozycja współpracy między NACA i Vickers-Armstrongs zbiegła się NASA V-111 w czasie z rozpoczęciem określania wymagań na n owy s a m o lot dla lotnictwa amerykańskiego. Wstępnie mówiono o sa­ molocie wielozadaniowym, którego operacyjny zakres prędkości miał wynosić od Ma=0,8 do Ma=2,0. Pod koniec lat pięćdziesiątych pojawiły się ostrzejsze wymagania co do zakresów użytkowania samolotów bojowych, wymagano dużej efektyw ności w lotach z małymi prędkościami i w czasie przebazowania, z jed­ noczesnym ograniczeniem oporu falowego przy prędkościach naddźwiękowych na dużych wysokościach oraz możliwości spokojnego naddźwiękowego lotu w burzliwej atmosferze przy ziemi. Wydawało się, że samolot o zmien­ nej geometrii jest szuk a nym od dawna rozwiązaniem tych wyso k i c h wymagań i dlatego, mimo braku entuzjazmu ze strony niektórych kół politycznych, w tym właśnie 24

okresie rozpoczął się rozwój nowych konstrukcji po obu stronach Żelaznej Kurtyny. W 1958 kontynuowano badania w Langley pod przewodnictwem głównego aerodynamika Thomasa A. Tolla i przy współpracy Johna Stacka. Niepomyślne wyniki prób tylko na moment zwolniły tempo prac, których efektem stało się opracowanie optymalnej konfigu­ racji. Aby zbadać dużą liczbę możliwych konfiguracji zbieżności i wydłużeń skrzydeł, położenia punktów obrotów i geometrii uste­ rzenia poziomego oraz ich wpływu na stateczność i sterowność, na dużą skalę wykorzystano komputery. Wybierano najbardziej obiecu­ jące konfiguracje, budowano ich modele i dmuchając w tunelach weryfikowano charakterystyki wyznaczone teoretycznie. W końcu badania przyniosły pozytywny efekt. Ustalono, że można zatrzymać wędrówkę środka parcia, a więc zachować stateczność podłużną, modelując samolot ze skrzydłami o dużej zbieżności, z pun ktami obrotu odsuniętymi od kadłuba i stałą częścią przykadłubową o dużym skosie (tzw. napływami) oraz usterzeniem poziomym o dość dużej powierzchni. W tym układzie, gdy skrzydła mają maksymalny skos, tworzą wraz z usterzeniem powierzchnię nośną, której wypad­ kowa siła nośna jest przyłożona z przodu w stosunku do wypadkowej samego skrzydła i w ten sposób nie przesuwa się tak daleko jak to wcześniej zakładano. W czasie gdy aerodynamicy pracowali nad konfiguracją,

,-)

'

liynierowie byli zajęci konstru kcją węzłów obrotu i sposobu napędu brotu skrzydeł. Największe nadzieje wiązano z rozwiązaniem, w órym węzeł obrotu przyjął postać łożyska kulistego , a część choma była przedłużona do środka kadłuba i jej ramię przesuwało się w prowadnicy. Umożliwiało to odebranie obciążenia od momentu -:r ącego na dość d użym ramieniu i w ten sposób na zmniejsze nie sił wprowadzanych w strukturę kadłuba. Moment gnący odbierany ł przez parę pionowych sił w kul istym węźle i nieruchomej prowad­ . y. Takie rozwiązanie okazało się najlżejsze. W 1960 NASA miała już gotową konfigurację samolotu ze iennym skosem skrzydeł, która obiecywała stateczny lot, nato­ "liast konstru kcja węzłów obrotu miała zwiększyć masę samolotu =:,1 ko o maks. 3 , 5%. Ni estety ta konce pcja miała też swoje wady. Samolot miał niedostateczną powierzchnię nośną przy małym kącie "' osu, co zmniejszało doskonałość w prze locie, a przykad łubowe �pływy o dużym skosie rozdzielały strumień powietrza przy d użych ·:ątach natarcia, co dawało efekt zadzierania nosa. Aby temu zapo­ ·ec badano napływy o mn iejszym kącie skosu, ale zwiększało to ędrówkę środka parcia i powodowało zachwianie stateczności. Przyjęty sposób przeniesienia obci ążeń wymagał zbudowania napływów z wolną przestrze nią wewnątrz, aby umożliwić obrót -amienia w p rowad nicy. Poza tym pojawiły się problemy z wyborem ateriałów na elementy cierne oraz przewidywano kłopoty z zacho­ ,'CJni em dokładności ustawienia w czasie lotu. Dla przezwyciężenia problemów natury technicznej zbudowano ży model połączenia skrzydło-kadłub w ce l u przeprowadzenia .·,ytrzymałości owych prób statycznych i rezonansowych. Badania 1 atte rowe p rowadzone w t u ne l u a e r o d y n a m i cznym wraz z :wl iczeniami teoretycznymi pokazały, że wzrost kąta skosu zwiększa ·::ytyc z ną pręd kość flatteru z Ma=0,65 do Ma=1,05 na poziomie orza. Było to dopuszczalne d l a wyimaginowanej misj i , ale dla samol otu bojowego lecącego tuż nad wierzchołkami drzew jest edopuszczalne. Należało dodać na skrzydłach masy przeciwfl at­ "2fowe np. w postaci pylonów na uzbrojenie i zbiorniki pal iwa (z n ieczności obracanych), lub zwiększyć ich sztywność. _

TFX W połowie 1959 US Navy zaczęła zastanawiać się nad nowym samol otem p rzechwytuj ącym, który byłby n a stę pcą właśnie rowadzanego do uzbroje nia samolotu McDonnell F-4 Phantom. - nym z rozważanych projektów był M i ssileer, dość duży i pod­ =uię kowy samo l ot-nosiciel 6 pocisków rakietowych dalekiego ::=sięgu . W tym czasie NASA zorgan izowała spotkanie z wyższym ództwem US Navy, którego celem było przedstawi enie naj- ,. szych os i ągnięć w dziedzinie aerodynamiki, a szczególnie zmien-

.•

nej geometrii skrzydeł. Próbowano udowod nić, że istnieją możl iwości zbudowania samolotu myśliwskiego, który poza tym, że przy tej samej masie co Missi leer, przenosiłby to samo uzbrojenie, prze­ wyższałby swoimi osiągami wszystkie do tej pory zbudowane samoloty. Pokazano wstę pny projekt hipotetycznego samolotu pokładowego o masie 22680 kg (50000 funtów), który byłby w stanie wykonywać ataki szturmowe na małej wysokości i misje przec hwytywa n i a na d u żych wysokośc i a c h , bijąc na głowę możliwościami wszystkie inne systemy. NASA urządziła podobne spotkanie dla przedstawicieli dowództwa Tactical Air Command (TAC) z USAF, które miało wyprzedzić wydanie wymagań na myśliwiec przechwytujący operujący w każdych warunkach pogodowych. Mia ł on posiadać transatlantycki i transpacyficzny zasięg do przebazo­ wan i a , prędkość przel otową na małej wysokości Ma=1, 2 i maksy­ malną Ma=2,0 na dużej wysokości . Sugerowano maksymalną masę startową rzędu 45000 kg i operowanie tylko z dużych i dobrze wyposażonych baz. Było to teoretycznie nie do przyjęcia dla TAC. Jednak dowódca TAC, generał F. K. Everest był bardzo zaintereso­ wany przedstawioną propozycją, która po korektach mogłaby za­ dowolić USAF. Następne spotkan i a urządzono d l a przedstawicie l i najwięk­ szych wytwórni lotniczych. North American i Douglas wykorzystały odkrycie NASA w studiach do kontraktów zawartych z US Navy. W końcu 1959 Boe ing przedstawił wstę pną pro pozycję budowy samolotu zgodną z konce pcj ą gen. Everesta, dotyczącą nowego myśliwca d l a TAC na d rugą połowę lat sześćdziesiątych i wykorzys­ tującego nowe położenie osi obrotu skrzydeł. W tym czasie Re public Aviation pracował nad projektem RAC 7 5 8-1A, w którym dodatkowe skrzydła o zmiennym skosie mogły zostać złożone nad stałym płatem głównym. Opracowania NASA oraz podobne, prowadzone równocześnie przez USAF, do prowadziły w końcu do ogłoszenia w czerwcu 1960 specyfi kacj i SOR183 (System Operati onal Req u i re­ ment) na wielezadaniowy myśliwiec taktyczny. Specyfikacja SOR-183 określała wymaga nia na eksperymenta lny myśliwiec taktyczny (Tac­ tical Fighter eXperimental), który miałby osiągać prędkości Ma=1,2 na poziomie morza i M a=2,5 na du żej wysokości , uzyskać promień działania 1500 km oraz możl iwość transocean icznego p rzebazow­ ania bez uzupełniania pal iwa w locie. SOR183 nie żądała wykorzys­ tania zmien nej geometri i , ale postawione w niej wymagan i a osiągowe narzucałytakie rozwiązan ie. Najbardziej znaczącym aspek­ tem tej sprawy było przejście w latach 1957-1960 od koncepcji do specyfikacji bez budowy samol otów bad awczych. Od czasów badań w NASA z końca lat pięćdziesiątych utrzymy­ wano konta kty między konstruktorami brytyjskimi i amerykańskimi. W czasie jednego ze spotkań przedstawiono szkice nowego samolo­ tu B.O. Heath z firmy BAC, który po wchło nięciu firmy Vickers25

Boeing TFX

Armstrongs nadal zajmował się problemem zmiennej geometrii. Stwierdził on, że nie jest właściwy układ, w którym skrzydła i usterzenie poziome są na tej samej wysokości i tworzą przy maksy­ malnym kącie skosu prawie jedną płaszczyznę, punkty obrotu nie leżą w najlepszym miejscu, wloty do silników są zbyt krótkie, co przy ewentualnych zaburzeniach przepływu może powodować pompaż silników. Późniejsze loty próbne pokazały, że Heath ma rację, ale dziwnym trafem rząd brytyjski nie przejął się tymi zastrzeżeniami i zamówił właśnie samoloty F-111, rezygnując z oblatanej już kon­ strukcji Heatha TSR.2. 20 stycznia 1961 urząd prezydencki objął John F. Kennedy, a wraz z nim do Białego Domu wprowadził się nowy Sekretarz Obrony Robert S. McNamara. Głównym hasłem nowego ministra obrony stała się wielozadaniowość nowoprojektowanych samolotów po­ sunięta do tego stopnia, że zaczęto wymagać aby samolot jed­ nocześnie spełniał wymagania lotnictwa US N avy i USAF. Zakładano, że pozwoli to na zmniejszenie kosztów projektowania i produkcji, a także na oszczędności na szkoleniu personelu latającego i tech­ nicznego, częściach zamiennych itd. 14 lutego 1961 McNamara wydał formalne zalecenie opraco­ wania jednego samolotu, który w jednej wersji spełniłby wymagania USAF, natomiast w drugiej US Navy. W grudniu 1962 zwycięzcą konkursu na nowy samolot dla USAF, oznaczony jako F-111A, został 26

General Dynamics, a podwykonawcą odpowiedzialnym za wersję morską F-111B firma Grumman. Wielkim przegranym okazał się Boeing, którego projekt był• lepszy, ale jego wersje były w mniejszym stopniu zunifikowane. Wstępnie zamówiono 18 samolotów F-111A i 5 F-111B. Po pokonaniu dużych trudności, pierwszy prototyp F-111A został publicznie pokazany 15 października 1964 w czasie uroczys­ tego wytoczenia z hali. Samolot został wypo?ażony w dwa, dopiero co sprawdzone, odrzutowe silniki dwuprzepływowe Pratt & Whitney TF30-P-1 o ciągu 5120 daN bez dopalania i 8455 daN z dopalaniem. Miał masę własną 18950 kg i maks. 31300 kg. Według założeń miał osiągać prędkość maks. Ma=2,5 na wysokości 40000 stóp (12192 m) i Ma=1,2 na poziomie morza, mieć zasięg do przebazow­ ania z dodatkowymi zbiornikami paliwa w komorze bombowej 5310 km i pułap 18300 m. Na początku produkcji samolotu F-111 zadano sobie, wydawać by się mogło, głupie pytanie: w którą stronę powinna wychylać się dźwignia zmiany kąta skosu. Dla większości konstruktorów było sprawą oczywistą, że gdy pilot chce zwiększyć prędkość powinien po prostu pchnąć wszystko do przodu tzn. dźwignię sterowania ciągiem, a więc i dźwignię zmi any kąta skosu. Jednak jakoś dziwnie dla wi ększości pi lotów naturalnym było to, że gdy skrzydła składają się do tyłu to dźwignia też powinna przesuwać się do tyłu. Stało się to regułą we wszystkich produkowanych samolotach ze zmiennym skosem skrzydeł. W pi erwszym locie, 24 grudnia 1964 samolot miał skrzydła maksymalnie rozłożone, tzn. o skosie 16°, natomiast w drugim, 6 stycznia ustawiano je w kilku pozycjach osiągając kąt maksymalny równy 72,5 °. Pilot Dick Johnson spróbował przekroczyć prędkość dźwięku, ale silniki traciły ciąg w momencie włączania dopalania. Dopiero w swoim dziewiątym locie, 5 marca 1965, F-111A osi ągnął prędkość Ma=1,2 na wysokości 30000 stóp (9140 m). Drugi prototyp F-111A został oblatany 25 lutego 1965, a prototyp wersji morskiej 18 maja. Zbudowano tylko 17 egzemplarzy serii przedprodukcyjnej, a egzemplarz 18 posłużył jako prototyp wersji myśliwsko-bombowej FB-111A. W rok później oblatano pierwszy ze 141 egzemplarzy seryjnych. Użytkowanie samolotów w jednostkach bojowych, a w szczególności doświadczenia z ich wykorzystania w wojnie wietnam­ skiej wymusiły konieczność kolejnych modernizacji samolotu. Pow­ stała wersja F-111E z mocniejszymi silnikami TF30-P-3 i nową awioniką, oblatana 20 sierpnia 1969 i zbudowa a 1 94 egzempla­ rzach. 15 maja 1970 oblatano prototyp wersji D z silnikami TF30-P-9, której wyprodukowano 96 egzemplarzy. Ostatnią ersją "myśliwską•• stał się F-111F, będący uproszczonym F-111D. z silnikami TF30-P100 i mniej skomplikowaną owioniką, wyposażonym w zasobnik •

ave Tack umożl iwiający loty w nocy i w trudnych warunkach atmos­

wyposażony w awionikę najnowszej generacj i oraz będące nowością

"erycznych. F-111F oblatano w 19 7 1 i wyprodu kowano w l iczbie 106 egz. Od początku trwania programu, SAG (Strategie Air Command)

systemy walki radioelektronicznej . Struktura si łowa i projekt szczegółowy FB-111A został u­ kończony w 1965. N owa wersja otrzym ała skrzydła o większej rozpiętości , nowe podwozie, możliwość prze noszenia pocisków SRAM i mocniejsze s i l n i ki wersji P-7 . W celu przyś pieszenia prac postanowiono przebudować 18 F-111A na prototyp FB-111A. Obla­

l iczyło, że. nowy samolot może stać się bazą dla budowy małego bom bowca naddźwiękowego . General Dynamics rozpoczął prace projektowe już w 1962, analizując różne układy, m . i n . z trzecim siln ikiem na grzbiecie kadłuba. W porównaniu do B-52, bom bowiec na bazie F-111 miał kilka ważnych zalet. M n iejszy samolot, lecąc n a małej wysokości był o wiele trudniejszy do wykrycia. Duża pręd kość na małej wysokości umożliwiała szybkie prze n i knięcie nad silnie bronione obiekty. Poza tym zwarta konstru kcja była odporniejsza na podmuch wybuchu jądrowego. N owy samolot byłby od początku Grumman 1 General Dynamics F-1118

1\ l l l l l

tano go 30 l ipca 1967 , natomiast pierwszy produ kcyjny egzemplarz, któ ry już mógł przenosić rakiety SRAM, wykonał pierwszy lot 13 l i pca 1968. Wstępnie planowano zakupić 210 egzemplarzy, plus 53 przeznaczone na wyrównanie strat i jako źródło części zamiennych, które miały zastąpić 345 bom bowców B-52C, D i E oraz 80 B-58A i TB-58. Znaczny wzrost ceny samolotu pozwo lił jednak na zakup za tą samą kwotę tylko 76 egzempl arzy. Z m i a n a wym a g a ń ta ktycznych i związana z tym modern izacja uczyniła z FB-111A wartości owy samolot, który doskonale sprawdził s i ę później w warunkach bojowych . W czasie konfl i ktu wietnamskiego l otn i ctwo am eryk a ń s k i e napotkało bardzo trudną do przejścia obronę przeciwlotniczą, która opierała się n a naziemnych stanowiskach radarowych k i e r ujących bate r i a m i wyrzutni po­ cisków ziemia-powi etrze i naprowadza­ jących własne samoloty myśliwskie. Z doświadczeń tych wyn i kł a potrzeba p o s i a d a n i a taktycznego s a m o l otu walki radioelektronicznej . Okazało się, że wykorzystując sprawdzony w US N avy system zagł u szania ALQ-99 i mo ntując go na pł atowcu F-111A, można otrzym ać doskonały samolot s p e ł n i ający staw i a n e wymaga n i a . Stworze niem nowej wersji zajęła się

l

l

l

firma G r u m m a n , która w stycz n i u 1975 uzyskała fund usze na konwersję dwóch F-111A na prototypy wersj i EF111A, przez pilotów n azwanej Electric Fox. N a s zczyc i e s t a t e c z n i k a p i o n owego u m i e szczo n o w d u żej owiewce czuj n i ki wychwytuj ące akty­ wność radarową przeciwnika. Sygnały w ę d rują d a l ej do syst e m u k o m­ puterowego, który po anal izie wysył a 27

Pierwszy prototyp F-1118, który wykonał pierwszy lot 18 maja 1965

rozkazy do systemu zagłuszającego umieszczonego w komorze bombowej za radioprzeźroczystą osłoną. 15 grud nia 1975 Grumman rozpoczął próby w locie F-111A wyposażonego w atrapy owiewek na płatowcu w celu określenia właściwości lotnych i p i lotażowych samolotu o zmienionej geometrii.10 marca 1977 oblatano pierwszy z przebudowanych prototypów, który wkrótce został włączony do prób. Dopiero drugi prototyp oblatany 17 maja 1977 został wyposażony w pełny syste m zakłóca­ jący. Dostawy do jed nostek bojowych rozpoczęły się dopiero w 1981 i wyniosły 42 egzemplarze modern izowanych F-111A. Stanowisko operatora systemów zakłócających um ieszczono po prawej stronie kabiny i wyposażono w niezbędny osprzęt, jednocześnie rezygnując z dod atkowego kompletu sterownic i przyrządów pilotażowych. Możliwość zmiany kąta skosu dała możliwość naukowcom z NASA przebad ania różnych konfigu racj i skrzydeł nad krytycznych przy żądanym kącie skosu. Badane skrzydło nad krytyczne miało profi l o grubości ok. 17% o esowato wygiętej powierzchni górnej . Powietrze opływające górną część profi l u , o m n iejszej niż zwykle krzywiźnie, osi ąga m niejszą pręd kość i później dochodzi do powstania na nim fali uderzen iowej . Nie chodzi tu o osiągnięcie większej prędkości , ale o zwiększe n ie doskonałości w locie z prędkością poddźwiękową, a więc o zwiększenie zasięgu. Poza tym większa grubość względna umożliwia zastosowa nie elementów siłowych o mniejszym przekroju, co daje wym ierne korzyści masowe, a większa objętość wewnętrzna umożliwia zabranie większej ilości pal iwa . NASA rozpoczęła badania w locie nad płatem superkrytycznym w l i stopadzie 1970, gdy został oblatany zmodyfikowany T-2C Buck­ eye. W marcu 19 7 1 do prób dołączył zmodernizowany F-8 Crusader. W tym czasie trwał już program budowy bom bowca B-1 i wynikła ko n i e czność je szcze l e pszego zbad a n i a u k ł a d u ze zmienną geometrią. W ramach programu TACT (Transonic Aircraft Technology) przebudowano jeden F-111A wyposażając go w krótkie skrzyd ła o dużej cięciwie i małej zbieżnośc i . Kąt ich skosu mógł być zmieniany od 10° do 58°. Wyn iki prób w locie zostały porównane z wyni kami 28

p ró b F- 1 1 1A b e z z m i a n , p rz e p rowadzonym i w l atach 1965-6 8 . Później n a części skrzydeł dodano wybrzuszenia, których zadaniem miało być utr­ zymanie laminarnego opływu na jak największej części cięciwy i tym samym zmniejszenie oporu. N i e w i a d omo czy p róby pot­ wierdziły założe n i a , ponieważ ich wyniki utaj niono. Kolej n ą próbą wyko rzys­ tania F-111 były loty w ramach programu AFTI (Advanced Fighter Technology lntegrati on), w którym badano tzw. MAW (M ission-Adap· Eksperymen talny wariant F-111A używany do badań opływu laminarnego, ze specjalnymi nakładkami na fragmentach skrzydeł

tive Wing). Typowy samolot posiada sztywną konstru kcję skrzydeł wraz ze sztywnymi elementami mechanizacj i (sloty, klapy). W progra­ mie AFTI postanowi ono, wzorując się na ptakach wyposażyć samolot w el astyczne skrzydła, które mogłyby dostosowywać kształt profi lu do aktual nych warunków lotu. W tym czasie Boeing zbudował pełnowym iarowe sekcje skrzydeł w cel u określenia obciążeń i naprężeń w konstrukcji w czasie lotu. Badania modelu F-111 w tunelu aerodynamicznym wykazały, że możliwe jest zwię ksze nie maksymal­ nej siły noś nej o 69%, siły nośnej w czasie przelotu o 25% oraz zmniejszenie oporu o 6% przy prędkości poddźwiękowej i o 7% przy prędkości naddźwiękowej . Skrzyd ła miały ci ągłą powłokę górną wyko naną z kom pozytu zbrojonego włóknem szkl anym . W celu zapobieże nia utracie stateczności powłoki dol nej w czasie lotów na dużych kątach natar­ cia, została ona podzielona na części, które mogły zachodzić na siebie. Krawędź natarcia mogła się w całości zagi nać do dołu, natomiast krawędź spływu wychylając się symetrycznie zastę powała klapy, a różnicowo - lotki. Napęd wychylania krawędzi spływu był w stanie zapewnić prędkość wychylenia ok. 30°/S. Odpowiednio do­ bierając wychylenia krawędzi natarcia i spływu skrzyd ła, można było zmieniać wysklepienie profi lu, co dawało unikalne możliwości pilo­ :ażowe. Możl iwe stało się m . i n . pochylanie kadłuba samolotu bez onieczności zniżania lub wznoszenia. Myśliwiec dla US Navy

Samolot F-111B miał kłopoty od samego początku. Koncepcja :miwersalności spowodowała duży wzrost masy. Było to głównie spowodowane tym , że oprócz typowych wymagań, F-111B musiał spełniać specyficzne wymaga nia związane z operowaniem z pokładu otnis kowca, np. wersja morska musiała być krótsza, aby płatowiec mógł zmieścić się na typr>wej windzie do podnoszenia samol otów na ookład startowy, a konstrukcja musiała zostać znacznie wzmocniona e względu na duże obciążenia przy lądowaniu z dużą pio nową składową prędkości. F-111B został oblatany 18 maja 1965, a stępny program prób morskich przeprowadzono do końca paź­ iernika tego roku. Próby wykazały, że F-111B prawie pod każdym ..'Zględem okazał się gorszy od F-4 Phantom, którego miał przecież zastąpić. Poza tym źle dobrany kąt pochylenia części dziobowej oowodował refleksy oślepiające pilota, a duży kąt natarcia przy JOdejściu w czasie lądowania powodował utratę kontaktu wzro­ --owego pilota z pokładem lotniskowca, co gorsze - kilkukrotnie •ystąpiły przeciągnięcia silników. Okazało się , że mimo l itery F jak - hter, F-111B nie będzie myśliwcem i nie będzie mógł operować z JOkładów lotniskowców. Mimo ciągłych prób Grummana spełnienia .ymagań, stało się oczywiste, że nie uda się go dopracować z

powodu nadmiernego wzrostu masy startowej - z planowanej na początku 22700 kg wzrosła ona do 31750 kg. Efekte m tego stało się wstrzymanie i w końcu skreślenie programu 1 grudniu 1968. Problemy jakie napotkały firmy General Dynamics i Grumman w czasie rozwoju F-111B skłoniły firmę McDonnell do opracowania własnej propozycji samolotu, który spełniałby wymagania stawiane przez US Navy. Bazując na wszechstronnie sprawdzonym samolocie F-4 Phantom, McDonnell przedstawił w sierpniu 1966 projekt, oznaczony jako F-4 (FVS), który był poważną jego modyfi kacją wyko­ rzystującą zmienną geometrię skrzydeł. Ponieważ miał zastąpić F-4J, musiał posiadać wię ksze możl iwości obrony floty połączone z polep­ szonymi właściwościami atakowania celów naziemnych. Wymagano od niego wykonywania kilku typów misji, takich jak przechwytywanie wrogich samolotów z pociskami powietrze-woda na wyso kościach od poziomu morza do 40000 stóp (12200 m) i w odległości do 100 m i l (160 km) . Od samolotu wym agano możliwości wykonania kilku ataków na wykryte cele w strefie przeciwdziałania radioelek­ tronicznego nieprzyjaciela. Rola myśliwca przewagi powietrznej w dużej odległości od własnych sił i misje eskortowe wymagały zwiększenia zasięgu samolotu F-4, podobnie jak wymaganie przeni­ esienia uzbrojenia bom bowego (włączając w to taktyczne ładunki jądrowe) na od ległość 600 mil (945 km). Poza tym jego czas powstawa nia, z powodu trwania woj ny wietnamskiej, powi nien zostać skrócony do minimum i dlatego termin wejścia do służby ustalono na początek lat siedemdziesiątyc h . F-4 ( FVS) miał zachować wię kszość struktury kadłuba F-4, natomiast całkowicie przeprojektowano skrzydła, które - w układzie górnopłata, miały punkty obrotu części ruchomych położone w 28% rozpiętości i mogły zmieniać kąt skosu od 23° do 70°. Zmieniono płytowy statecznik pozi omy, pozbawiając go chara kterystycznego d l a Phantoma wzniosu ujemnego, chcąc tym samym zwię kszyć manewrowość w locie naddźwiękowym. Aby zwiększyć zasięg, powiększono zbiorniki pal iwa z 7563 w F-4J do 9516 l itrów w nowej maszynie. Mimo zachęcających wyników obl iczeń wstępnych program został wstrzy­ many, ponieważ samolot McDonnella nie mógłby być wyposażony w rad iolokator o dużym zasięgu oraz system kierowania ogn iem AWG-9 , sterujący nowymi rakietami dalekiego zasięgu Phoenix, co było głównym wymaga n i e m stawianym p rzez U S N avy. Po z a n i e c h a n i u w 1968 programu F-1 1 1 B , U S N avy ogł o s i ł a rozpoczęcie programu VFX, który parę lat później do prowadził do powstania samolotu Grumman F-14 Tomcat. Gdyby doszło wcześn iej do produ kcji se ryjnej F-4 ( FSV) prawdopodobnie F-14 nigdy by nie powstał, szczególnie jeśli uwzględnić ogromne koszty tego pro­ gramu. Mając na uwadze niezadowalające wyn iki prób F-111B, w 1965 US Navy postanowiła sfinansować prace wstępne Grummana nad 29

nowym samolotem. Prace rozpoczęto w styczniu 1966, a ich efektem stało się przebadanie ponad 6000 konfiguracji, których l iczbę poprzez e l i m i nację zmniejszono do k i lkunastu. Pod stawowym założeniem przy projektowani u nowego samolotu stało się wykorzys­ tanie zamówionych już dla F-111B podzespołów, a przede wszystkim silników Pratt & Whitney TF-30, radaru Hughes AWG-9 i systemu u z b roj e n i a w p o c i s k i H ughes A I M-54 Phoe n i x ( p i e rwotn i e oznaczonych AAM-N-11) . Projektem wyjściowym był model o zmien­ nej geometrii skrzydeł z pojedynczym usterzeniem p ionowym oznaczony 303-60. Firma Grumman przedstawiła kolejno siedem studiów projektowych, m . i n. dolnopłata 303-D czy też stałopłata 303-F. Proto plastą samolotu nazwanego późn iej F-14 stał się ostatecznie projekt 303-E. Był to grzbietopłat o zmiennej geometrii skrzydeł z wysuwanymi z n ieruchomej części płata dodatkowymi powierzc h n i a m i nośnym i , posiadający pojedyncze uste rze nie pionowe oraz dwie składane płetwy podkadłubowe mające polep­ szyć stateczność kierunkową. W lipcu 1968 US N avy rozpisała - fikcyjny w rzeczywistości konkurs na eksperymentalny samolot myśliwski marynarki VXF (heaVier on air, carrier based, eXperimental Fighter) . Założenia konkursu przewidywały stworzenie dwumiejscowego przechwytu­ jącego samolotu myśliwskiego służącego do obrony floty, czyli odpowiadały finansowanemu już projektowi 303. Samolot m i ał być napędzany dwoma silnikami TF-30-P-412, być wyposażony w system uzbrojenia Hughes AWG-9 Phoenix, przenosić pociski AIM-7 Sparrow oraz AIM-9 Sidewinder, a także mieć zamontowane na stałe działko, co było wymaganiem wynikającym z doświadczeń wojny wietnam­ skiej. Zwycięzcą konkursu stała się oczywiście firma Grumman z projektem 303E. Zbudowano makietę w skali 1:1, która pozwoliła na wprowadzenie kilku kluczowych poprawek, takich jak zmiana pojedynczego uste rienia pionowego na podwójne oraz składanych płyt podkadłubowych na stałe o mniejszej wielkości . 4 lutego 1969 został podpisany kontrakt na budowę sześciu prototypów. Planowano zakup 67 egzemplarzy wersji pośredniej A i później 396 zmodernizowanej wersj i B . Pierwszy prototyp XF-14A przeholowano 25 października 1970 z zakładów firmy Grumman w Bethpage w stanie Nowy Jork na lotnisko Calverton na Long lsland w celu przeprowadzenia prób naziemnych. 14 grud nia odbył on próby kołowania i 21 grudnia został po raz pierwszy oblatany przez Roberta Smythe ·a i Billa M illera . Niestety, drugi lot zakończył się katastrofą. Po uszkodzeniu systemu hyd raulicznego samolot spadł przed pasem startowym. Na szczęście piloci katapultowal i się pomyślnie. 24 maja 197 1 oblatano drugi prototyp przeznaczony do prób w ekstremalnych warunkach lotu np. na dużych kątach natarcia i po przeciągnięciu oraz do prób korkociągowych. Przed próbami korko30

McDonne/1 F-4 Phantom FVS

ciągów samolot został wyposażony w dodatkowe skrzydełka o wymiarach 1,83x0,61 m po obu stronach kadłuba przed kabiną. Skrzydła były zablokowane w pozycj i maksymalnie rozłożonej. Do­ dano też spadochron przeciwkorkociągowy. Kolejne prototypy służyły do sprawdzenia charakterystyk lotno-pilotażowych, prób z uzbro­ jeniem i systemów elektronicznych. W grud niu 1971 US Navy postanowiła przyśpieszyć program prób tak, aby samolot mógł zostać wprowadzony do jednostek bojowych już w 1973. W tym cel u zastosowano nowy system telemetryczny, pozwalający na zd alne przekazywanie wyników pomiarów w locie i ich analizę w czasie rzeczywistym . Do programu włączono też trzy samoloty KA-6D l ntruder umożliwiające tankowanie w locie i tym samym wydłużające czas lotów próbnych. W czasie prób nie obyło się bez kolejnych wypadków. Następ­ nym rozbitym F-14 był nr 10, który 30 czerwca 1972 uderzył w powierzchnię wody w Zatoce Chesapeake w czasie prób przed pokazam i. 20 czerwca 1973 rozbił się nr 6, po tym jak został trafiony

p rzez własny, wcześniej odpal ony, pocisk Sparrow. Poważne oroblemy sprawiały silniki TF-30, które w ciągu następnych trzech l at spowodowały stratę 8 samolotów. Bad ania powypadkowe '/)'kazały niestateczną pracę sprężarki przy l otach z dużymi kątami atarcia oraz niewystarczającą wytrzymałość zmęczeniową łopatek turbiny, które odrywając się od tarczy nośnej rozbijały zbiornik paliwa, powodując pożar. Pierwsze egzempl arze samolotów seryjnych zostały dostar­ czone do dywizjonu VF-124 w czerwcu 19 7 2 , a oficjalne wejście ich do sł użby operacyjnej nastąpiło w momencie wyjścia w morze l otnis kowca USS Enterprise we wrześniu 197 4 z dwoma dywizjonami omcatów - VF-1 i VF-2 na pokładzie. Produ kcyjne samoloty F-14A niewiele różniły się od odmian przedprodu kcyjnych i między sobą. Od samolotu nr 87 zmieniony został kształt części ogonowej , obrys i kształt hamulców ae rody­ nam icznych, tyl ne światło pozycyjne zostało przeniesione z ogona na lewy statecznik pionowy oraz przeniesiono prawy wyrzutnik flar umieszczając go tuż za lewym . W wersjach końcowych zmodyfi ko­ wano osłonę radaru dodając ru rkę Pitota. W marcu 197 4, z powodu wyso kich kosztów p ro d u kcj i samolotów Tomcat, firma Grumman przed stawiła projekt tańszego wariantu. M i ał nim zostać F-14X wyposażony w inny system stero­ wania uzbrojenie m. Przedstawiona została równ ież wersja F-14T pozbawiona pocisków Phoenix, ale żadna z tych pro pozycji nie została zaakceptowana. Wśród wielu wariantów rozpatrywanych przez Grummana w 1968 w czasie projektowania przyszłego F-14 były m. in. (od lewej): 303-60, 303-C, 303-D o zmiennej geometrii i 303-F ze stałym płatem

Siódmy egzempl arz serii przedprodu kcyjnej został wyposażony w silniki Pratt & Wh itney F401-PW-400, lżejsze i o większym ciągu niż silniki TF-30. Nowe silniki były rozwinięciem silników F100-PW100 wykorzystywanych w samolocie F-15. Samolot oznaczony jako F-148 został obl atany 12 września 1973 i miał stać się wzorcem dla nowej serii . Wykonano program prób w locie, ale z powodu zaniechania prac nad nowymi silnikami program został wstrzymany, a prototyp zakonserwowano. W 1981 prototyp F-148 został wy­ posażony w silniki General El ectric F1010FE ( Oerivative Fighter Engine), rozwinięcie silników z bombowca Rockwe l l B-1. W l i pcu rozpoczęto program prób w locie, ale już we wrześniu ponownie wstrzymano program. Rozpoczęto montaż d rugiego prototypu, ale po wstrzymaniu programu wykończono go w standardzie F-14A. W międzyczasie Grumman przedstawił wersje rozwojową F-14C, Miała ona mieć unowocześnioną awionikę, nowy rad iolokator, sil niki F1010FE i nowy system nawigacyjny. Także ta wersj a nie została zaaprobowana. W l i pcu 1984 został zawarty kontrakt pomiędzy US N avy a firmą Grumman na bud owę unowocześnionej wersj i samolotu F-14 FSO ( Fuli Scale Oeve lopment). Podwykonawcami zostały firmy General Electric (silniki) i H ughes ( system sterowania uzbrojeniem). Program ten przewidywał unowocześnienie awion iki, zamontowanie nowego radaru oraz zastosowanie do napędu nowych silników F110-G E-400 o konstru kcj i modułowej , zgodnej w 82% z silnikami stosowanymi w samolotach F-15 i F-16. Wzrost ciągu w stosunku do s i l n i ków TF-30 umożliwiał start z pokładu lotniskowca bez użycia dopal aczy oraz wzrost prędkości wznoszenia. W lotach doświadczal nych programu FSO wzięło udział sześć samolotów (w tym prototyp F-148, w którym także zamontowano nowe silniki ) . N owy samolot został oznaczony F-14 Plus, a pierwszy egzemp larz oblatano we wrześniu 1986 . Produkcję seryjną rozpoczęto w marcu 1987 . Seryjne F-14 Plus różniły się od F-14A kształtem dysz wyloto­ wych silników, opływowymi owiewkami anten u rządze ń zakłóca­ jących pod n i e ruchomą częścią s krzyd ła, nowym systemem usuwania gazów proch owych z przedziału działka, brakiem płetw ustateczniających wysuwanych z nieruchomej części skrzydeł. Poza tym zamontowano system mon itorowania obciążeń zmęczeniowych silników, system sterowania uzbrojeniem Hughes AWG-15F, syste m automatycznego sterowania siłą nośną i ciągiem w czasie lądowania oraz system ostrzegania i rozpoznania ALR-6 7 . Część egzempl arzy F-14A Plus wykorzystano w dywizjonie VX-4 do badań doświadczalnych. Testy przydatności do działań z pokładu lotniskowca od były się w kwietniu 1988 na lotniskowcu USS lnde­ pendence. Pierwszą jed nostką szkolną, która otrzymała nowe Tom­ c a ty 11 kw ietnia 1988 był dywizjon V F-10 1 , a p i e rwszymi jednostkami bojowymi były dywizjony VF-7 4 i VF-103. Zbudowano 38 31

Niewypał - Anglo-French Varlable Geometry

egzemplarzy F-14A Plus i zmodernizowano 32 samoloty wcześniej­ szych wersj i do nowego standard u . Pierwszy produkcyjny F-14 Plus opuścił zakłady w Calverton w l i stopadzie 1987. W tym samym miesiącu _został oblatany F-14A zmodyfikowany do standardu projektowanej wersj i F-14D. Wersja ta ma nowe wyposażenie elektroniczne i została przystosowana do przenoszenia właśnie wprowadzanych d o uzbrojenia pocisków rakie­ towych powi etrze-powietrze Hughes AIM-120 AM RAAM . Plany pro­ dukcyjne do 1998 przewidywały wyprodu kowanie 127 nowych samolotów w wersji D i przebudowę 400 użytkowanych maszyn z wersji A i A PLUS do standardu D. W m arcu 1990 został wyprodu­ kowany i dostarczony do US Navy pierwszy Tomcat D, a w maju przyleciał do wytwórni pierwszy F-14A przeznaczony do modernizacj i . Z powodu cięć budżetowych ograniczono plan przebudowy do 104 egzemplarzy, ale i on został zmieniony tak, że do tej pory zmodyfi­ kowano tylko około dwudzi estu maszyn . W 1989 anulowano pro­ gram F-14D po zbudowaniu tyl ko 37 egzempl arzy. Samolot był bardzo drogi i mimo doskonałych osiągów miał zawsze dużo przeci­ wników w Kongresie. Obecnie realizowany jest program samolotu skróconego startu i pionowego lądowania STOVL (S hart Take-Off and Vertical Landing), który ma wyłonić następcę d l a samolotów pokład­ owych F-14 i F-18 w US Navy oraz F-16 w USAF. Samolot m a być zbud owany na bazie silnika z myśliwca F-2 2 , z obracaną dyszą i z wentylatorem u m ieszczonym przed środkiem ciężkości. Ponieważjuż zbudowane są dwa tzw. demonstratary technologii JAST, należy przypuszczać, że program będzie kontynuowany i nie powstanie już nowa wersja F-14.

32

Brytyjski M i nister Obrony Healey przy­ czynił się do wstrzymania prac nie tyl ko nad lekkim samolotem szko l n o-bojowym, a l e także nad znacznie większym programem nazwanym Anglo-French Variable Geometry Ai rcraft (AFVG) , który zakładał b u d owę sa m o l o tu s zturm owo-przec hwytuj ącego . Ponieważ nie podpisano kontraktu na wersję ze z m i e n n ą ge o m etr i ą s a m o l otu G n at, l ogicznym wyjściem byłoby skierowanie całej energi i w projekt P.45 i zaofe rowanie Francji współpracy oraz szczegółowej analizy projek­ tów większych samolotów. 17 maja 1965 ogłoszono podpisanie w Londynie m e m o rand u m m iędzy rząd a m i Francji i Wiel kiej Bryta n i i . Mówiło ono o współpracy przy projekto­ waniu i produkcji samolotu szkol no-bojowego opartego na projektach Breguet Br.121 Uego rozwi nięciem był późniejszy SEPECAT Jaguar) i wieJozadaniowego samolotu o zmien nej geometri i AFVG. Drugi z nich miał być wspólnym przedsięwzięciem Dassault i BAC. Przewidy­ wano napęd silnikami projektowanym i wspólnie przez S N ECMA i Bristol Siddeley - M45G. Chciano w ten sposób połączyć doświad­ czenia konsorcjum BAC, głównie z programu P.45, z podobnymi zebranymi przez Dassault w czasie prac nacf programem Daphne. Rok wcześniej Dassault prowadził bowiem prace nad samolotem o zmien nej geometrii, który był odpowiedzią na wymagania stawiane przez marynarkę francuską (Aeronavale) na samolot pokł ad owy o masie do 15000 kg i napędzany przez dwa s i l n i ki Rolls-Royce R B . 153. Od samego początku było jasne, że Fra ncuzi nie będą przykładać zbyt wielkiej wagi d o rozwoju AFVG. Samolot po prostu nie był uwzględniony w planach przyszłych zakupów arm i i fran­ cuskiej, a sam Dassault był w trakcie rozwoju własnego samolotu o zmiennej geometrii Mi rage G . Specyfi kacja na AFVG została wydana 1 3 l i pca 1965. M i a ł o n , podobnie j a k P.1154 i F-111, być samolotem wielozadaniowym , mogącym zadowolić wymagania stawiane zarówno przez RAF jak i Royal Navy. M i ano opracować projekty o masach cał kowitych 30000, 40000 i 50000 fu ntów ( 13608, 18144 i 22680 kg) łącznie z pal iwem i uzbrojeniem o masie 2500 funtów (1134 kg) . Ponieważ na lotniskowcach francuskich l imit masy d l a samolotów wynos i ł 16000 funtów (7258 kg), zamówiono także projekt i takiego samolotu.

Ogólna charakterystyka wszystkich wersji była podobna. M iał - być samolot dwum iejscowy latający z maksym alną prędkością na : ziomie morza 800 węzłów (1480 km/h) i Ma=2 ,5 na dużej , sokośc i , osiągać pułap 60000 stóp (18290 m) i mieć żywotność - oo h. Określono minimalny zasięg radiol okatora pokład owego na - o mil morskich (110 km) , co wymusiło zastosowanie anteny o s edn icy 36 cali (91 cm). Długość startu na wysokość 15 m i ądowa nia z 15 m miała wynosić 2600 stóp (790 m). Wersja dla arynarki francuskiej miała być wyposażona w radar z anteną o śred nicy 80 cm oraz uzbrojenie złożone z dwóch działek 30 mm i :<:ktycznej bomby jąd rowej o masie 2500 funtów (1134 kg) . Promień

3udowana w Warton w skali 1:1 mak ieta anglo-francu skiego samolotu AFVG jzi ałania w misjach szturmowych i rozpoznawczych miał wynosić 500 mil morskich (920 km) , zasięg do przebazowania (bez uzupeł­ -i a nia paliwa w locie) 3500 mil morskich (6490 km), a czas J atrolowania około 3 h . Cała specyfikacja była bardzo zbliżona do wymagań O . R .346, z •.vyjątkiem punktów dotyczących zasięgu, tak że samolot powstały •, edług niej mógłby swoimi osiągami przewyższyć F-111 wybrany dla �F zami ast TS R . 2 . Pierwsze wspólne opracowania powstały w październiku 1965, 3 e dopiero w kwietniu następnego roku uzgod niono większość _ałożeń. RAF i Royal Navy miały podobne kłopoty z takim ustaleniem .. spól nych wymagań, aby jeden samolot mógł spełnić wymagania bu stron bez znaczącego pogorsze nia ogólnych charakterystyk. W ońcu złożono zapotrzebowanie na dwie wersje: samolot wielozada­ iowy z radarem doppl erowskim i nowymi pociskami powi etrze-

powietrze oraz samolot szturmowy z ograni czonymi możl iwościami przechwytywania i standardowym uzbrojeniem . W ten sposób powstał projekt samolotu o długości 17,43 m . maksymal nej rozpiętości 12,98 m i wysokości 5 , 39 m . O ś ob rotu skrzydeł u m ieszczono na końcu przedniego dźwigara, co pozwalało na uzyskanie maksymal nego kąta skosu 70°. Skrzyd ła wyposażono w sloty na krawędzi natarcia i dwuszcze l i nowe klapy na krawędzi spływu. Sterowanie podłużne zapewniało płytowe usterze nie po­ ziome. N a kadłubie, w pobliżu statecznika pionowego, umieszczono dwa hamulce aerodynamiczne. Po bokach kadłuba o przekroju prostokątnym biegły kanały powi etrza do dwóch silników M . 45G. Długa owiewka za kabiną pilotów mieściła u kład sterowania. Paliwo umieszczono w skrzyd łach i w kadłubie z możl iwością podczepiania dodatkowych zbiorników pod kadłubem i na obracanych pod skrzy­ dłami pylonach. W Warton zbudowano pełnowymiarową makietę i już wyglądało na to, że AFVG ma przed sobą jasną przyszł ość. Znowu jednak nasil iły się rozb ieżności między wymaganiami Francuzów i Brytyjczy­ ków. Pierwsi oczekiwali samolotu przechwytującego, a drudzy sztur­ mowego, co trudno było połączyć w jed nej konstrukcj i . Poza tym zaczęły się poważne problemy z programem rozwoju silnika M . 45G, co spowodowało dalsze opóźnienia. Równocześnie decyzją z 13 października 1965, a więc tuż po podpisaniu Memorandum of Understanding, rząd francuski rozpoczął finansowanie programu samolotu M irage G, który w założeniach miał być tzw. demonstra­ torem technologii . Z perspektywy wydaje się dziwne przymykanie przez rząd brytyjski oczu na istnienie konkurencyjnego programu francuskiego, który w oczywisty sposób zagrażał istnieniu programu AFVG. Finał nastąpił latem 1967 - 29 czerwca odbyło się spotka nie ministrów obrony, na którym strona francuska ogłosiła koniec finansowania programu. Również program F-111 przeżywał w tym czasie duże trudności techniczne i gwałtownie rosły jego koszty. Postanowiono więc w styczniu 1968 zrezygnować także z samolotu określanego przez specyfikację O . R.339. Premier Harold Wilson ogłosił wycofanie się Wielkiej Brytanii z Dalekiego Wschodu i rejonu Zatoki Perskiej przed końcem 197 1. Tak więc F-111 nie był już potrzebny i można było zaoszczędzić 425 mln funtów. Było to jednak prawdą tylko do piątku 12 stycznia, gdy RAF zdecydował się ostatecznie na zakup 35, zamiast 45, samolotów F-111, narażając się na poniesienie wielu dodatkowych kosztów. Piloci RAF-u trenowa l i na nowych samolotach w USA, podczas gdy inżynierowie i i nni specjaliści szko l i l i się u producenta. Poza tym wymagane były specjalne przeróbki dosto­ sowujące samolot do standardów RAF-u oraz zakup wielu części zamiennych. Ostatecznie brytyjskie F-111 zostały później sprzedane z powrotem USAF. 33

W momencie wycofa nia się Francuzów i obowi ązywan i a zamówi enia na F-111, rząd brytyjski poszukiwał innych europejskich pa rtnerów w celu opracowania samolotu typu AFVG. W tym czasie BAC uzyskał kontrakt na dalsze prowadzenie prac nad zmienną geometrią pod n azwą Un ited Kingdom Variable Geometry Aircraft (UKVG). Broszura o UKVG została wydana w listopadzie 1967, a po niej poprawione propozycje użycia różnych silników. Proponowano nawet szybką budowę prototypu napędzanego sil nikiem B. 153-00. W lipcu 1968 podpisano protokół uzgod nień z RFN, Włocham i , Holandią, B e l g i ą i Ka n a d ą d otyczący wspól nego rozwoju i p ro d u kcj i wielezad a n i owego samolotu o zmien nej geometri i . Kłop oty w określ eniu wspól nych własności mającego powstać samolotu spowo­ dowały wycofanie się Holand i i , Belgii i Kanady z programu. 22 l i pca 1970 Wielka Brytania i RFN zdecyd owały wspólnie finansować pro­ gram Mu lti-Role Combat Aircraft ( M RCA}, do którego we wrześniu tego roku przyłączyły się Włochy. Utworzono konsorcj um Panavia Ai rcraft Gmbh składające się z firm BAC, Messerschm itt-Boikaw i Rat.

BAC / AMD AFVG

Projekty międzynarodowe

W tym czasie Republic wraz z firmą Fokker przedstawiły projekt samolotu All iance, spełniającego wymagania NBMR-3 na naddźwię­ kowy samolot o d użej prędkości lotu tuż nad ziemią. Początkowo A l l i a n c e był p rojektowany według sp ecyfi kacj i na s a m o l o t wielezadaniowy o poddźwiękowej prędkości przel otowej i naddźwię­ kowej , równej Ma=1,2 prędkości nad wierzchołkami drzew, tzn. na wysokości, na której zmienna geometria mogła najlep iej wykazać swoje zalety. Samolot był kontynuacją linii rozwojowej projekto­ wanego pod koniec lat pięćdzies iątych przez Republic RAC 758-1A. Badano cztery rozwiązania obrotu skrzydeł, które - według analiz . powodowały przyrost masy m iędzy 4 a 5%. All iance miał mieć płat delta o skosie 70 ° na krawędzi natarcia i wydłużeniu 1,09, wspoma­ gany przez skrzydł a pomocn icze zamocowane blisko osi symetrii kadłuba w przedniej części płata głównego. Skrzydła pomocn icze mogły zajmować tylko dwa ustalone położe n i a . W położeniu rozłożonym miały mały kąt skosu, dając łączne wyd łużenie 3,15. W poł oże niu złożonym skrzyd ła pomocnicze chowały się w obrysie płata głównego. Cie kawie rozwiązano sterowanie takim układem. Skrzyd ł a pomocn icze miały własne lotki, które współdziałały z powierzchniami sterowymi na krawędzi spływu płata głównego w konwencjonalny sposób. Przy dużych prędkościach powierzchnie na krawędzi spływu delty zaczynały pełnić rolę elewonów. Napęd m i ał stanowić silnik o zmiennym wektorze ciągu Bristol Siddeley BS. 100/3 o ciągu 1 7 130 daN z dopalaniem w dwóch przednich dyszach (miał on być zespołem napędowym naddźwięk­ owego następcy pionawzlotu Harrier P.1154) . W odróżnieniu od 34

projektu firmy Hawker-Siddeley, Al li ance miał mieć konwencjonalne podwozie zsynchronizowane z obrotem dysz silnika w cel u za­ bezpieczenia opon kół przed spaleniem. Poza tym m i ał posiadać komorę bombową w tylnej części kadłuba. Zrzut uzbrojenia musiał zatem być automatycznie kontrowany sterami w celu zachowania równowagi podłużnej. W waru n kach pionowego startu z uzbrojeniem o masie 2270 kg (5000 fu ntów) masa startowa wynosiła 15875 kg, nato­ mi ast STO · ponad 20400 kg. Prędkość maksymalna na wysokości 150 m miała wynosić Ma=1,25, na d użej wysokości Ma=2 , 4 , a pułap 21300 m ( 70000 stóp). Połączony zespół Fokker-Republi c Project Division pracujący w Schiphol kierowany był przez Alexandra Wadkowsky·iego z Republ ic. Ni estety wymagan i a N M B R . 3 wywoły­ wały duże napięcia zarówno między rządami, jak i samymi firmami, co w efekcie doprowadziło projekt d o skasowania. Republic Avia­ tion samodzielnie przedstawił późn iej podobny projekt US N avy na konkurs na samolot szturmowy VAX, ale nie spotkał się on z zai nteresowaniem.

Niemiecki myśliwiec marzeń

W okresie perypetii z programem AFVG, w RFN prowadzono wspólne z USA prace studialne w programie Advanced V/STOL Strike (AVS), będące efektem podpisanej 12 grudnia 1964 umowy na rozwój następcy samolotu Lockheed F-104G Starfighte r. W pracach studialnych brało udział 10 firm amerykańskich i 2 niemieckie. 30 listopada 1966 wybrano dwóch równoprawnych partnerów do sied­ miomiesięcznego etapu badań wstępnych w postaci firm Entwick­ lungsring Sud i Republic Aviation Division z koncernu Fairchi Id Hil ler. Ta część programu rozpoczęła się 24 kwietn i a 1967. Później okazało się, źe AVS był zbyt ambitnym projektem, w którym chciano wykorzystać za wiele nowatorskich pomysłów. W początkowej kon­ figuracji ten dwumiejscowy samolot bardzo przypominał F-111, który w tym czasie był już testowany w USA. Napęd AVS miała stanowić kombi nacja dwóch silników General Electric GE 1/10 l u b Pratt & Whitney JTF-16 o ciągu 4000 daN każdy, z dyszami dającymi możliwość zmiany wektora ciągu, i czterech silników nośnych Rolls­ Royce/AII ison XJ99-RA-1 um ieszczonych parami w przedniej części kadłuba za kabiną załogi . Sil n i ki nośne umi eszczono na obrotowych ramionach, których zadaniem było wysunięcie pary s i l n i ków z kadłuba w stronę końcówek s krzydeł i uzyskanie możl iwości V/STOL. Wkrótce projekt AVS uległ poważnym modyfikacjom. Wloty powietrza znajdujące się na grzbiecie kad ł u ba przed nasadą statecznika pionowego zostały przed łużone aż d o krawędzi natarcia skrzydeł, zmniejszono napływową nieruchomą część płata, jed­ nocześnie zwiększając części ruchome. 31 stycznia 1968 zebrał się

kom itet kierujący pracami nad AVS, który po zapoznaniu się z przewidywanymi dużymi kosztami budowy 12 prototypów i maszyn seryjnych, postanowił wstrzymać dalsze prace rozwojowe. Luftwaffe stw i e r d z i ł a , że z b u d ow a n i e n astę p c y F- 104G z p e ł nym i możliwościami V/STO L jest nierealne, szczególnie gdy uwzględni się konieczność zapewnienia gotowości bojowej tak skompli kowanego samolotu. Dlatego zrezygnowano z możl iwości V/STOL i program kontynuowano jako Neue Kampffl ugzeug ( N KF), co dało dwukrotne zmni ejszenie przewi dywanego jednostkowego kosztu egze mpl arza. Zakładano, ze N KF zastąpi w Luftwaffe samoloty Fiat G . 9 1 i F-104G w połowie lat siedemdziesiątych. Ponieważ także inne kraje poszukiwały podobnego samolotu utworzono z Kanadą, Belgią, Włochami i Holandią komisje mające stworzyć wspólne wymagania. W 1968 do tej grupy dołączyła Wielka Brytania i tak rozpoczął się projekt M ulti-Role Aircraft 1975 (M RA75). Belgia, Holandia i Kanada z różnych przyczyn wycofały się szybko ze współpracy, ale pozostałe kraje zac ieśniły ją, czego efektem stał się wkrótce MRCA Tornado. W tym czasie Boeing, który o włos przegrał w konkursie na TFX, starał się aby zgromadzone doświadczenia nie poszły na marne. Firma wykupiła 1/3 udziałów w niemieckiej firmie Bol kow, m. i n . dla kontroli nad sprzedażą śmigłowca Chinook w N iemczech, co zaowo­ cowało propozycją budowy wersji o zmiennym skosie p ionawzlotu VJ 101, oficja l n ie oznaczonego jako EWR 360, a ni eoficjal nie VJ 101E. W odróżnieniu od wersji VJ 101D miał on, zamiast pięciu, mieć 4 silniki nośne 8 . 162-34 o ciągu 2500 kG lub dwa 8 . 189 o ciągu 5440 kG. Jako silniki marszowe miano wykorzystać dwa silniki B. 153-61 z odchylanymi dyszam i o ciągu 3120 kG bez dopalania i o 70% większym z dopalaniem. Ponieważ konstru kcja centropłata

35

Fokker 1 Republic 0.24 Alliance

przenosiła obciążenia ze skrzydeł poprzez dwa duże wahl iwe łożys­ ka, co min imal izowało ingerencję w stru ktu rę kadłuba, możliwe stało się umieszczenie silników nośnych blisko środka ciężkości. Mirage G

Na początku lat sześćdziesiątych samoloty M i rage I I I i IV firmy Dassault ugru ntowały swoją pozycje w siłach zbrojnych Francj i , a ich dobre osiągi pozwoliły na eksport do wielu państw. W wytwórni myślano już wtedy o kolejnej generacji samolotów bojowych, które m iały spełniać o wiele ostrzejsze wymagania. Ustalono wstępnie, że nowo projektowany samolot powinien: - być samolotem wielezadaniowym o prędkości przechwytywania M a=2, a w roli myśliwca taktycznego mieć promień działania 550 km (bez zbiorni ków dod atkowych) przy zachowaniu profi l u lotu Lo-Lo (poniżej 150 m) oraz startować z nieprzygotowanych lotnisk o d ługości pasa 800 m, - w roli myśliwca przechwytującego osiągać prędkość M a=2,2 na wysokości 15000 m (Ma=2 ,5 Makieta przy przekraczaniu obrony przeci­ samolotu w n i ka ) , m ieć m a ksym a l n y Fokker-Republic współczynn i k obciążeń dopuszczal­ Alliance ze nych w locie naddźwiękowym - 10 skrzydłami w g, m i n i m a l ny współczynn i k ob­ skrajnych ciążeń 3 g przy Ma=2, uzbrojenie: położeniach jeden (lub dwa) pocisk rakietowy oraz dwa działka kal . 30 mm z zapasem amun icji po 150 nabojów na lufę, - w czasie wykonywania misj i sztu rm owych Lo-Lo m i e ć m i n i­ m a l ny promień działa n i a 550 km, p ręd kość przel otową M a=O, 7 z przyśp ieszeniem do M a=0,9 n a końcowych 150 km plus 5 m i n . manewrowania nad ce lem, uzbro­ jenie: dwa działka kal. 30 mm oraz jedna bomba atomowa ( l u b bomby konwencj o n a l n e ) , współ czyn n i k obciążeń w locie poddźwię kowym 12 g, możliwość manewrowa n i a z p rze c i ąże n i e m m i n . 3 g p rzy 550 km/h, m a ksy m a l n y współ czyn n i k złagodze n i a pod­ muchu równy 3 przy 1100 km/h ( M a=0 ,9 przy ziem i) . 36

Entwicklungsring Sud 1 Republic AVS (Advanced V/STOL Strike)

W obu wariantach samolot musiał dodatkowo zachować zapas paliwa wystarczający na 10% promienia działania przy prędkości ekonomicznej oraz 2 podejścia i lądowanie. Ponieważ analizy teoretyczne nie dawały jednoznacznych roz­ strzygnięć co do kompozycji ae rodynamicznej samolotu, p ostanowiono (oczywiście opierając się na dotacjach rządowych) zbudować prototypy bazujące na czterech rozważanych koncepcjach. szystkie projektowane samoloty miały być napędzane tym samym silnikiem Pratt & Whitney TF-306 o ciągu statycznym 10235 daN. anieważ wszystkie konstrukcje były rozwijane przez tę samą firmę i w tym samym czasie, reprezentowały więc ten sam poziom tech­ niczny i dlatego możliwe stało się w miarę obiektywne porównanie ich charakterystyk lotnych i możliwości wykorzystania bojowego. w ciągu kilku lat trwania programu zbudowano następujące samoloty: - samolot bezogonowy z płatem delta MIR.T napędzany sil­ likiem SNECMA TF-106 o ciągu 8000 daN, który wykonał swój ierwszy lot w czerwcu 1964, - samoloty w układzie konwencjonalnym z płatem skośnym: I R.F1 napędzany silnikiem ATAR K o ciągu 7120 daN, który .;ykonał pierwszy lot w grudniu 1966 (był zmniejszoną wersją F2), '.11 R.F2 (PW.TF-306), który wykonał pierwszy lot w czerwcu 1966,

oraz MIR.F3 (PW.TF-306, pierwszy lot koniec 1967), - samolot o zmiennej geometrii skrzydeł MIR.G (PW.TF-306), oblatany latem 1967, - samoloty pionowego startu: MIR. V-01 (SNECMA TF-106+8 Rolls RB-162-2) oblatany w lutym 1965, MIR. V-02 (PW.TF-306+8 Rolls RB-162-2, pierwszy lot w czerwcu 1966), MIR. V-03 (PW.TF306+8 Rolls RB-162-2, budowa wstrzymana). Lista ta pokazuje jak ważne było dla firmy Dassault znalezienie następcy dla samolotu Mirage I I I i tym samym przedłużenie dobrej passy w eksporcie samolotów bojowych. w maju 1964 firma Avions Marcel Dassault przedstawiła swój pierwszy projekt samolotu ze zmienną geometrią skrzydeł (tzw. projekt " DAPHNE"). Miał to być samolot wielozadaniowy, użytkowany przez marynarkę wojenną, o masie 15000 kg i napędzany dwoma silnikami Rolls Royce RB 153. Jesienią tego roku rozpoczęto sys­ tematyczne prace badawcze w St. Cloud. Badano zmianę położenia środka aerodynamicznego wraz ze zmianą kąta skosu skrzydeł, budowę strukturalną skrzydeł, wysokowytrzymałe i spawalne stale, a także opracowano powłoki na bazie teflonu zmniejszające tarcie w węzłach łączących skrzydło z kadłubem. Jesienią 1965 określono m.in. położenie węzła obrotu skrzy­ deł, wybrano gatunki stali maraging oraz zbudowano dwa kompletne węzły obrotu i rozpoczęto ich próby statyczne i zmęczeniowe w celu określenia wytrzymałości przy zakładanych obciążeniach od burz­ liwości atmosfery i sterowania. Wymagania, na podstawie których prowadzono próby, zostały określone w Air Fatigue Data. Ponadto wykonano ponad 2500 lotów symulowanych, które potwierdziły założenia. Rozwiązania węzła obrotu, dzięki swojej prostocie pot­ wierdziły swoją doskonałość i nigdy nie zostały zmienione. Pod koniec 1965 wykonano dużą liczbę prób aerody­ namicznych, które pozwoliły zgromadzić duży zasób wiedzy na temat własności samolotu ze zmiennym skosem skrzydeł z punktu widzenia osiągnięcia dużej siły nośnej. W listopadzie 1965 rozpoczęto tworzenie dokumentacji konstrukcyjnej, a w styczniu następneg o roku rozpoczęto testy na pełnowymiarowych modelach elementów płatowca w celu określenia stopnia ich bezpieczeństwa. Szczególnie brano pod uwagę zagadnienia, których nie potrafiono zasymulować komputerowo. Co więcej, wykonano w podziałce 1:2 całą centralną część kadłuba wraz z częściami skrzydeł w celu weryfikacji teoretycznie określonych współczynników oporu interfe­ rencji i odporności na flatter. Próby prowadzono aż do zniszczenia. Po zmontowaniu płatowca, przez dwa miesiące prowadzono próby rezonansowe, których głównym celem było zabezpieczenie się przed flatterem. W przypadku takiego samolotu było to o tyle trudne, że skrzydło o zmiennym skosie zmusza do sprawdzenia wielu dodatkowych konfiguracji oraz uwzględnienia większej liczby stopni 37

swobody. Samolot gabarytowo był bardzo zbliżony do AFVG z tym, że napęd składał się tylko z jednego silnika . Widać było, że strona francuska wyniosła jednoznaczne korzyści z udziału w ...p rogramie AFVG. Na początku września wszystkie testy zostały zakończone i zatwierdzone przez organ nadzoru. Rozpoczęto pierwsze kołowania i wykonano kilka podskoków. Dokonano dokładnych pomiarów ma­ sowych , weryfikując w ten sposób dane producenta. 18 października wykonano krótki przelot nad pasem lotniska w Melun Villaroche. Po tych próbach samolot rozmontowano i przewieziono do lstres. 18 l i stopada za sterami M iraga G zasiadł główny pilot firmy AMD Jean Coureau i dokonał oblotu pierwszego e u ropejskiego samolotu o zmiennym skosie skrzyde ł . W czwartym locie próbnym pilot po raz pierwszy uruchomił mechanizm zmiany kąta skosu 38

skrzyde i , a w siódmym osiągnął maksy­ malny kąt skosu równy 70° . W ciągu dwóch m iesięcy wyko nano 20 lotów, osiągając 8 grudnia prędkość Ma=2 , 15. N owy s a m o l ot o b l i c ze n i owo m ógł osiągnąć prędkość M a=2,5, ale organ nadzoru nie pozwolił na dalszy wzrost prędkości w czasie programu prób w loci e. Układ zmiany kąta skosu skrzydeł M irage G pozwalał dostosowywać aero­ d yn a m i kę s a m o l otu d o ż ą d a nych w a ru n k ó w , c o w efe k c i e d aw a ł o możliwość startu z pasa o długości tylko 500 m, osiągnięcia prędkości Ma=2,5, zasięgu 6500 km i prędkości lądowania 200 km/h. Prototyp napędzany był przez silnik dwuprzepływowy P & W l SN ECMA T F- 3 0 6 E o c i ągu 9 9 80 d a N z dopalaniem. Ewentualna wersja produk­ cyjna miała być wyposażona w odmianę TF-306 F o ciągu 10680 daN. 13 stycznia 197 1 samolot M irage G uległ zniszczeniu zderzając się z ziemią. Do tego czasu spędził w powietrzu około 400 godzi n , wykonując 316 lotów, w czasie których został przebadany w pełnym zakresie obwiedni obci ążeń dopuszczalnyc h . Był wtedy pilotowany przez lotników francuskiego lotnictwa i marynarki oraz pilotów austral ij skich. Rozwinięciem eksperymentalnego M� rage G był Mirage G.8, który powstał w efekcie wydania przez Armee de I·Aire specyfikacji na dwusilnikowy wielezadaniowy samolot o zmiennej geometrii. Pierwszy egzemplarz nowego samolotu M irage G . 801, w wersji dwumiejscowej, został oblatany 8 maja 1971. Drugi prototyp, w wersji jednomiejscowej G.802, wykonał swój pierwszy lot 13 lutego 1972. Pierwszy prototyp zakończył swój program prób w locie w połowie lipca 1973 po wykonaniu 220 lotów w czasie 221 godzin. Zbadano pełny zakres zmian kąta skosu, a szczególnie charakterystyki przy 23, 55 i 70°, osiągnięto maksymalną prędkość Ma=2,2 i prędkość wskazywaną 750 węzłów (1390 km/h). 13 lipca 1973, pilotowany przez Jean-Marie Sageta osiągnął prędkość Ma=2,34 i wysokość 15000 m. Badano własności pilotażowe, obciążenia węzłów obrotu skrzydeł oraz efekty termiczne przy długotrwałych lotach z prędkością naddźwiękową.

Loty samolotów doświadczal nych pozwoliły na sformułowanie 1magań na Futur Combat Aircraft. Na ich podstawie firma Dassault : rzedstawiła projekt samo lotu bojowego oznaczony M irage G .8A uper Mirage). M i ał to być samolot jednomiejscowy dwusilnikowy ze stałym płatem skośnym. Testy z dwoma prototypami G . 8 i samolotem M irage F.1 umożliwiły wybór optym alnej konfigu racj i ze skrzyd łami o skosie 55 ° . Stały płat nie miał tak dobrych charak­ : e rystyk, jak skrzyd ła o zmien nym skosie, ale był lżejszy, mniej sko mplikowany i tańszy o ok. 10%. Prototyp G .8-02 ze skrzyd łami zablokowanymi przy kącie skosu 55 ° brał czynny udział w nowym programie. AMD Mirage G8.01

� -=-

l

Tornado

G dy powstało konsorcj u m Panavi a , BAC pracował nad samolotem o zmien nej geometrii ze skrzydłami, które w czasie obrotu przemie szczały się wzdłuż kadłuba. Była to próba zwięk­ szenia osiągów przy wykorzystan i u mechanizmu obrotu i przesuwu z prowad nicami o dość skompli kowanej kinematyce. M i mo pozyty­ wnych wyni ków prób z osią obrotu oddaloną od kadłuba chciano uzyskać jeszcze lepsze charakterystyki. W firmie MBB pracowano nad samolotem z osią obrotu oddaloną od kadłuba. Połączono zespoły projektowe i tak powstał projekt samolotu, który później otrzymał nazwę Tornado. W trakcie prac projektowych okazało się, że stopień kompli kacj i awioniki i sys­ temów samolotu jest tak wysoki , że jeden pilot nie będzie w stanie ich obsłużyć. P o n ieważ okazało s i ę , że powstaną wyłącznie samoloty dwum iejscowe, nie przewidywano bud owy specjal nego warian­ tu szkolnego. Projekt M RCA został za­ kończony wiosną 1970. Ponieważ wiedza o zachowa niu się samolotu o zmiennej geometr i i nadal nie była zbyt wielka , posta nowiono zbudować a ż 9 prototypów i 6 maszyn przedseryjnych. Pierwszy pro­ totyp P-01 został u kończony w firmie M BB pod koniec 1973, ale z powodu opóźnień w próbach silników, jego oblotu dokonano w M anch i ng dopiero 14 sierpnia 197 4. 21 września wyko nano pierwszy oficjalny lot dla dygn itarzy cywil nych i wojs kowych z państw uczestniczących w programie. P-0 1 służył później do prób układu stero­ wania oraz określenia charakterystyk lot­ nych samolotu. P i e rwszy brytyj s k i p rototyp P-02 został obl atany w Warton 30 października 197 4. Po służył on do badań charak­ terystyk aerodynamicznych, a później do prób uzupełniania pal iwa w locie i zacho­ wania się samolotu z podwieszeniami pod s k rzyd ł a m i . Próby były d ł ugotrwałe i d o p i e r o 5 m a r c a 1 9 7 9 o s i ąg n i ęto prędkość M a=2 z podwieszeniam i .

-=.:::::-..;;;:;;::;;;::;z:::;:;:;�Jl���:;;;:;�-=-=- -=-

L)

00

__QD_

00

�

39

Tornado lOS prezentuje możliwości przenoszenia uzbrojenia

Drugi brytyjski prototyp P-03 wykonano ze zdwojonymi sterowni­ cami i przeznaczono do prób obciążeń i korkociągu - dodano w tym celu spadochron przeciwkorkociągowy. 4 października 1976 P-03 w czasie lądowania w deszczu wpadł w poślizg, zjechał z pasa i oparł się na kadłubie i skrzydłach. Po analizie tego wypadku wprowadzono powiększone podwozie przednie, wzmocniono podwozie główne i zmodyfikowano system rewersu ciągu silnika. Pierwszy włoski prototyp P-05 został oblatany 5 grudnia 1975. Prowadzono na nim próby uzbrojenia, ale w miesiąc po oblocie został uszkodzony w czasie lądowania, a jego naprawa trwała prawie dwa lata. Poza dziewięcioma prototypami zbudowano także płatowiec P-10 przeznaczony do prób statycznych . Pierwszą maszyną nazwaną oficjalnie Tornado był brytyjski P-12 przekazany do Aerospace and Armament Experimental Establishment w Boscombe Down, gdzie słuźył do ostatecznych prób awioniki i uzbrojenia. w lipcu 1976 rządy trzech krajów podpisały umowę o produkcji

40

809 egzemplarzy samolotu Tornado, w tym 644 w wersji myśliwsko­ bombowej IDS (odpowiednio 324, 220 i 100 dla RFN, Wielkiej Brytanii i Włoch) oraz 165 egzemplarzy wersji myśliwskiej ADV tylko dla Wielkiej Brytanii. Na bazie Tornado GR1 (wersja I DS) powstała później wersja rozpoznawcza GR1A, w której zamiast dwóch działek kal . 27 mm umieszczono aparaturę elektroniczną. Część wyprodukowanych eg­ zemplarzy wykonano w standardzie GR1T, ze zdwojonymi sterowni­ cami i zdublowaniem podstawowych przyrządów pilotażowych w drugiej kabinie. Wersja niemiecka Tornado I DS, użytkowana przez Luftwaffe i Marineflieger, ma dodatkowo możliwość przenoszenia zasobników do walki elektronicznej Cerberus 1 1 i Cerberus I I I , nie mając oświet­ laczy laserowych LRMTS (Laser Range and Marked Target Seaker). Samoloty użytkowane przez lotnictwo Włoch wykonane są w stan­ dardzie niemiecki m , ale ze względów oszczędnościowych latają bez zasobników do walki elektronicznej. W Wielkiej Brytanii zbudowano kilkanaście egzemplarzy wersji myśliwskiej ADV oznaczonej Tornado F2 i dużą liczbę Tornado w wersji F3. Wersja do walki myśliwskiej ma zmienioną geometrię nasady skrzyde ł , wydłużony dziób, zawierający radar Al-24 Foxhun­ ter, inną sondę do tankowania w powietrzu , system podwieszania pocisków powietrze-powietrze Sparrow, Sky Flash i AM RAAM, cztery prowadnice dla pocisków Sidewinder, wydłużony o 360 mm tył kadłuba, m ieszczący s i l n i ki RB199 Mk104 o zwiększonym ciągu. W RFN w oparciu o wariant I DS opracowano wyspecjalizowany wariant do walki z systemami radiolokacyjnymi ECR (Eiectronic Combat and Reconnaissance). W tym celu przebudowano przedse­ ryjny P-16 i jedną maszynę seryjną. W m iejscu usuniętych działek, pod kadłubem i u nasady skrzydeł umieszczono elementy lokaliza­ tora stacji radiolokacyjnych Texas lnstruments, podczerwonego sys­ temu obserwacji optycznej firmy Zeiss i układu bieżącej transmisji danych O DI N . Tornado ECR napędzają silniki RB199 M k105 o ciągu zwiększonym o 10% w stosunku do wersji 103, a jego uzbrojenie ofensywne stanowią cztery podwieszane pociski antyradarowe HARM. Obecnie trwają prace nad nową wersją o zwiększonym zasięgu i oznaczoną jako Tornado 2000, ale trudno ocenić czy będzie ona produkowana. Bombowiec strategiczny B-1

W latach 60. w USA realizowany był program bombowca North American XB-70 Valkyrie, ale mimo uzyskania doskonałych osiągów został on przerwany. Okazało się, że nie rozwiązano problemu przeniknięcia przez obronę przeciwnika, którym mógł być jedynie lot

Makieta funkcjonalna B-1w końcowej fazie projektowania

na bardzo małej wysokości, poniżej 100 m. Obiekt lecący na tak małej wysokości jest bardzo późno wykrywany przez naziemne sys­ temy radarowe, a ówczesne systemy powietrzne nie były jeszcze tak sprawne, aby z dużej odległości wykryć samolot na tle ziemi. Prace studial ne nad bom bowcem naddźwiękowym lataj ącym na ma łej wys o kości SLAB ( S u pe r s o n i c Low Altiti u d e Bamber) rozpoczęto już w 1961. Zostały one włączone do prac nad koncepcją rozwoj u jąd rowej triady strategicznej Stanów Zjednoczonych tzn . pocisków uzbrojonych w głowice nuklearne i ich nosicieli (rakiet bal i stycznych , okrętów pod­ wod n y c h i b o m bowców strategicznych) . Rozpoczęto wtedy p rogram A M S A ( Ad­ vanced Manned Strategie Air­ craft) , którego celem było stworze nie nowej koncepcji samolotu bombowego. W pra­ cach szeroko korzystano z doświadczeń wojny w Wiet­ namie, a także z najnowszych osiągnięć technologicznych z p r o g r a m ów l otów k o s­ micznych. Na początku 1969 koncepcja już tak dojrzała, że możl iwe stało się określenie fo r m a l nyc h wym aga ń i ogł o s z e n i e k o n k u r s u na budowę bombowca. Założenia przewidywały, że maszyna ma być wyposażona w silniki tur­ bood rzutowe, mieć skrzydła o

zmien nej geometrii, rozbudowany, choć prosty w obsłudze, kom­ pl eks urządzeń do radarowej obserwacji terenu, precyzyjnego wyznaczania położenia cel u , nawigacji, prowadzenia walki rad ioelek­ tronicznej oraz zi ntegrowany system diagno styczny obejmujący cały s a m o l ot . Z a k ł a d a n o , że u rządze n i a p rzeciwdzi a ł a n i a e l e k­ tronicznego będą na tyle dobre, że możl iwe będzie zrezygnowanie z uzbrojenia obronnego, takiego jak karabiny czy działka. W odpowiedzi na rozesłane zapotrzebowanie, amerykańskie firmy lotnicze złożyły projekty wstępne, z których wybrano oferty firm Boeing, General Dynamics i North American-Rockwe l l . Po anal izach dostarczonych projektów do realizacj i wybrano propozycję North Ameri can-Rockwel l i podpisano z nią um owę na budowę pięciu prototypów, z których dwa miały służyć do prób naziemnych. Dos­ tawcą 40 silników została firma General Electric, dostawcą elek­ troni cznego systemu obejm ującego radary, systemy sterowania uzbrojeniem, systemy nawigacyjne i kierowa nia l otem na małej wysokości została firma Boeing, natomiast systemy do wał ki ra­ dioelektronicznej miała zbudować firma Cutler-H ammer AIL Divi­ sions. Projekt wstępny zakładał szerokie użyc ie materiałów kompozy­ towych , zmniejszających masę płatowca oraz umieszczenie załogi w kapsule ratunkowej klasy zero-zero zami ast fotel i wyrzucanych. Poza tym określono, że skuteczny przekrój odbicia radarowego (SPO) musi być dziesięci okrotnie mniejszy niż dla bom bowca B-5 2. Przebadano

Poprzednik B-1, samolot XB- 70 Vatkyrie zmieniał geometrię skrzydeł dla poprawienia stateczności w locie z dużą prękością

41

Projekt AMSA 1967

40 różnych konfiguracj i w tunelach aerodynamicznych i stworzono 18000 rysunków konstrukcyjnych. Ze względu na duże obiekcje natury finansowej , zmniejszono zamówienie do trzech latających prototypów i czwartego do prób naziemnych. Jesienią 197 4 ukończo­ no montaż pierwszego prototypu AV-1, który został oficjalnie wyko­ łowany z hali zakładów firmy Rockwel l w Palmdale w Kaliforni i , 26 października 197 4. Sporym osiągnięciem było uzyskanie małego SPO, co znacząco zmniejszało odległość wykrycia nadlatującego samolotu i zostawiało mniej czasu obronie na wykonanie skutecznego przeciwdziałania. Bombowiec B-52, ze swoim dużym statecznikiem pionowym, silni­ kami na wysięgnikach pod skrzydłami i nie osłoniętymi sprężarkami silników, miał przekrój odbicia radarowego rzędu 100 m2 . AV-1 dzięki łagodnym kształtom kadłuba miał SPO równy około 10 m 2 . Po odbyciu serii prób naziemnych, AV-1 wykonał swój dziewiczy 84-minutowy lot z wytwórni w Palmdale do bazy Edwards, gdzie rozpoczęto bogaty program prób. W ich trakcie samolot średnio wykonywał jeden lot tygodniowo, po czym następowała analiza zebranych danych. Sprawdzano możliwości samolotu, powol i zwięk­ szając stopień trudności i komp l ikacji zadań. W porównaniu do eksploatowanych bombowców nowy samolot cechował się zna­ komitymi osiągami. Prędkość maksymalna na dużej wysokości wynosiła Ma=2,2, tuż p rzy ziemi Ma=1.02, a ekonomiczna Ma=0,8. Pułap maksymalny wynosił 15000 m , a zasięg 8800 km. Ładunek 42

bombowy w komorach kadłubowych i na czterech podwieszeniach mógł wynosić maksymalnie 52160 kg. Samolot Wyposażono w układ FLIR umożliwiający, dzięki kamerze na podczerwień, loty na małej wysokości w nocy lub w złych warunkach atmosferycznych . Bezpieczeństwo załogi zapewniała kapsuła oddzielana od konstruk­ cj i i opadająca samodzielnie na spadochronach. Wyniki prób przyniosły w 1976 kontrakt na produkcję seryjną trzech pierwszych samolotów określanych jako B-1A. Tymczasem trwały prace nad następnym prototypem AV-2, który został poddany próbom statycznym w zakładach Lockheeda w Palmdale, skąd, po ich zakończe n i u w lipcu 1975, wrócił do wytwórni Rockwella dla przygotowania do prób w locie. Wcześniej został oblatany trzeci prototyp AV-3, który posłużył do prób systemów ofensywnych awioniki i walki radioelektronicznej . Pierwszą fazę prób w locie pomyślnie zakończono we wrześniu 1976, co umożliwiło Radzie do Spraw Zakupów Systemów Obronnych wydanie zalecenia zakupu 244 maszyn seryjnych. N iestety, 30 czerwca 1977 program budowy B-1 został wstrzy­ many przez nowego prezydenta Jimmy Cartera na rzecz finansowania programu pocisków samosterujących, uznanych za broń bardziej przyszłościową i tańszą w porównaniu z nowym bombowcem . M imo wstrzyma n i a programu, znalazły się jednak pieniądze na do­ kończenie czwartego prototypu i przeprowadzenie intensywnych prób w locie dla zdobycia doświadczeń w pokonywaniu obrony przeciwlot­ niczej przeciwnika. Równolegle trwały prace nad pociskami samosterującymi , w trakcie których okazało się, że wym agają one doniesienia na odległość odpalenia. Prowizorycznie przystosowano do tego celu bombowce B-5 2 , ale stało się jasne, że nie jest to rozwiązanie optymalne. Proponowano wykorzystanie do tego celu samolotów Lockheed C-5 Galaxy, Boeing 747, General Dynamics FB-111 i B-1. Ponieważ istniała możliwość szybkiego sprawdzenia wartości B-1 jako nosiciela nowych pocisków, na początku 1980 wyasygnowano fundusze na odpowiednią przebudowę trzeciego prototypu . Samolot zmodyfikowano i przeprowadzono próby na przełomie lat 1980-81. Wyniki prób i analizę efektywności zastosowania poszczególnych koncepcji wraz z kosztorysami przekazano do rozpatrzenia nowo wybranemu prezydentowi Ronaldowi Reaganowi. W atmosferze glo­ balnej walki z ZSRR, po jego i nwazji na Afganistan, wobec doniesień wywiadu o nowym bombowcu strategicznym Tu-160, prezydent pod­ jął decyzję o wprowadzen i u do służby samolotu B-1 jako naddźwięk­ owego nosiciela pocisków samosterujących, zdolnego do penetracji p rzestrzen i powietrznej p rzec i w n i k a . W gru d n i u Senat USA zaaprobował zamówienie na 100 egzemplarzy B-1. Ponieważ samolot miał spełniać zmienione wymagania, postanowiono przeprowadzić kilka poważnych modyfikacj i . Moder-

nizacja silników miała dać z m niejszenie zużycia paliwa i tym samym zwiększenie zasięgu. Zastosowano nowy system kontrol i lotu, radar dopplerowski do obserwacj i tylnej półsfery oraz system walki ra­ dioel ektronicznej. W celu zmn iejsze nia ceny samolotu i kosztów eksploatacji postanowiono zrezygnować z kamer światła widzial nego i na podczerwień do l otów na małej wysokości, układu do nawigacji satel itarnej GPS i laserowego układu nawigacji bezwładnościowej . Po wykonaniu koniecznych prac projektowych wznowiono loty drugiego i czwartego prototypu, które zostały odpowiednio prze­ budowane, natomiast pozostałe dwa egzemplarze miały służyć jako źródło części zamiennych. Próby w locie rozpoczęto 23 marca 1983 i zakończono 30 lipca następnego roku. Bezpośrednio po zakoń­ czeniu prób, 28 sierpnia 1984 doszło do katastrofy. W czasie lotu na małej wysokości piloci stracili kontrolę nad maszyną z powodu awarii system u przetaczania paliwa między zbiornikam i . Odpal ili więc kapsułę ratowniczą, ale w nieustabilizowanym locie uderzyła ona silnie w ziemię, powodując obrażenia załogi, w wyniku których jeden z pilotów zmarł. 3 września wykołował pierwszy seryj ny samolot B-1B, który rozpoczął próby w locie 18 października. B-1B został poważnie przekonstruowany w stosunku do wersji B-lA. Zrezygnowano z kapsuły ratunkowej na rzecz typowych fote li katapultowych . Zm ieniono syste m walki radioelektronicznej, zwięk­ szono pojemność zbiorników paliwa, zmodernizowano silniki i ich wl oty powi etrza o raz szeroko zastosowano materiały kompozytowe. Masa startowa wzrosła o około 40 ton, głównie w wyniku wzrostu masy uzbrojenia i paliwa. W efekcie wie l u zmian, m . i n . zastosowania stałych wl otów powietrza d o silników, SPO zmniejszyła się dzie­ sięcio krotnie w stosunku do B-lA, osiągaj ąc wartość ok. 1 m 2 . Zamówienie USAF, obejmujące 101 samolotów, zostało zreali­ zowane przez firmę Rockwel l do 1987. Ponieważ w międzyczasie zaczęto realizować program bombowca nowej generacji B-2, w założeniu jeszcze trudniejszego do wykrycia, zrezygnowano z ewentu­ alnej dalszej produ kcji B-16. B-2 jest bardzo d rogi i dlatego zostanie wyprodukowany w bardzo małej ilośc i . Oznacza to, że raczej przejmie od B-1B rolę nosiciela rakiet samosterujących krótkiego zasięgu, zostawiając B-1 zadanie przenoszenia pocisków dalekiego zasięgu. Naddźwiękowy samolot pasażerski

W USA, równolegle z p rogramem TFX, prowadzono studia nad naddźwię kowym samolotem pasażerskim dalekiego zasięgu ze zmienną geometri ą. Rozpoczęto je w ramach Supersonie Commer­ cial Air Transport (SCAT) w 1962 w Langley. Zadaniem powołanego tam zespołu było określenie konfigu racji, którą można by wykorzys­ tać w programie SST (SuperSonic Transport) . Badania w Langley poszły dwoma d rogami, tzn. badano układy konwencjonalne oraz te

ze zmienną geometri ą. Powstał wówczas m.in. projekt SCAT-4 ze skrzydłami o d użym skosie, który zoptymalizowano do lotów z dużym i prędkościami (minimalizacja oporu falowego) . Na początku 1963 opracowano dwie inne konce pcje, SCAT-16 ze zmienną geometrią oraz SCAT-17 w układzie kaczki ze skrzydłem delta. SCAT-16 był zbliżony do koncepcji TFX z napływami i ruchomymi częściami skrzydeł o d u żym wydłużeniu, co dawało obrys zbl iżony do konce pcji Swa l l ow W a l l i sa, ale u z u peł n i o ny kl asycznym usterze n i e m ogonowym. Program SST został oficjal nie rozpoczęty 5 czerwca 1963, gdy prezydent John Kennedy w czasie swojego przemówienia potwierdził jego autoryzację. W sierpniu FAA wysłała zaproszenie (Request for Proposals) do trzech producentów płatowców, firm Boei ng, Lock­ heed i North American, oraz trzech producentów silników, firm Curtiss Wright, General Electric i Pratt & Wh itney, do wzięcia udziału w konkursie na budowę naddźwię kowego samol otu pasażerskiego o prędkości M=2, 7. Faza l konkursu zakończyła się 15 stycznia 1964, gdy do FAA wpłynęły projekty konku rujących ze sobą firm. Jedynym projektem wykorzystującym płat o zmiennej geometrii okazał się 733-197 firmy Boeing. . 733-197 mógł zabierać 150 pasażerów przy masie maksymal­ nej 195.000 kg i prędkości pod różnej Ma=2,7. Płat był podzielony na d uży centropłat, pod którym um ieszczono w oddziel nych gondo­ lach 4 silniki General Electric GE4/F6A o ciągu 22250-26700 daN i ruchome skrzydła zmieniające kąt skosu od 20 do 74° . Płatowiec miał mi eć stru kturę nośną z tytanu. O p racowanie całkowicie tytanowego węzła obrotu skrzydła zostało zlecone firmie North American Aviation. Do fazy I I A, którą rozpoczęto 1 czerwca 1964, FAA dopuściła firmy Boeing i Lockheed oraz General Electric i Pratt & W hitney. Poprawione propozycje przedłożono FAA 1 1istopada 1964. Propozy­ cja Boeinga 733-290 była powiększoną wersją 733-19 7 , ale ze zmienionym zakresem obrotu skrzydeł od 30 do 7 2 ° oraz silnikami przesuniętym i do tyłu. Liczba zabieranych pasażerów wzrosła do 241, a masa całkowita do 226 . 800 kg. Zaproponowano także lżejszą wersję na linie krajowe. Faza l i B oznaczająca bardziej dokładne studia i testy rozpoczęła się 1 stycznia 1965 i trwała do 1 l i pca tego roku. W tym dniu ogłoszono początek fazy liC, która dawała czterem firmom 15 miesięcy, do 6 września 1966, na takie dopracowanie projektów, aby można było 1 stycznia 1967 rozpocząć fazę I I I budowy zwy­ cięskiego samolotu. W czasie fazy l i B Boeing, aby przezwyc iężyć problemy z aerody­ namiką płatowca, był zmuszony po raz kolejny go powię kszyć. Model 733-390, który wyłonił się po tych zmianach charakte ryzował się 43

zmienionym układem skrzydła-u sterzenie poziome. Po uzyskaniu maksymal nego kąta skosu skrzydł a tworzyły wraz z usterzeniem poziomym jeden płat nośny o obrysie delty, optymalny w locie naddźwiękowym. Przeniesiono także sil niki pod usterzenie poziome. Masa całkowita zwiększyła się do 272160 kg, a zakres zmi any rozpiętości od 54, 1 do 32,61 m . Inną zmianą było wprowadzenie 4 goleni podwozia głównego, każda z czte rema kołam i , w cel u un ie­ sienia pł atowca o większej masie . Pojemność kadłuba wzrosła do 300 pasażerów. Pod koniec fazy liC projekt oznaczony już jako 2707-100 był jeszcze ci ęższy, m i ał masę cał kowitą 302 750 kg, długość zwięk­ szoną do 93,27 m i pojemność 350 pasażerów. W czasie tej fazy zbudowano w Development Center zakładów Boeinga w Seattle peł nowym iarową makietę. 3 1 grud nia 1966 Gen McKee z FAA ogłosił zwyc ięstwo projektu 2707-100 firmy Boeing nad projektem firmy Lockheed samolotu L-2000 ze skrzydłem delta. Zwycięzcą konkursu na zespół napędowy została firma General Electric z silnikiem G E4/J5. Zi ntegrowany układ skrzyd ło-stateczn ik poziomy został wybrany przez Boei nga z wielu powodów. Pozwolił na maksymalne odsunięcie silników od strefy zanieczyszczeń pyłem wzbijanym z drogi startowej SCA T

44

15 i SCA T 16

oraz wye l i m i nowania negatywnego wpływu fal uderzeniowych i wysokiej temperatury gazów wylotowych na usterzenie poziome. Poza tym Boeing zakładał przen iesienie obciążeń od podwozia bez zwiększenia masy konstrukcj i . Ponieważ centralna część płata została uwolniona od struktury nośnej gondol silnikowych , stało się możliwe u m ieszcze nie dod atkowych zbiorników pal iwa w wygospo­ darowanej przestrzen i . Poprzez zwiększenie grubości centropłata zmniejszono obciążenia węzła obrotu skrzydeł. Węzły obrotu powstały na pod stawie wcześniejszych prac NASA. Każdy węzeł składał się z dwóch rozstawionych łożysk. Przeszły one wiele tys ięcy cykli obciążeń, statycznych , dynam icznych i cieplnych. Pod stawowym materiałem konstru kcyjnym miał być specjalny stop tytanu z aluminium (6%) i wanadem (4%). W konfigu racji dla małych prędkości , charakterystycznych dla startu i lądowania, skrzyd ł a ustawiane są w przedniej pozycj i , wys unięte są sl oty n a całej rozpiętośc i , także na stałych częściach przykadłu bowych, oraz wysu n ięte są dwuszczel i nowe klapy na częściach ruchomych skrzydeł ograniczone od zewnątrz lotkam i . Poza tym n a części nieruchomej płata w pobliżu kadłuba umiesz­ czono potrójne klapy, których zadaniem było zwiększenie siły nośnej, a także skierowanie dod atkowego strumienia powi etrza do silników w locie z małą prędkością. Spoilery u m ieszczone przed klapami spływowymi , które przy dużych prędkościach biorą udział w sterow­ aniu przechyleniem, a przy małych prędkościach zapewniają do­ datkową możliwość pozytywnego sterowa n i a pochyleniem, w odróżnieniu od usterzenia poziomego, które wytwarza skierowaną do dołu siłę nośną. Przy poddźwiękowej prędkości przel otowej skrzydła mają kąt skosu krawędzi natarcia równy 42 ° ; natomiast klapy pozostają częściowo wysunięte w celu uzyskania optymal nej doskonałości. W locie z prędkością naddźwiękową skrzydł a m ają maksymalny kąt skosu i tworzą wraz z usterzeniem poziomym układ delta powierzchni nośnej. Sterowanie pochyleniem i przechyleniem umożliwiają ele­ wony usterzenia poziomego. Sterowanie kierunkowe zapewnia kon­ wencjonalny stateczn ik i ster. Planowano, że - po rozpoczęciu budowy prototypów na początku 1967 - oblot pierwszego z nich mógłby nastąpić w pierwszej połowie 1970, natomiast rozpoczęcie montażu samolotów seryjnych na początku 1969 umożliwiłoby rozpoczęcie 18-miesięcznych testów certyfikacyj nych pod koniec 1972 i wejście pierwszego z nich do służby w połowie 197 4. Zakładano, że w 1980 zapotrzebowanie na samoloty SST wynosić będzie 390-475, natomiast w 1990 - nawet 700. W międzynarodowym przelocie o długości 3200 km bezpośredni koszt pasażero-kilometra miał być o 1% niższy od kosztów w samolotach poddźwiękowych i niewiele większy od kosztów w samolocie Boeing

7 4 7. Trzeba pamiętać, że wszystki e te kalkul acje wykonywano przed kryzysem pal iwowym z 1973, gdy cena pal iwa była ok. 10 razy mniejsza niż obecn i e . Do prod ukcji ameryka ńskiego nad­ dźwię kowego samol otu pasażerskiego nie doszło głównie z powodu eskalacji kosztów. Był to wielki projekt finansowany z budżetu, co dodatkowo zwiększało ryzyko niepowodzenia. AD-1 W maju 1979 d ostarczo no do Dryden R ight Research Center w bazie Edwards w Kalifornii kolejny n i e konwencj o n a l ny samolot doświad­ cza l ny. S a m o l ot c h a rakteryzuje się n i e s po­ tykanym układem płata nośnego. N iedzielony płat umieszczony jest na grzb iecie kad łuba i może w całości obracać się względem niego wokół p ionowej osi, uzyskując przy maksymalnym wy­ chyl e n i u kąt skosu równy 60°. O b rót płata oznacza, że jedno skrzyd ło będzie miało dodatni kąt skosu, a drugie ujem ny, tak jak w projekcie z lat wojny firmy B l oh m und Voss P.202. Układ taki pozwala na zmniejszenie oporu i zużycia paliwa w

Boeing 2 70 7-200 SST 45

locie z dużą prędkością przy jedn oczesnym zachowaniu wszystkich korzyści z płata prostego przy starcie, lądowa niu i locie z małą prędkością. Poza tym, co najważniejsze, można to uzyskać przy m n i ejszej ko m p l i kacji mechan icznej niż w ogó l n i e p rzyjętych układach zmiennej geometrii . Samolot AD-1 jest efektem prac nad przyszłościowym, bardziej efektywnym samolotem pasażerskim. Rozpoczęto je od dmuchań modeli w tu nelu aerodynamicznym, następnie zbudowano zdalnie kie rowane modele swobodnie latające i w końcu postanowiono zbudować samolot załogowy, aby w peł ni zbadać nowatorski układ. NASA przygotowała dokume ntację i ogłosiła konkurs na wykonanie prototypu . Spośród ponad 20 uczestni ków wybrano firmę Ames Ind ustrial Corp. z Bohemia w stanie Nowy Jork, z którą podpisano kontrakt na budowę prototypu, wykonanie prób statycznych i budowę elektronicznego syste mu sterowania pochyleniem. Konstrukcja samolotu wykorzystuje technologie używa ne przy budowie samol otów amatorskich, a w szczególności rozwiązania Burta Rutana, który był jed nym z konsu ltantów. Strukturę nośną płatowca tworzą warstwy kompozytu szkla nego nakładane na rdzeń piankowy. Zgod nie z wymaganym rozkładem sztywności, struktura składa się z różnej liczby warstw kompozytu - od 3 do nawet 36 . Płat ma tyl ko 4 żebra, po dwa z każdej strony, przenoszące obciążenia od lotek, natomiastjego po kryc ie wykonane jest z warstw kompozytu - od 4 na końcach do 19 w części central nej. Kadłub ma w większości pokryc ie z trzech warstw kompozytu , ale w okolicach połączenia z płatem ich liczba rośnie do 36. Stałe podwozie trójkołowe z kołem przed nim ma także konstruk­ cję z kompozytu szklanego. Rozstaw kół podwozia głównego wynosi 0,965 m, daje ono prześwit tylko 11,4 cm. Zespół napędowy składa się z dwóch s i l n i ków M icroturbo TRS-18-046 o ciągu 98 da N, każdy u m ieszczony w oddziel nej gondoli na wysięgnikach po bokach kadłuba. Są one rozwi nięciem silni ków

wykorzystywanych jako pomocn icze jednostki napędowe (APU) w wię kszych samolotach i są podobne do użytyc h w samolocie BD-5J. Płat poruszany jest p rzez dwa 28 V sil niki elektryczne, które pozwalają na jego obrót z prędkością 3°/s . Paliwo mieści się w dwóch zbiornikach kad łubowych o pojemności 303 litrów. Ames AD-1

Powyżej: Ze skrzydłami prostymi AD-1 niewiele różni się od konwencjonalnego samolotu

�----46

Ames AD-1 ze skrzydłami złożonymi prawie wzdłuż kadłuba

·'�

Po drugiej stronie żelaznej kurtyny Wstęp

p rzec iwwagę d l a konstru kcj i a m e ryk a ń s k i c h , n i ezwłoczn ie przystąpiły dwa biura konstrukcyjne M i kojana i Suchoja. W OKB M ikojana powstały dwa projekty samolotów myśliwskich: myś liwiec frontowy o zmien nej geometrii MiG-23 i ciężki myśliwiec przechwytu­ jący MiG-25. Natomiast OKB Suchoja zajęło się opracowaniem nowego bom bowca frontowego . Aby ograniczyć do minimum możliwość nie powodze nia postanowiono pójść dwutorowo, moderni­ zując sprawdzony już samolot Su-7 oraz budując zupełnie nowy samolot oznaczony później jako Su-24. Ś ledząc zapewne poczyn ania konstru ktorów zachod nich, także w ZSRR postanowiono zbadać dwa nowato rskie rozwiązania: pionowy (skrócony) start i lądowanie oraz zmienny skos skrzydeł . W zespole M i kojana powstały doświadczalne samol oty skróconego startu i lądowan ia, jeden będący modern izacją MiGa-21 i oznaczony M i G-21PD oraz d rugi M i G-23PD m ający być zupeł n ie nowym samolotem spełn iającym wymaga nia stawiane przez wojsko. Dzięki umieszczonym za kabiną dodatkowym silnikom noś nym można było znacząco skrócić długość jego startu. N atomiast w zespole Suc hoja postanowiono przerobić se ryjny Su-15, tworząc wersję z dodatkow-

Na początku lat sześćdziesiątych w Stanach Zjednoczonych przystąpiono do opracowywania nowego pokolenia samolotów ude­ rzeniowych. Postępująca miniaturyzacja broni jąd rowej zaowocowała opracowaniem koncepcji taktycznego samolotu myśliwskiego, który poza zdolnością przechwytywania celów powietrznych został dostos­ owanytakże do wykonywania uderzeńjąd rowych z małych wysokości. Rozsze rzenie wymaganego zakresu możliwości samolotów spowo­ dowało znaczny wzrost ich masy oraz skom plikowanie konstrukcji i wyposaże n ia, a konsekwencją wykonywa nia lotów na małych wysokościach stał się gwałtowny wzrost zużycia paliwa i przez to d rastyczne zmn iejszenie zasięgu i promienia działania. Wym usiło to konieczność przystosowania samol otów d o działań z doraźnie przy­ gotowanych lotnisk przyfrontowych . W ramach programu modernizacji lotnictwa rozpoczęto masową produkcję seryjną samolotu myśliws ko-bom bowego F-4 oraz za­ kończono projektowanie bombowca frontowego o zmiennej geometrii skrzydeł F-111, który miał niedługo wejść do produ kcj i seryjnej . Cha rakte rystyki l otno-tec h n iczne tych maszyn, bogaty asortyment przenoszonego przez nie uzbro- Pie!Wszy prototyp MiGa-231 w Jocie z rozłożonymi skrzydłami. Widoczny pie!Wotny obrys j e n i a , nowoczesne wyp osaże n i e e l e ktroniczne ruchomych części skrzydeł "......, -........ ... ...." -· ,..."" ·-....,.,. ,.. �,. ,,..-, _ .-�... � · =··� - ....... prezentowały się znakomicie na tle samolotów pozostających w uzbrojeniu ZSRR. Tymczasem Rosjanie p rzeżywali poważne kłopoty. Ich najpopul arn iejszy myśliwiec - MiG-21 zbudowany był w układzie delta, który charak­ teryzuje się szybszym wzrostem oporu w stosunku do siły nośnej wraz ze wzrostem kąta natarcia. Efektem tego staje się możliwość nagłej utraty prędkości l u b wysokości w czasie manewrowania (np. w czasie walki). Poza tym znacząca większość zapasu paliwa MiGa-21 znajdowała się przed środ­ kiem ciężkości , co w miarę jego spalania powo­ dowało pogarszanie stateczności podłużnej i w efekcie zadzieranie nosa do góry. M iG-21 miał ponadto wiele innych niedoskonałości - choćby bardzo słabe parametry radiolokatora o niewiel kiej śred nicy anteny umieszczonej w stożku wlotowym powietrza do silnika. Nic dziwnego, że Ministerstwo Przemys ł u Lot n i czego i d owództwo Woj e n n o Wazdusznych S i ł (WWS) postanowiły zainicjować opracowanie nowej gene racji samolotów. Do prac nad nowymi samolotami, które mogłyby stanowić 47

ymi sil nikami nośnymi oznaczoną T-5 80-1. Próby w locie wykazały nikłą przydatność bojową tyc h konstru kcj i i spowodowały wstrzy­ manie dalszego ich rozwoj u . Dodatkowa masa silników nośnych powodowała zmn iejszenie ilości zabieranego pal iwa lub uzbrojenia, co zmniejszało zasięg, dł ugotrwałość lotu lub ilość atakowanych celów. W tym czasie w OKB Jakowlewa na potrzeby Marynarki Wojennej zbudowano najpierw pianowzlot doświadczal ny Jak-36, który umożli­ wił z czasem wprowadzenie do służby na pokładach krążowni ków śmigł owcowych niezbyt udanych samolotów Jak-38. H istoria ze zmienną geometrią potoczyła się zgoł a inaczej . MIG-23

Koncepcja zmien nego skosu okazała się bardziej obiecująca. W pierwszym kwartale 1966 w b i u rze konstru kcyjnym M i koj ana, w gru pie studyjnej kie rowanej przez A. A. Andriej ewa, powstał p rojekt konce pcyjny nowego samolotu . Anal iza projektów amerykańskiego F- 111 (program TFX) oraz doświadcze n i a tunelowe prowadzone w CAGI do prowadziły do stworze n i a u kład u , w którym ruchome są tyl ko zewnętrzne części skrzydeł, a stosun kowo duży stały cen­ tropłat zapewnia zachowanie stateczności podłużnej w czasie zmi any kąta skosu od 16° do 72°. W nowej konstrukcj i , oznaczonej jako M i G-231 (lzmieniajemyj ) , zmianę kąta skosu skrzydeł realizow­ ano za pomocą samohamownej przekładni ś l i m a kowo-ku l kowej, która zamieniała ruch l i n i owy na obrotowy. Węzeł obrotu skrzyd ł a wraz z mechanizmem napędowym zmi any kąta skosu ruchomych części skrzydeł powstał w b i u rze konstru kcyjnym ( M KB) Rod ina, gdzie głównym konstruktorem był 5eliwanow. W od różn ienia od wcześniejszych konstru kcj i M i koj ana, nowy samolot otrzymał d uże prostokątne boczne wl oty powietrza d o s i l n i ka , co pozwoliło n a u m i eszcze nie w nosie kadł u ba stacj i rad iolokacyjnej z anteną o wiele większych gabarytach niż we wcześniejszych konstrukcjach, a więc i wię kszym zasięgu . W nowatorski sposób skonstruowano główne zbiorniki paliwa. Centralne se kcje kadłuba, w postaci stal owych skrzynek, stanowią główną strukturę nośną kad łuba i dod atkowo m ieszczą i ntegra l ne zbiorniki paliwa. Do tych części kad ł u ba mocowane były pozostałe podzespoły płatowca. Pod­ wozie główne, dzięki dość sko m p l i kowanemu układowi kinematy­ czne m u , mogło być chowane do kad ł uba przy jed noczesnym zachowa niu stosunkowo dużego rozstawu kó ł . Poza tym, w c e l u zwiększe n i a stateczności kierunkowej w locie z d użą prędkością samolot otrzymał płetwę pod kadłu bową składaną w czasie startu i l ąd ow a n i a , a w i ę c u zyskał dod atkową możl iwość z m i any geometrii pł atowca. 22 maja 1967 pierwszy prototyp M iG-23-11/1 został dostar48

czony do Centrum Lotno-Doświadczalnego w Żukowskim koło Moskwy. Po pierwszych próbnych kołowaniach, 10 czerwca wykonał swój dziewiczy lot pilotowany przez Aleksandra W. Redotowa. W drugim locie 12 czerwca zmieniono w peł nym zakresie kąt skosu ruchomych części skrzydeł, a w locie trzecim przekroczono barierę dźwięku osiągając Ma=1, 2 . Już po 13 lotach próbnych M i G-23-11/1 został zademonstrowany w locie w czasie pokazów z okazji 50 rocznicy wybuchu Rewo l u cji Październikowej w Domodiedowie. Głów­ ny, propagand owy, cel tych pokazów został w pełni osiągnięty, a nowy MiG stał się jedną z największych sensacj i , pokazując w locie zmianę kąta skosu skrzydeł zdumi onym zachodn i m reporte rom. Po pokazach prowadzono nadal loty próbne, aż do wyczerpania resursu silnika wynoszącego tylko 25 godzin. Po wym ianie silnika i zamon­ towaniu systemu autom atycznego pilota, powrócono do lotów prób­ nych w styczn i u 1968. Po 91 l otach, w czerwcu tego roku M iG-23-11/1 zakończył swój udział w progra mie prób, a później został przekazany do muzeum w M oni no. W tym czasie prowadzono równolegle l oty z kolejnymi prototypami, przeprowadzając próby z uzbrojeniem rakietowym i badając własności lotne w pełnym zak­ resie obciążeń dopuszczalnych. Gdy przystępowano do produ kcji serii i nformacyj nej okazało się, że nie jest jeszcze gotowy syste m celown iczy i aby nie zwiększać opóźn ień, postanowiono zaadaptować taki system z MiGa-215. Zainstalowano więc celownik ASP-PFD i silnik R-27 F-2 M300 o ciągu 6760 da N (9800 daN z dopalaniem). Uzbrojenie samolotu stanowi ło działko G5z-23L pod kadłubem oraz kierowane pociski rakietowe na 4 belkach: 2 R-3R pod kadłubem i 2 R-13M pod skrzydłami lub 4 R-35, albo - alternatywnie, do atakowania celów .naziemnych, zesta­ wy bomb i niekierowanych pocisków rakietowyc h . Ponadto wprowa­ dzono hamulce aerodynamiczne w postaci czterech wychylanych płyt w tylnej części kadłuba. Tak wyposażony samolot został obl atany przez A. W. Fiedotowa 28 maja 1969 i oznaczony M iG-235. Do końca 1970 zbudowano 50 egzemplarzy tej wersj i , które służyły do badań płatowca, silników i wyposażenia. Myśliwiec ze zmiennym skosem skrzydeł wykazywał znaczącą przewagę nad konkurencyjnym samolotem skróconego startu i lądowa n i a , d l atego został skie rowany do prod u kcj i seryjnej. Kil kuletni okres prób umożliwił wprowadze nie kilku zn aczących po­ prawek w aerodynamice i konstru kcj i samolotu. Głównym celem zmian było zwiększenie zwrotności samolotu. Zmienił się obrys ruchomych części skrzydeł po dodaniu dużych segme ntów na krawędzi n atarc i a , które zwię kszyły przykad ł u bową cięciwę ruchomych części o ok. 20%, a w części zewnętrznej pom ieściły sl oty. Poza tym przesunięto do tyłu o 60 cm usterze nie pionowe i poziome oraz powiększono przechodzącą w stateczni k pionowy płetwę na grzbiecie kadłuba. Dzięki tym zmianom zwiększyła się

powierzchnia skrzydeł, a więc siła nośna i tym samym maksymalna masa startowa . Zwiększo na zbieżność skrzydeł zmniejszyła wędrówkę środka parcia w czasie zmiany kąta skosu skrzydeł, co w połączeniu z przesunięciem do tyłu środka ciężkości (poprzez przemieszczenie usterzenia) zmniejszyło stateczność podłużną i zwiększyło sterowność samolotu. Poza tym duże, ostro zakończone dodatkowe segmenty, poprzez zaburzenie ciągłości krawędzi natar­ cia powodowały powstawanie silnych wirów, które ustateczniały poprzecznie samolot i zmniejszały niebezpieczeństwo przeciągania końcówek skrzydeł. Otrzymano zwartą konstrukcję, z małym za­ pasem stateczności i dużymi powierzchniami sterowymi u � iesz­ czonymi na dość dużych ramionach, co razem wzięte dało mysl1w1ec o doskonałych własnościach w walce manewrowej . w czasie wieloletniego rozwoju, samolot M iG-23 próbowano wykorzystać do innych celów niż zadania myśliwskie. Powstały odmiany bombowo-szturmowe, które z czasem tak się zmieniły w stosunku do wersji podstawowej (brak stacji radiolokacyjnej i ob­ niżenie nosa zmiana zespołu napędowego w celu dostosowania jego paramet�ów do lotów na małych wysokościach), że nadano im nowe oznaczenie - M iG-2 7 . Prototyp M iGa-23 służył jako demonstrator własności pilo­ tażowych identycznego aerodynamicznie, projektowanego w OKB Suchoja bombowca frontowego Su-24. Ponieważ ze względu na przewidywane zadania, Su-24 nie musiał charakteryzować się bardzo wysoką manewrowością, jego układ aerodynamiczny nie uległ później większym zmianom. Dokonano też próby zastosowania części rozwiązań M iGa-23 w projektowanym następcy M iGa-2 5 . M i G-25 był radziecką od­ powiedzią na wprowadzenie do służby przez Stany Zjednoczone samolotu rozpoznawczego Lockheed SR-71 i plany dotyczące bom­ bowca strategicznego North American B-70 Valkyrie. Ponieważ głównym atutem tych samolotów była prędkość podróżna równa ok. Ma==3, konstruktorzy OKB M ikojana zostali zmuszeni do zbudowania s a m o l otu o p o d o bnych o s i ągac h . M i mo tego , że świeżo wprowadzany do jednostek M iG-25 był samolotem udanym, wojsko chciało o wiele więcej. Olbrzymie obszary Związku Radzieckiego stwarzały bowiem duże trudności w objęciu ich parasolem ochrony powietrznej. w związku z tym postanowiono zamówić samolot, który oprócz zalet M iGa-25 miałby większą długotrwałość patrolowania i większą prędkość w locie przy ziemi. To ostatnie wymaganie związane było z planami wprowadzenia przez USA na uzbrojenie samosterujących, lecących tuż nad powierzchnią ziemi, pocisków Tomahawk. N owy samolot otrzymał oznaczenie E-155MP. Aby spełnić stawiane wymagania stworzono kilka różniących się dia: metralnie projektów. Był wśród nich projekt samolotu o zmiennej geometrii skrzydeł. Rozwiązanie to nasuwało się od razu przy wyma-

Makieta projektowanej wersji rozwojowej samolotu MiG-25 ze zmienną geometrią skrzydeł wzorowanych na MiGu-23

ganiach d u żej . p rę d k o ś c i na pułapie i przy ziemi oraz dużej długotrwałości lotu. Postanow1ono wykorzystać kad ł u b s a m o l otu M i G-25 oraz sp rawdzone j U Z rozwiązania skrzydeł M iGa-23. M iał to być samolot wykorzystujący dwa silniki Kolesowa, posiadający w odróżnieniu od MiGa-25 po­ jedyncze uste- rzenie pionowe, pod dyszami silników dwie płetwy ustateczniające kierunkowo oraz podwozie główne z czterokołowymi wózkami. Projekt był tak obiecujący, że rozpoczęto nawet produkcję pierwszych detali, ale w końcu został on odrzucony na rzecz grun� townej modyfikacji samolotu M i G-25. Takiego wyboru dokonano jUZ po raz kolejny, ponieważ w czasie projektowania M iGa-25 istniała jego wersja ze skrzydłami o zmiennym skosie i co ciekawe z miejscem nawigatora w nosie samolotu. .

Su-17

W biurze konstrukcyjnym Suchoja prace projektowe poszły dwoma d rogami. Postanowiono przebudować seryjnie produ kowany samolot Su-7 oraz stworzyć zupełnie nową konstrukcję. Samolot Su-7 początkowo był bardzo dobrze przyjęty przez wojska lotnicze, ale z czasem nie mógł już spełniać stawianych przed nim nowych wymagań. Jego podstawową wadą była ograniczona ilość zabiera­ nego paliwa l u b uzbrojenia. Poza tym charakteryzował się bard 7o dużymi prędkościami startu i lądowania, co w znaczący sposob utrudniało pilotaż. Konstruktor prowadzący N . G . Zyrin, projektując samolot oznaczony Su-71G (lzmieniajemaja Geometria) lub S-221 (lzmieniaje­ myj), postanowił wykorzystać kadłub, zespół napędowy i kabi � ę Su-78. N ie został także zmieniony kształt przykadłubowej. częsc1 skrzydeł wraz z podwoziem. Tak daleko posunięta unifikacja z poprzednim sam.olotem okazała się osiągalna dzięki przyjęciu orygi­ nalnej koncepcji zmiany kąta skosu skrzydeł, w której ruchome były zewnętrzne części skrzydeł stanowiące około połowę rozpiętości. W czasie zwiększania kąta skosu, krawędź spływu ruchomej części 49

dowie. Samolot pomalowany na czerwono-srebrno, p ilotowany przez E. K ukuszewa, zademonstrował krótki start i lądowanie oraz zmianę geometri i skrzy­ deł. Po cyklu intensywnych prób zapadła decyzja o podjęciu produ kcji seryjnej nowego samol otu myśl iw­ sko-bombowego, ale nie był to testowany S-221 tyl ko znacznie ulepszona wersja oznaczona S-32. Ten mode l , różni ący się od S-221 głównie zwiększoną średnicą kadłuba i bardziej d opracowaną sylwetką, otrzymał wojskowe oznaczenie Su-17. Miał on otwie­ raną do góry, a nie odsuwaną jak w Su-7, osłonę kabiny, która przechodziła w owiewkę biegnącą aż do nasady statecznika pionowego. Pod nieruchomymi częśc iami skrzydeł u m ieszczono cztery pylony do podwieszania bomb i kierowanych rakiet powietrze­ zie mia. Su-17 wyposażono w specjalnie skonstruo­ wany w biurze Suchoj a fotel wyrzucany KS 4S. Produ kcję seryjną Su-17 rozpoczęto pod koniec 1970, ale w czasie wprowadza nia go do służby pojawiły się d uże trud ności . Piloci narzekali na zbyt mały ciąg siln ika, który w dodatku pracował prawie cały czas na maksymal nych obrotach, co znacznie zmn iejszało jego resurs i niezawod ność. Gdy wydarzyła się katastrofa jed nego z , prototypow, loty na Su-17 zostały zawieszone. Aby zaradzić kłopo­ tom, na samolocie zamontowano nowo zbudowany przez zespół A. Li ul ki silnik, który dawał o 20% wię kszy ciąg, miał mn iejsze zużycie pal iwa i, co najważniejsze , znacznie mniejsze obciążenie turbiny, a więc większą niezawodność i dłuższy resurs. Poza tym zai nstalo­ wano sl oty na krawędziach natarcia ruchomych części skrzydeł i poprawiono aerodyna m i kę wlotu powietrza do silnika. Tak zmoderni­ zowany samolot otrzymał oznaczenie Su-17M (S-32 M) i dopiero ta wersja zadowo l i ł a wojska lotnicze. W porównaniu do Su-78 miał on dwukrotnie większy udźwig uzbrojenia przy dwukrotnie skróco nej d ł u g o ś c i start u . S a m o l o ty we rsj i S u - 1 7 M ( po d firm owym oznacze niem S-32MK) były także ekspo rtowane i jako Su-20 trafiły także do lotnictwa polskiego. Kolejna wersja oznaczona jako Su-17M2 miała wydłużoną przednią część kadłuba o 380 mm. Zamiast dalm ierza rad iolokacyj­ nego zastosowano w niej dalm ierz laserowy, a w opływowej osłonie pod przodem kadłuba umieszczono dopple rowski miernik prędkości i kąta znoszenia DISS. Standardem stał się centralny wlew paliwa. W ciągu k i l ku lat produ kcji zmiany wyposaże nia były tak znaczne, że postanowiono przeprowadzić radykalną rekonstru kcję samolotu. Apa raturę DISS um ieszczono bezpośred nio w kadłubie, nachylono przednią część kadłuba o 3° w dół i poszerzono kabinę

w barwach polskiego lotnictwa wojskowego w locie z rozłożonymi skrzydłami Su-20

skrzydła miała chować się w części przykadłu bowej, ale miało to poważną niedogodność. Konieczność zapewnienia przestrze ni dla końcówek powodowała bowiem znaczne osłabienie sztywności cen­ tropłata. Sytuacja wyd awała się bez wyjścia, do momentu gdy zaproponowano u m ieszcze nie w przekroju końcowym centropłata grzebienia aerodynamicznego, który znacząco zwiększył sztywność kesonu w tym miejscu . Do obrotu skrzydła wokół osi zastosowano początkowo siłowniki hydrauliczne, umożliwiające ustawienie skrzy­ dła w dwóch skraj nych położeniac h . N ie zadowalało to jednak k o n stru ktorów i s i ł ow n i k i zast ą p i o n o wkrótce u kładem hy­ dromechanicznym z mechanizmem ś l i makowo-ku l kowym, pozwala­ jącym na unieruchomienie skrzyd ła w dowol nym położeniu. Przeguby wraz z napędem ważyły około 400 kg, trzeba było zatem wzmocnić konstru kcję skrzydeł, co spowodowało zmniejszenie zapasu pal iwa w zbiornikach skrzydłowych . Wystąpiły więc obawy czy cięższy sa ';l olot z mniejszym zapasem paliwa może mieć większy zasięg, udzw1g uzbrojenia 1 lepsze chara kterystyki startu i lądowania. Już pierwszy lot wykonany 2 sierpnia 1966 przez W. S. l l i uszyna rozwiał te obawy. Okazało się, że zwiększyła się radykalnie zwrotność, zmniejszyły się prędkości startu i lądowan ia, także dł ugości rozbiegu 1 dob1egu, a co najważniejsze - wzrósł zasięg i udźwig uzbrojenia. Poza tym okazało się, że wskutek zmiany kąta skosu środek parcia przemi eszcza się tylko o 2% średn iej cięciwy. Podobnie jak Mi G-23, nowy samolot Suchoja został pokazany w czasie parady w Demodie50

pilota oraz pojawił się charakterystyczny garb na grzbiecie za kabiną. Dla zwiększenia stateczności kierun kowej zwiększono powierzchnię statecznika pionowego, a później dodano także płetwę pod tyl ną częścią kadłuba. Nową wersję wyposażaną w dwa rodzaje silników, R29BS Uak w M iG-23 i M iG-27) i AL21F, oznaczono jako Su-17M3. W 1979 została oblatana następna wersja, oznaczona jako Su-17M4. Zm ieniony został w n iej kształt grzebienia aerody­ nam icznego przed statecznikiem pionowym, ponieważ wbudowano weń dod atkowy wlot powietrza. Taka konfigu racja została uznana za optymalną i podobnie u m i eszczono wloty w samolotach Su-24, Su-25 i Su-2 7 . C hwyt powietrza zasi l ał u kład chłodzenia do­ datkowego wyposażenia składającego się z kom putera pokła­ dowego, n owego system u nawigacyjno-celowniczego i dalmierza laserowego. Wersję Su-17M4 zalecił Kom itet Doradczy przy Dowództwie U k ł a d u Warszawskiego j a ko pod stawowy samolot wsparc i a . M aszyny tego ty p u przeznaczone n a eksport oznaczono jako S u - 2 2 M 4 i w p r o w a d z o n o do u z b roje n i a p a ńs tw U k ł a d u Warszawskiego ( Polska zakupiła j e w 1983) i krajów Trzeciego Świata. Su-24

Równolegle z Su-7 1 G , zespół Suchoj a pracował nad zupełnie nowym samolotem oznaczonym robo­ czo S-6. Rozpatrywano kilka wariantów układu S-6: ze skośnymi skrzydłami i bocznymi wlotami po­ w ietrza do s i l n i ków, ze skrzyd łem trójkątnym, bocznymi wlotami powietrza i dodatkowym silnikiem nośnym w środkowej części kadłuba oraz układ ze skrzydłami o zmiennej geometrii skrzydeł i bocz­ nymi wlota m i . Odejście od charakterystycznego d l a samolotów radzieckich central nego wlotu powietrza było spowodowane chęcią wykorzystania dziobowej części kadłuba d o pom ieszczenia dużej anteny im­ p u l sowo-d o p p l erows k i ej stacji rad i o l o kacyjnej Orion-A o zasięgu do 150 km, która wchodziła w skład kompleksu celownicza-nawigacyj nego PNS24 Tigr. Po przeanal izowaniu wszystk ich za i przeciw, w pierwszej fazie prac nad projektem S-6 przyjęto wariant ze skrzydłami skośnymi o małym wydłużeniu i dwoma silnikami napędowymi w tylnej części kadłuba. Ponieważ układ aerodynamiczny, poza zespołem napędowym, znacząco nie różn ił się od samolotu Su-7B, jego o pracowanie nie było więc tak trudne jak pozostałych wersj i . Prace ze zmien-

nym skosem skrzydeł postanowiono prowadzić w ramach projektu S-22 1 , natomiast u kład z dod atkowymi sil nikami nośnymi miano zbadać na samolocie doświadczal nym T-58WD ( modyfikacja myśl i­ wca Su-15). Zakładano, że samolot projektowany w układzie konwencjonal­ nym będzie miał załogę składającą się z dwóch osób (pi lot i ope rator syste mów nawigacyj nych i uzbrojenia, tzw. sztu rman) um ieszczo ną w dwumiejscowej kabinie w układzie tandem. Dla poprawienia charakterystyk startowych samolotu S-6 pl anowano podwieszenie pod tylną częścią kadłuba rakietowych przyśpieszaczy, natomiast d l a zwiększenia zasięgu pod skrzyd łami m i ały znaleźć się dwa dodatkowe zbiorniki pal iwa i jeden pod kadłubem. Uzbrojenie pod­ wieszane w pięciu punktach, po dwa pod skrzydłami i jeden pod kadłubem, m i ało mieć masę 3000 kg i składać się z dużej gamy bomb oraz kierowanych i niekierowanych pocisków raki etowych . Prędkość maksymalna n a małej wysokości miała wynosić 1400 km/h, a na pułapie 2 500 km/h, natomi ast masa startowa - 20000 kg. Jednak wkrótce okazało się, że nie jest możliwe opracowanie bombowca według p rzyjętych założeń, a ponadto nie potrafiono dopracować wybranych d o napędu s i l n i ków R-21F. Prowadzone w tym czasie próby z l atającym laboratorium T-58WD wskazywały na realną możliwość zbudowania samolotu uderzeniowego z pomocniczymi silnikami nośnym i . Oznaczony jako

Su-24 jest samolotem większym od MiGa-23, ale jego układ aerodynamiczny jest prawie identyczny

51

T-6 , mial być samolotem z trój kątnym płatem i silnikami nośnymi za kabiną. Zmieniono też układ kabi ny, przyjmując układ z miejscami obok siebie. Projektowanie rozpoczęto w 1965 i pierwszy prototyp T6-1 został ukończony późną wiosną 1967, a 2 czerwca jego oblotu dokonał Wład i m i r l l iuszyn . Także w tym przypadku p lanowano pokazanie nowej konstrukcji w czasie parady w Domodiedowie, ale ponieważ zostało zbyt mało czasu, postanowiono nie ryzykować i w zamian pokazano T-58WD. Próby prowadzono w l atach 1967 i 1968, ale w ich trakcie WWS zwiększyły wymaga nia taktyczno-techn iczne wobec nowego samolotu uderzeniowego, głównie co do masy przenoszonego uzbrojenia i z T6-1 zrezygnowano. Poniewaź CAGI ukończył już cykl badań właściwości aerody­ namicznych samolotów ze zmienną geometrią skrzydeł i zapoznał z ich obiecującymi wynikami zespoły konstru kcyjne, w OKB Suchoja postanowiono przerwać rozwój samolotu z napędem kombi nowanym na rzecz konstrukcj i wyko rzystującej nowe możliwości. Wstępne prace nad zmienną geometrią były prowadzone już od 1966 w podzespole kierowanym przez Jewgien ija Relsnera. Początkowo rozważano nawet pozostawienie silników nośnych, podobnie jak w wie l u wcześniejszych projektach brytyjskich, później - prawdopodob­ nie pod wpływem F-111, rozpatrywano wariant z wewnętrznymi komorami do przen oszen ia uzbrojenia, w miejscu gdzie wcześniej były silniki nośne, ale także i to odrzucono ze względu na ogra­ niczanie w ten sposób asortymentu zabieranego uzbrojenia. Budowę prototypu oznaczonego jako T6-21 (lzmieniajemyj) zakończono pod koniec 1969, a oblotu dokonał Wład imir lliuszyn 17 stycznia 1970. Zewnętrznie T6-21 różnił się od T6-1 obrysem skrzydeł i brakiem silników nośnych, została też zmieniona cała konstru kcja samolotu. W central nej części kadłuba um ieszczono wewnętrzne zbiorniki pal iwa o dużej pojemności, zmieniono kształt komór podwozia głównego, kanałów dolotowych powietrza do silników, rozmiesz­ czenie agregatów większości systemów itp. Dla osiągnięcia najlep­ szych parametrów przy małych prędkościach, ruchome części skrzydeł obracano na minimalny kąt skosu krawędzi natarcia równy 16°. Optymalne charakterystyki przelotowe uzyskano przy kącie skosu równym 35°, a manewrowe przy 45°. Lot z prędkościami przy­ i naddźwię kowymi od bywał się przy maksymalnym kącie skosu równym 69°. Warto za uważyć, że skrzydła zastosowane w T6-21 nie miały wiele wspól nego z zastosowanymi wcze śniej na S-221 , a raczej były wzorowane na wykorzystanych w samolocie F-111 i składały się z nierucho mej części central nej o dużym kącie skosu krawędzi natarcia i części ruchomych o stosun kowo d użej powierzchni. Trzeci prototyp samolotu T6-31 został oblatany w końcu 1970, a czwarty T6-41 latem następnego roku . W grudniu 197 1 z lotniska zakładów lotniczych w Nowosybirsku wzniósł się w powi etrze pierw­ szy se ryjny samolot Su-24 (był to fa ktycznie siódmy samolot 52

doświadczalny). W ciągu kilku lat na kolejnych seryjnych Su-24 prowadzono próby wojskowe, ale już w 1973 samolot zaczął być wprowadzany na wyposażenie jednostek operacyjnych, a w 1975 został oficjalnie przyjęty na uzbrojenie przez WWS. Po raz pierwszy w dziejach OKB Suchoja samolot i jego wy­ posażenie projektowano równolegle jako zi ntegrowany kompleks nadzorowany przez komputer pokł adowy. Prace nad jego skon­ struowaniem prowadzono pod kierunkiem E. Zazori n a . Zaprojekto­ wano zarówno poszczególne podsystemy jak i centralną maszynę cyfrową wraz z oprogramowaniem uwzględniającym wszelkie możliwe sytuacje w locie bojowym i korygowanie powstających błędów. W trakcie produ kcj i seryjnej Su-24 był wielo krotnie modyfi ko­ wany. Już pierwsze seryjne maszyny m i ały zwiększoną rozpiętość i powierzchnię skrzydeł w stosunku do doświadczalnego T6-2 1 . Duże kłopoty sprawiały regu lowane wloty powietrza, które były przyczyną wielu awari i podczas prób. Ostatecznie ich geometrię ustalono dopiero w 197 2 , poszerzając je i odsuwając od kadłuba w celu oddzielenia warstwy przyściennej. Ponieważ d użym problemem był ograniczony zasięg, powiększono pojemność pierwszego zbiornika kadłu bowego o 1000 l i udoskonalono aerodynamikę kad łuba poprzez przedłużenie owiewki za kabiną. Od 15 serii produ kcyjnej zmodyfikowano kształt tyl nej części kadłuba, co dało zmniejsze n ie oporu aerodynamicznego. Przekonstruowano ruchome części skrzy­ deł, m . i n . zmniejszając z trzech d o dwóch liczbę sekcj i klap dwuszczelinowych , co uprościło ich konstru kcję i zmniejszyło masę, oraz dodano klapę na krawędzi natarcia. W 1975 wprowadzono stałe wloty powietrza, co zmniejszyło ich masę o ok. 200 kg, ale niestety, aby zachować stateczność statyczną musiano dodać masę wyważa­ jącą, która w części zniwelowała zysk na masie. Skrzydł a znów uległy modyfikacji i otrzymały inny profil . Wprowadze nie stałych wlotów powietrza wymusiło ograniczenie użytkowej prędkości maksymalnej do ni skiej naddźwiękowej , któ ra teoretycznie mogła być zwiększona do Ma=2, ale wiązało się to z narażeniem samolotu na nie­ bezpieczeństwo. 24 czerwca 1977 został obl atany p rototyp nowej we rsj i oznaczonej jako Su-24M, która znacząco różn iła się od poprzed nich. Poważne zmiany w wyposażeniu wymusiły zmiany geometrii przodu kadłuba przez jego przed łużenie o 760 mm i obniżenie o 150 m m , bez zmiany wiel kości i kształtu osłony radiolokatora. W wyn iku doświadczeń wp rowadzono grze bienie aerodynamiczne na końcach centropłata. Do zwiększenia możliwości bojowych samolotu przy­ czyniło się zai nstalowanie system u uzupełniania pal iwa w locie, którego sondę um ieszczono przed kabiną w osi symetri i . Su-24M może tankować z latającej cysterny lł-78 l ub z innego Su-24M wyposażonego w podwieszany agregat tankujący UPAZ-A. Poszuku­ jąc możliwości dal szego ulepszenia samolotu w 1977 rozpoczęto

projektowanie powiększonej od m i any Su-24 oznaczonej T-6 BM o masie startowej 54000 kg. Samolot m i ał mieć wydłużony kadłub, zmienione podwozie w układzie podobnym jak w MiG-31 (dwa koła, jedno za drugim) i nie zmienione skrzydł a . Ostatecznie uznano ten projekt za mało obiecujący i zarzucono w 1981. Tu-22M

W ZSRR, niezwłocznie po wprowadzeniu do służby samolotu bom bowego Tu-2 2 , zaczęto szukać jego następcy. Po anal izach jasne się stało, że konieczna jest całkowita zmiana podejścia d o koncepcji budowy bom bowca d a lekiego zasięgu, uwzględniająca poziom rozwoju współczesnej techn i ki lotniczej , uzbroje nia, środ ków obrony przeciwlotniczej przeciwnika itp. Uznano, że niezbędny jest samolot o wysokiej poddźwiękowej prędkości przelotowej , o zasięgu 6000-7000 km i mogący rozwijać prędkość M a=2 na d użej wysokości przy przełamywan i u strefy obrony przeciwlotniczej lub zdolny d o jej przeniknięcia w locie na małej wysokości, a wymagania te nie powinny pogorszyć charakterystyk startu i lądowania. Konstru ktorzy doszli d o wniosku, że jest to możl iwe d o uzyskania jedynie przy zastosowaniu zupełnie nowego d la nich rozwiązania-skrzydeł o zmiennym skosie. Pierwszy projekt samolotu o zmien nej geometrii skrzydeł, który powstał w OKB Tupolewa otrzymał oznaczenie " 145" i był opracowywany od połowy lat 60. M i ał to być wielozadaniowy samolot bojowy zdolny do operowan i a z lotnisk gruntowych . Jego skrzyd ła miały przyjmować trzy blokowane w locie położenia: 20 ° , 65 ° i 72°, odpowiadające optymal nym warunkom za względu na zasięg samolotu w pod- i naddźwiękowym zakresie prędkości lotu, a także z locie na małej wysokości z

prędkością okołodźwiękową Zespół napędowy złożony z dwóch silników miał zapewniać prędkość 2500-2700 km/h na wysokości 14500 m i 1100 km/h tuż przy ziemi (50-100 m). Zasięg przy prędkości poddźwiękowej miał być równy 6000-8000 km, a przy przel otowej prędkości naddźwię kowej ok. 4000 km. Promień działania samolotu na małej wysokości i przy prędkości 900 km/h wynosił 1500 km. Projekt " 145 " , jeśli chodzi o rozwiązan ia konstrukcyjne, bardzo przypo m i na ł Tu-2 2 , co mi ało znaczn ie u łatwić wprowadzenie samolotu do służby. Usunięto jednak wiele istn iejących niedostat­ ków prekursora: zwiększono załogę do czte rech osób (dowódca, 1 1 p i l ot, nawigator i operator syste mów uzbrojenia), zwiększono rozmiary kabiny zmniejszając uciążl iwość w czasie lotu, fotele załogi ustawiono parami w dwóch rzędach . Mogły być one awaryjnie odpalane do góry już na ziemi przy prędkości 130 km/ h . O rozpoczęciu produ kcji samol otu " 145" zadecydowało popar­ cie d owództwa Wojenno Wazdusznych Sił. W celu przełamania oporu decydentów, nowy projekt nazwano Tu-22M, tak jakby była to tylko modern izacja użytkowanego Tu-22. W l istopadzie 1967 ukazało się rozporządze nie Rady Ministrów ZSRR o uruchom ieniu programu budowy samolotu o zmiennej geometrii skrzydeł Tu-22M i kompleksu l otniczo-rakietowego K-22M. Samolot m i ał być uzbrojony w jeden pocisk H-22 i 3000 kg bomb, rozwijać prędkość 2300-2 500 km/h, m ieć zasięg w locie z prędkością poddźwiękową 7000 km i długość rozbiegu m n iejszą niż 1600 m . Układ samolotu został zmieniony w stosunku do Tu-2 2 : sil niki przeniesiono do wnętrza tylne) części kadłuba, powietrze do nich dostarczane było przez boczne prostokątne kanały wlotowe. Zmiana kąta skosu stała się płynna w zakresie od 20 ° do 60° , ale konstru kcyjnie umożliwiono ich blok­ owanie przy kątach 20° (start i lądowanie), 30° (wznosze nie i przelot z prędkością poddźwięk­ ową) , 5 0° ( l ot n a m a ł ej wys o k o ś c i p rzy przełamaniu obrony przeciwnika) i 60 ° ( l ot z maksymalną prędkością na d użej wysokości). Już w trakcie prac projektowych zmieniono wyma­ gania co do i l ości przenoszonego uzbrojenia. Miał je stanowić zestaw trzech pocisków H-22, a masa cał kowita uzbrojenia miała wynosić od 11000 do 24000 kg. P rzy p r oj e ktow a n i u T u-2 2 M n a l e ż a ł o rozwiązać wiele poważnych problemów. Główną Tu-22M3

w czas ie prób

53

Dwa skrajne położenia skrzydeł samolotu Tu-22M2

uwagę skoncentrowano na mechanizmie obrotu skrzydeł. Położenie łożyska obrotu i podział powierzchni skrzyd eł na część ruchomą i nieruchomą dobrano tak, aby zmiana skosu powodowała zmianę położenia wypadkowej sił aerodynamicznych nie więcej niż o 2%. Przy tym samolot powinien w pełnym zakresie prędkości l otu zachowywać odpowiedni zapas. statecznośc i . Do poruszania ruchomych części skrzydeł przewidywano dwa silniki hyd rauliczne ze śrubowymi siłownikam i , poruszanymi z wykorzystaniem dwóch ni ezal eżnych obwodów hydraul icznych, co zwiększało niezawod ność całego układ u . Przy zmianie skosu od 6 0 d o 20 ° grubość wzgl ędna skrzydeł wzrastała z 6 do 12%, wzrastała też powierzchnia skrzydeł i ich wydłużenie. Oczywiście wpływało to na polepszenie opływu na dużych kątach natarcia r zwiększało efektywność mechan izacji (dwuszczelinowych klap tylnych i klap przed nich na częścia c h ruchomych oraz klap na centropłacie). Skrzydła nielin iały lotek, a sterowanie poprzeczne w zakresie małych i śred nich kątów natarcia zapewniały przerywacze, a przy dużych kątach natarcia wychylane różnicowo usterzenie poziome. Skrzyd ła o zm iennej geometrii dobrze wpisały się w strukturę wytrzym ałościową samolotu . Pod ł u żnice, które przenosiły ob·

54

c1ąze n i a od węzłów ob rotu obr a mowywały kad ł u bową komorę uzbroje n i a . N a s a d ową, wzmocnioną, trójkątną część skrzydeł wykorzys­ tano do chowania podwozia, co pozwoliło na zrezygn owanie z tradycyjnych tupolewawskich gondol na skrzydłach. Jedynie na pierwszych maszynach pozostawiono owiewki podwozia i węzłów obrotu przypominające gondole, ale później z nich zrezygn owano. R o z m i e s zcze n i e s i l n i k ó w w k a d ł u b i e pozwoliło n a uproszczenie ich obsługi naziemnej i ewentual nej wymiany. Wadą okazał się znaczny wzrost dł ugości kanałów dol otowych powietrza, co powodowało w nich straty ciśnienia, a także ••ft"!llf'l'llon co nie było bez znaczenia - wzrost masy całego układ u . Dla zagwarantowania d ostatecznego wy­ datku powietrza niezbęd nego do zasilania sil­ ni ków na ziemi i w locie z małą prędkością, na górnej powierzchni wl otów umi eszczono do­ d atkowe w l oty zamykane ste rowanymi hy­ draulicznie i zsynchronizowanymi z chowaniem ""--""""'- podwozia klapami. Sposób u m i e szcze n i a s i l n i ków i ogólny układ aerodynamiczny spowodował zmniejszenie efektywności us­ terzenia pionowego. Badania tunelowe w CAGI wykazały, że przy dużych kątach natarcia znajdowało się ono w cieniu aerody­ nam icznym szerokiego kadłuba i centropłata. Dla rozwiązania tego problemu postanowiono zastosować rozbudowaną nasadę uste­ rzenia pi onowego poprzez dodanie płetwy grzbietowej . Ponieważ maksymalny zasięg był od początku jednym z głównych wymaganych parametrów, poświęcono dużo uwagi zwięk­ -szeniu pojemności zbiorników paliwa: znal azło się ono w miękkich i sztywnych zbiorni kach kadłubowych, a także w kesonach cen­ tropłata i ruchomych części skrzydeł oraz w dodanej płetwie u nasady statecznika pionowego. Co więcej , zabudowano też system uzupełniania pal iwa w locie. Latem 1969 zakończono montaż pierwszego prototypu Tu22MO, który został obl atany 30 sierpnia tego roku. Dość szybko zbudowano 9 następnych prototypów, z których 6 sł użyło do badań fabrycznyc h. W trakcie prób udało się uzyskać zasięg 4140 km z prędkością poddźwiękową, prędkość maksym alną 1530 km/h oraz . rozbieg 2600 m. Badania wykazały jednak nied ostateczną wytrzy­ małość skrzydeł, co spowodowało ograniczenie masy startowej z

projektowanych 121.000 do 95 .000 kg. Okazało się również, że nieskuteczny jest syste m dod atkowego zasilania w powietrze sil­ n i ków na ziemi . 28 1 i pca 197 1 oblatano pie rwszy prototyp udoskonal onej wersji Tu-22M1 wyposażonej we wzmocnione skrzyd la o zwiększo nej rozpiętości i wloty powietrza o zmienio nej geometri i oraz zm niejszone owiewki podwozia . Zamiast d użych klap na kanałach dol otowych wprowadzono 9 bocznych otworów otwierającyc h się samoczynnie zależnie od ciśnienia powi etrza zasilającego nowe silniki N K-22. Zai nstalowano nowy autom atyczny syste m sterowania ABSU-145 oraz przystosowano samolot do przenoszenia dwóch pocisków H-22 i 12.000 kg bomb. Także ta seria liczyła 10 egz., z których cztery służyły do prób syste mu ABSU-145, określenia charakterystyk lot­ nych, badań zespołu napęd owego oraz sposobów użycia uzbrojenia. Jeden z prototypów został wykorzystany do prób wytrzymałościo­ wych, których głównym celem było sprawdze nie nowych wzmoc­ nionych skrzydeł. Próby Tu-22M1 trwały aż d o 19 7 5 . Uzyskano jednak dzięki nim poprawę pod stawowych osiągów. Osi ągnięto zasięg w locie z p ręd kością poddźwiękową równy 5000 km, a przy prędkości M a=1,25 - 1560 km . Prędkość maksymalna wyniosła 1660 km/h, a rozbieg 2300 m. Dzięki wzmocnieniu konstrukcji masa startowa została podniesiona do 110.000 kg. W l u tym 1 9 7 3 dwa Tu-2 2 M O p rzekazano d o centrum szkoleni owego Lotnictwa Dalekiego Zasięgu w Riazaniu, a później kilka Tu-22M1 trafiło do jednostek operacyjnych. Stała mode rnizacj a i usuwanie dostrzeżonych błędów szybko doprowadziły do wyprodu­ kowania nowej wersj i , oznaczonej jako Tu-22M2, której prototyp oblatano 7 maja 1973. Mógł on przenosić trzy pociski H-22M, otrzymał nową stację radiolokacyjną PNA, kompleks nawigacyjny N K-45 i zmodernizowany system łącznośc i . W czasie prób Tu-22M2 os iągnął prędkość 1800 km/h i zasięg w locie z prędkością pod­ dźwiękową równy 5100 km. M imo wid ocznej poprawy, stwierdzono że konieczne są dalsze modyfikacje, aby sprostać wymaganiom wojska. Jedynym realnym sposobem zwiększenia osiągów stało się wykorzysta nie nowego zes po łu napędowego o zwiększonym ciągu i zmniejszonym zużyciu paliwa. Postanowiono zatem wykorzystać opracowany właśnie w O KB Kuzniecowa silnik N K-25 o ciągu z dopalaniem 24500 d a N . W 1974 zabudowano silniki N K-25 n a płatowcu Tu-22M2 i rozpoczęto i ntensywny cykl prób w locie. Wykazały one, że silniki posiadają odpowiedni ciąg, ale ze względu na większą masę kon ieczne będzie odchudzenie struktury pł atowca. Dla przeprowadzenia badań planowanych zmian aerodynamiki przebudowano jeden z Tu-22M 1 , m . i n . demontując sondę d o tanko­ wania paliwa w locie, wydł użając przed n i ą część kadłuba o 0,8 m ,

zwiększając maksymalny kąt skosu do 65 ° , zmniejszając rozmi ary usterze nia poziomego i pozostawiaj ąc tylko jedno (zamiast dwóch) działko GSz-23 w tylnym stanowisku ogniowym . Skrzyd la i usterzenie otrzymały nowy profil zbl iżony d o nadkrytycznego, co dało zwięk­ szenie doskonałości i stateczności samolotu. Ponieważ s i l n i ki wy­ magały dostarczenia większej i lości powietrza, opracowano nowe wl oty, zmieniono kanały dolotowe i zmodyfikowano automatykę ich sterowan i a , co umożliwiło osiągnięcie prędkości maksymal nej równej 2050 km/h. Uproszczono także konstru kcję podwozia, rezygnując z wymogu korzystania z lotnisk polowych, oraz udało się zmniejszyć masę skrzydeł bez pogorszenia ich wytrzymałości. W dalszych analizach rozważano wprowadze nie bardziej re­ wolucyjnych zmian: centropłat m i ał otrzymać wygląd zbl iżony do SR-71, silniki N K-25 m i ały być umieszczone w oddziel nych gondo­ lach zamontowanych w połowie rozpiętości, w których umieszczono by zdwojone usterzenie pionowe i wnęki podwozia głównego. Tak . daleko idące zmiany nie uzyskały jednak akceptacj i decydentów obawiających się znacznych kosztów i dł ugotrwałych prac projekto­ wych, których wyn i k był dość niepewny. 20 czerwca 1977 oblatano prototyp kolejnej wersji, oznaczonej jako Tu-22M3. Dopiero ten wariant osiągnął wymaganą prędkość maksymalną 2300 km/h. Po pozytywnych próbach uruchomiono jego produ kcję seryjną. Do 1981 Tu-22M3 przechodził próby państ­ wowe i mimo su kcesywnych dostaw do jed nostek, dopiero w 1986 oficjalnie wszedł do uzbrojenia lotnictwa ZSRR. Tu-160

Oddzielny rozdział w rozwoju radzieckich samolotów ze zmienną geometrią stanowią strategiczne samoloty bombowe. Pod koniec lat pięćdziesiątych w ramach rywal izacji ze Stanami Zjednoczonymi i ich programem B-70 Valkyrie powstało kilka nowatorskich projektów samolotów bombowych, takich jak M-56 W. M i asiszczewa i " 135" Tupolewa. Nie spełniły one jednak stawianych przed nimi wymagań. Biuro M i asiszczewa zostało wkrótce zl ikwidowane, natomi ast Tu­ polew wykorzystał zdobyte doświadczenia przy konstrukcji samolotu pasażerskiego Tu-144. Na początku kolejnej dekady Instytut Nau­ kowy Syste mów Lotniczych w Moskwie przygotował nowe wymagania na samolot bombowy zdolny atakować eskadry amerykańskich lot­ niskowców uderzeniowych. Atak na lotnis kowce powinien być wy­ konany spoza zasięgu ich obrony powietrznej za pomocą nowo konstruowanych rakiet dużego zasięgu . Nowe samoloty m i ały osiągać prędkość przelotową M a=2,8, prędkość maksymalną Ma=3, promień działania 2000 km plus 1500 km zasięgu wystrze l i­ wanej rakiety. Przy takich założeniach można by skrócić do minimum czas reakcji na potencjalne zagroże nie i tym samym zwiększyć 55

szanse zwycięstwa. W oparciu o te wymagania powstał samolot Suchoj T-4 . Niestety i ta konstrukcja nie była rozwijana, a program zakończył się na budowie trzech prototypów i oblocie jednego z nich. Samolot został wykonany w całości ze stopów tytanowych oraz przy wykorzystaniu najnowocześniejszych technologii i dzięki temu mógłby z powodzeniem konkurować z konstrukcjami amerykańskimi. Gdy w 1965 w Stanach Zjednoczonych ogłoszono wymagania na nowy strategiczny samolot bombowy AMSA, także w ZSRR postanowiono wyposażyć lotnictwo w strategiczny samolot ude­ rzeniowo-rozpoznawczy. Stawiane wymagania były bardzo ostre. Przyszły samolot miał mieć możliwość przenoszenia czterech po­ cisków rakietowych H-45 z prędkością 3000 km/h na odległość 7500 km, z prędkością 900 km/h na odległość 11000 km, a w

mm

m

misjach przełamywania obrony przeciwlotniczej miał lecieć tuż nad ziemią z prędkością okołodźwiękową i przenosić 24 pociski przeciw­ radiolokacyjne powietrze-ziemia krótkiego zasięgu H-2000. Do konkursu przystąpiły tylko dwa zespoły: OKB Pawła Suchoja i reaktywowany OKB Władimira Miasiszczewa. Dla samolotu wielezadaniowego o szerokim zakresie prędkości i wysokości lotu idealnym rozwiązaniem okazało się zastosowanie zmiennego skosu skrzydeł. Dlatego też w zespole Suchoja postanowiono przeprojektować właśnie powstający samolot T-4. Aby uprościć proces projektowania i w przyszłości zunifikować produkcję z T-4 postanowiono zmienić tylko skrzydła, tworząc w ten sposób projekt T-4M. Niestety nie rozwiązało to problemu. Wymagane przez wojsko osiągi wymuszały znaczne zwiększenie gabarytów i masy płatowca. Smukły kadłub T-4 nie był w Projekt Sucho} T-4MS stanie pomieścić niezbędnej ilości paliwa oraz komory bombowej, co warunkowało uzyskanie dużej prędkości przelotowej i dużego zasięgu. Poza tym wystąpiły kłopoty z uzyskaniem wymaganej sztywności skrzy­ deł o dużym wydłużeniu. Spowodowało to wstrzymanie prac nad tą wersją. Rozważania teoretyczne doprowadziły do opracowania projektu zintegrowanego płatowca. Nowy projekt otrzymał wewnętrz­ ne oznaczenie OKB Suchoja T-4MS, a na zewnątrz "produkt 200" (nazwa związana z planowaną masą konstrukcji 200 ton). Pła­ towiec miał być wykonany w postaci jednej bryły, bez ostrego podziału na kadłub i płat, z silnikami umieszczonymi w dwóch gondo­ lach i ze skrzydłami o zmiennym skosie. Taki układ aerodynamiczny charakteryzuje się dużą doskonałością, szczególnie w locie naddźwiękowym, oraz dużą pojemnością wnętrza. Centralna część płatowca miała obrys trójkątny z krawędziami natarcia o kącie skosu 72°, które tworzyły jedną linię z maksymalnie wychylonymi do tyłu skrzy­ dła m i . G r u bość względna t e j części wynosiła 6%, a wydłużenie 0,5, i była ona zoptymalizowana dla prędkości przelotowej Ma=2,8. Ruchome części skrzydeł miały grubość względną 11% przy nasadzie i 7% na końcach oraz mogły zmieniać kąt skosu od 30 do 72°. Przeprowadzono dmuchania modelu w CAGI , które wykazały możliwość

\

56

Prototyp Tu-160 w locie

osiągnięcia doskonałości 1 7 , 5 przy prędkości Ma=0,8 oraz 7 , 3 przy Ma=3. Samolot miał być napędzany przez cztery dwuprzepływowe silniki K-101 o ciągu 19600 daN każdy. Mimo tego, że pierwszy etap konkursu został w 1970 roz­ strzygnięty na korzyść zespołu Suchoja, do zmagań włączyło się OKB Tupolewa. Prace projektowe nad T-4MS po pewnym czasie zostały przerwane, prawdopodobnie z powodu przestawienia całego zespołu Suchoja na prace związane z projektem T-10, przyszłym Su-27 , który miał większe szanse powodzenia. Rywalizacja rozgrywała się pomię­ dzy, bardzo podobnym do B-1, M-18 z zespołu Miasiszczewa oraz " 160" z biura Tupolewa. Lepszym okazał się projekt M-18, ale prawdopodobnie z powodu ograniczonych mocy OKB Miasiszczewa, a może na mocy decyzji politycznej, oficjalne zamówienie państwowe złożono w połowie 197 4 u Tupolewa. W 1970, przy włączaniu się do współzawodnictwa, w OKB Tupolewa planowano wykorzystać doświadczenia zdobyte w projek­ towaniu i produkcji samolotów naddźwiękowych pasażerskiego Tu144 oraz bombowców Tu-22 i Tu-22M. Zamierzano minimalnym nakładem środków zaadaptować samolot Tu-22M do nowych zadań, ale jego ograniczone osiągi uniemożliwiły dalszy rozwój, bowiem nie znaleziono miejsca na dodatkowe paliwo i uzbrojenie. W 1972 opracowano więc nowy projekt oznaczony jako "produkt 160 " . który bardzo przypominał amerykańskiego konkurenta - B-1. Zaczęto op­ tymalizować cały układ aerodynamiczny, szukano odpowiednich silników i materiałów. Mimo tego, że konstrukcja samolotu była zupełnie nowa, udało się w niej wykorzystać wiele już istniejących i sprawdzonych podzespołów. Z samolotu Tu-144 zapożyczono dwuwymiarowe wielozakresowe wloty powietrza do silników, nato-

miast z Tu-22M kabinę czteroosobowej załogi. Zakładano, że napęd stanowić będą cztery dwuprzepływowe silniki turboodrzutowe o ciągu 24520 daN każdy. OKB N. D. Kuzniecowa na podstawie silnika NK-25 z Tu-22M opracowało nową konstrukcję, która miała o wiele mniejsze jednostkowe zużycie paliwa. Mimo tego samolot nie mógł osiągnąć zakładanego zasięgu i konieczne stało się wyposażenie go w instalację do uzupełniania paliwa w locie. Miało to i swoje dobre strony, ponieważ bombowiec mógł startować z pełnym uzbrojeniem i mniejszą ilością paliwa, co znacznie zwiększało bezpieczeństwo tej fazy lotu, po czym - po zużyciu części paliwa - d atankować resztę w drodze nad cel. Bardzo duże problemy sprawiło projektantom opracowanie sys­ temów sterowania, szczególnie w zakresie ich niezawodności. Dla Tu-160 opracowano system sterowania i kontroli składający się z prawie 100 komputerów różnej mocy. System zakładał wielokrotne dublowanie poszczególnych obwodów i połączeń, przez co uzyski­ wano większą niezawodność. Przy jego próbach wykorzystano doświadczenia zespołu OKB Suchoja z prób samolotu T-4, pier­ wszego w ZSRR z elektrycznym systemem sterowania. Projektanci systemów uzbrojenia, wzorując się na B-1, skon­ struowali wyrzutnię wielopozycyjną, która mogła przenosić sześć skrzydlatych rakiet H-55MS lub 6 lub 12 rakiet krótkiego zasięgu H-15. Tu-160 został wyposażony w dwie wyrzutnie umieszczone w oddzielnych komorach we wnętrzu kadłuba. Nowa wyrzutnia była tak udana, że została później zainstalowana w bombowcu Tu-95MS i po przeróbkach w Tu-22M3. W 1977 OKB Tupolewa przedstawiło komisji państwowej ostateczny projekt samolotu Tu-160 i jego makietę w naturalnej 57

Bombowy Tu-160 w locie ze . s k rzydłami w dwoch skrajnych położeniach

wielkośc i . W zakładzie doświadczalnym w Moskwie rozpoczęto mon· taż pierwszego p rototyp u , a w zakładzie nr 2 2 w Kaza n i u przystąp iono do przygotowaniu produkcji seryjnej. w pierwszej połowie 1980 prototyp przewieziono na lotnisko w Żukowski m, gdzie dokończono montażu i w grudniu rozpoczęto próby wyposażenia. Duże skomp l i kowanie systemów spowodowało opóź­ nienia i dlatego dopiero 14 l istopada 1981 samolot wytoczono z hali, w ciągu miesiąca wykonano trzy próbne kołowan i a i 18 grudnia, w dniu 75 urodzin Leonida Breżniewa, prototyp Tu-160 został oblatany przez Borisa Wieremieja. Cie kawostką jest fakt, że 25 listopada zdjęto z samolotu specjalną osłonę i ustawiono obok s a m o l otu Tu-144, co u m o ż l i w i ł o sfotografowa n i e go przez amerykańskiego satelitę szpiegowskiego. Odkrycie Tu-160 przez wywiad amerykański spowodowało wyraźne przyspieszenie prac nad bombowcem B-1. Próby pierwszego p rototypu przeciągały się i dopiero w l utym 1985 samolot przekroczył p rędkość d źwięku . Drugi prototyp przeznaczono do prób statycznych. Trzeci prototyp został oblatany 6 października 1984, w tym samym miesiącu oblatano pierwszą m aszynę seryjną zbudowaną w Kazani\J. Wszystkie prototypy i 58

maszyny seryjne kierowano do ośrodka w Żukowski m. gdzie przechodziły one badania i były sukcesywnie mody­ ' fikowane. W jednym z lotów doświadczalnych w marcu 1987 drugi seryjny samolot uległ rozbiciu. Szczęśliwie 1 załoga zdołała się katapultować. Mimo podobieństw sylwetek, Tu-160 znacząco różni się od amerykańskiego B-18. W B-18 zrezygnowano z regulowanych wlotów powietrza , co ogra niczyło prędkość m aksymalną do Ma=1,2, ale umożliwiło zmniejszenie SPO. W Tu-160 regulowane wloty pozwalają na osiąg­ n i ęcie p rę d kości 2 2 0 0 k m / h . O s i ągnięcie d u żej prędkości stało się możl iwe m . i n . dzięki u mieszczeniu kabiny załogi przed komorą podwozia przedniego, a nie nad nim, jak w B-18, a także znacznemu pochyleniu szyb kabiny, co zmniejszyło opór kad łuba. Dla zachowania stateczności podłużnej w locie z dużą prędkością, wraz ze zwiększeniem skosu ruchomych części skrzydeł, płyty stanowiące owiewki pom iędzy n i m i a centropłatem u noszą się, p rzyjmując pozycj ę p ionową. N ietypowo rozwiązano też konstru kcję usterze nia pionowego, którego górna część jest w całości ruchoma, stanowiąc p łytową powierzchnię sterową ( rozwiązanie znane z samolotów North American F-107 i M iasiszczew M-50). Po zakończe niu pierwszego etapu prób fabrycznych, do badań Tu-160 włączono pilotów N i l WWS z Achtu­ bińska. Pozwoliło to na szybkie wprowadzenie samolotu do produkcji seryjnej i dalej do jednostek. W maju 1987, w wyn iku nacisków władz, pierwsze seryjne Tu-160 trafiły do jednostki bojowej lotnictwa d alekiego zasięgu w Priłukach na Ukrainie. Rozpoczęto badania eksploatacyjne, w czasie których samoloty odbywały typowe m isje latając na Daleki Wschód, nad Biegun Północny i w pobliże kontynentu amerykańskiego (np. w jednym z lotów, trwającym 12 h 50 min, zbliżono się na odległość 450 km od wybrzeża Kanady). Próbna eksploatacja wykazała, że wiele systemów pokładowych nie zostało należycie dopracowanych, co wymagało kilkakrotnych modyfikacj i . Samolot był stateczny i łatwy w pilotażu, ale m i mo to sprawiał załogom wiele kłopotów. Fote le i kombinezony pilotów nie były przystosowane do długotrwałych lotów, co powodowało protesty załóg i z czasem wymusiło zmiany wyposażenia. Rozpad ZSRR i trudności finansowe spowodowały wstrzymanie produ kcji po zmontowa niu tylko 40 ze 100 zamówionych maszyn. Później postanowiono dokończyć, znajdujące się w różnych stadiach produkcji, jeszcze 8 egzemplarzy. 18 samolotów znajduje się obec­ nie w Priłukach pod jurysdykcją Ukrainy , a pozostałe w Rosji w bazie Engels, w Żukowskim i Achtubińsku.

Mechanika lotu i aerodynami ka samolotów o z miennym skosie skrzydeł skosu dla skrzydła o zmiennej geometrii została przedstawiona na rysunkach wraz z ograniczeniami operacyjnymi. Punkt obrazuje para­ metry samolotu o stałej geometrii optymalizowanego do wykony­ wania tych samych zadań. Kolejne rysunki porównują charakterystyki skrzydeł o zmiennym skosie i o stałej geometrii samolotów projektowanych do tych samych zadań.

Wstęp

Warto zastanowić się, jakie są teoretyczne podstawy funk­ cjonowania skrzydeł ze zmiennym skosem. Sama przyczyna ich stosowa nia jest dosyć oczywista. W samolotach bojowych ze stałym płatem dochodzi bowiem do konfliktu pomiędzy poszczególnymi wymaganiami. Chcąc uzyskać dużą prędkość naddźwiękową w locie na dużej wysokości i jak największą w locie na małej wysokości w każdych warunkach atmosferycznych, buduje się samoloty z małymi, Siła nośna cienkimi i skośnymi skrzydłami o małym wydłużeniu, natomiast chcąc uzyskać wysoka manewrowość, duży zasięg, dużą długo­ Maksymalna siła nośna skrzydeł o zmiennym skosie jest o trwałość patrolowania i małą prędkość startu i lądowania oraz krótki około 60% większa przy starcie i lądowaniu. Jest to głównie spowo­ rozbieg i dobieg idealne są duże, grube i o małym skosie skrzydła dowane większą efektywnością klap i slotów przy małym kącie o dużym wydłużeniu. Wpływ ściśliwości na Wraz z m ożliwością z m i a n y Cx współczynnik oporu i siły Cx g e o m etrii skrzydeł, z n a l e z i o n o nośnej '---. .. m o żliwość p rawie optymal nego Wpływ ściśliwości na sposobu dostosowania się do wciąż współczynnik oporu dla M a kr zmieniających się warunków lotu. Aby skrzydeł o różnym wydłużeniu ją dostrzec, trzeba wiedzieć jak zmieniają się podstawowe wielkości Cz opisujące zachowanie się statku powietrzn e go w z a l e ż n o ś c i od 0,8 1 ,0 1,2 1,4 1,6 0,6 0,4 prędkości lotu oraz wymagań do­ r-Liczbo M a c h a datkowych dotyczących np. zasięgu, długotrwałości lotu, masy zabiera­ Wpływ ściśliwości na ściś liwości na Wpływ 0,4 0,6 0,8 1,0 1,4 1,2 1,6 nego uzbrojenia itp. Potrzebna jest współczynnik oporu dla współczynnik oporu dla skrzydeł o Liczba M acha skrzydeł o różnym skosie różnej grubości profilu do tego znajomość mechaniki lotu,

LJ

r�

Vl'v�1---

V

aerodynamiki, wytrzymałości konstr u kcji i wielu i n nych dziedzin zwi ą z a n y c h z p r o j e k towa n i e m samolotów.

Cx

Cx

Mechanika lotu i aerodynamika

Łatwo zauważyć, ż e skrzydła o zmiennej geometrii mogą z dobrym skutkiem spełnić oba zbiory wyma­ gań. Zmiana wydłużenia i grubości względnej skrzydeł w zależności od

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1 ,4

1,6

1 ,8

2,0

2,2

2,4

2,6

Liczba M a ch a

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

1,6

Liczba M a c h a 59

Wpływ wydłużenia na współczynnik siły nośnej

dłuższy. O wiele większa doskonał ość skrzydeł o zmiennej geometrii przy małych kątach skosu i duża siła nośna, są też nie do pogardze nia w walce manewrowej . Pozwalają na lot z mniejszą prędkością oraz wykonywanie manewrów przy mniejszych stratach energii .

"'

Wpływ wydłużenia na doskonałość kqt natarcia

Wpływ burzliwości atmosfery Cz

a

Wpływ skosu na współczynnik siły nośnej

kqt natarcia

a

Wpływ skosu na doskonałość

Wpływ grubości profilu na współczynnik siły nośnej

kqt natarcia

a

Wpływ grubości profilu na doskonałość

Cz

Cz Cx

92

Stateczność l sterowność podłużna

9, > 92

Cz

skosu. Siła nośna jest też zazwyczaj o 30% większa w typowych warunkach lotu poddźwiękowego dzięki s krzydłom o wię kszym wy­ dłużeniu. Większa siła nośna umożliwia zmniejszenie wie l kości skrzydeł (przy większym obciążeniu powierzchni), a co za tym idzie zmniejszenie oporu i masy.

Opór W locie penetrującym z prędkością tra nssoniczną dominuje opór profilowy. Opór indukowany stanowi wówczas około 10% oporu całkowitego. W ekonom icznych przelotach ważna jest doskonałość w zależności od l iczby Macha. Na małej wysokości opór skrzydeł o zmiennym skosie jest o 40% mniejszy, a opór falowy o 25%. Dzięki temu zasięg jest o około 30% wię kszy, a czas patrolowania o 40%

60

Skrzydła o zmiennym skosie mają wyraźną przewagę również w czasie lotu w burzliwej atmosferze, pozwal ając na zwiększe nie do maksimum swojego skosu. Powoduje to wypłaszcze nie zależności siły noś nej od kąta natarcia. Gdyjest to powiązane ze zwiększeniem obciążenia powierzchni , łącznie uzyskuje się duże zmn iejszenie wartości współczyn nika złagodze nia podmuchu i tym samym zmniej­ szenie obciążeń w locie. Nie ma dokładnych kryteriów pozwalających na określenie dopuszczalnych wartości przeciążeń w locie w burzl iwej atmosferze, które umożliwiają jeszcze precyzyjny lot i namierzanie celu, ale proste obliczenia pokazują, że przy prędkości Ma=0,9 samolotu o zmiennym skosie są one takie jak dla samolotu o stałej geometrii przy prędkości. Ma=0,5. A przecież, po zmniejszeniu prędkości lub zwiększeniu wysokości lotu z powodu dużych pod­ m u c h ów p rzy pow i e r zc h n i z i e m i , n a stę p uj e wzrost n i e­ bezpieczeństwa wykrycia i zniszczenia atakującego samolotu przez obronę nieprzyjaciela.

Gdy skrzydła są złożone do tyłu, większość siły nośnej (zazwy­ czaj 80%) , ale tylko mała część masy (około 15%) przesuwa się wraz z nimi do tył u , a więc środek aerodynamiczny przesuwa się dalej niż środek ciężkośc i . Powoduje to zwiększenie momentu pochylającego (na nos), co wymaga zrównoważe n i a przez bardziej wychylone do dołu uste rze nie poziome. Efe kt ten jest zwielokrotniony w czasie manewrowan i a proporcjonalnie do wartości przec iążen ia. W samolo­ tach statecznych siła nośna powi nna być przyłożona za środkiem ciężkośc i . Gdy rośnie kąt natarcia i moment pochylający, jednocze­ śnie rośnie siła nośna na usterzeniu poziomym dająca przeciwny moment, powodujący powrót samolotu do sytuacj i wyjściowej. Zwięk­ szone obciążenie statecznika poziomego oznacza także wzrost sił na sterownicy. Wszystko to razem wzięte określa pewien margines położenia środka ciężkości względem środka aerodynamicznego dla zapewnienia zadowalających własności pilotażowych . Ten margines musi być także przy przednim położeniu skrzydeł . Wzrost kąta skosu skrzydeł zwiększa ten zapas. Ale p rowadzi też do wzrostu obciążenia

obciążenie końcówek skrzy­ deł prowadzi do naraże nia Cz g --ich n a niebezpieczeństwo Cx przeciągnięcia, szczególnie p rzy p rę d k o ś c i a c h o k­ ,.� � ., a � o ł o d źw i ę kowych p rzy stoły u m i a r k o w a n y c h kątach skosu. Można jeszcze zasao· tosować wysuwane pomoc40" 60· o 20" n i cze powierzc hnie nośne kqt s k o s u kqt skosu Cz (tak jak w F-14 Tomcat) . Korzyści ze zmiennej geometrii przy Zmiana grubości względnej w Zmiana wyd łużenia w czasie Chociaż stateczność prędkościach poddźwiękowych czasie zmiany kąta skosu zmiany kąta skosu podłużna jest gene ral n i e d o dołu tylnej części kadłuba w czasie manewrowania, szczególnie duża przy dużych kątach skosu skrzydeł, to przy mniejszych może w locie transsonicznym, gdy środek parcia przesuwa się jeszcze ulec d rastycznemu zmniejszeniu. -W samolotach F-111 i Tornado dalej, zwiększając jeszcze bardziej stateczność podłużną. Zwiękzastosowano obracane pylony podskrzydłowe, tak więc przywzroście szenie usterzenia poziomego, poza wzrostem obciążeń tyl nej części kąta skosu skrzydeł z podwieszeniami środek ciężkości coraz kadłuba, powoduje także wzrostjego oporu, ale także opór skrzydeł, szybciej przesuwa się do tył u . Jest to sytu acja odwrotna w stosunku które muszą przecież równoważyć dodatkową stratę siły nośnej do tempa przesuwania się położenia środka aerodynam icznego, usterzenia. które jest największe przy małych kątach skosu, a późn iej maleje z Przesunięcie środka aerodynamicznego do tyłu może zostać powodu zmniejszenia pochylenia krzywej siły nośnej. Poza tym przy zredukowane na k i l ka sposobów. Osiąga się to poprzez odsunięcie d u żych kąta c h s k o s u s ą s i e d ztwo p o d w i e szeń z m n i ejsza osi obrotu skrzydeł od osi podłużnej samolotu Uak to uczyn iono w skuteczność statecznika poziomego. Przy dużych prędkościach lotu Su-17 l Tu-26 Backfire), co jednak pozostawia w spoczynku dużą podatność skrzydeł i statecznika poziomego dod atkowo zmniejsza część skrzydeł i zmn iejsza korzyści ze stosowa n i a zmiennej stateczność. w efe kcie może to prowadzić do utraty stateczności geometri i . Można także przesunąć oś obrotu do tyłu wzdłuż cięciwy, przy dużych kątach skosu w locie naddźwiękowym z dużymi podwiaby większa część skrzydł a przemieszczała się do przodu, gdy eszeniami. Jeśli zmiana wyważe n i a nie jest kompensowana, p i lot skrzydł a obracają się do tyłu . Powoduje to jednak wzrost oporu i może być zmuszony do przykładania dużych sił na sterownicy, zwiększa trudności w projektowaniu węzła obrotu , gdy nie jest on szczególnie w czasie m anewrowania, powoduje też duże zmiany tych położony w maksymal nej grubości skrzydeł. Można także zwię kszyć sił w czasie zmian kąta skosu skrzydeł. Dlatego jest konieczne zbieżność skrzydeł, co powoduje zmniejszenie ich masy, ale pogruzastosowanie przetwornika sił na sterownicy tak, aby siły na d rążku biona część przykadłubowa osłaniająca skrzydło zwiększa przekrój nie zmieniały się gwałtownie w czasie zmian konfiguracji oraz w krytyczny kadłuba i powoduje wzrost oporu fal owego . Zwiększone różnych warunkach lotu. Może to być zrealizowane przednie za pomocą układu mechanicznego, ale lepszym Wpływ zmiany skosu skrzydła na rozwi ąza n i e m jest wyko rzystanie u kł a d u e l e k­ zcikres niestateczny sterowonie komputerowe o położenie środka tronicznego tzw. "fly-by-wire" (FBW). Pod stawową c: Q) ciężkości CG i � o - QJ -cechą takiego systemu jest brak więzi kinematy­ c: środka aerodynac: -Q) o Q) cznych m iędzy sterownicami w kabi nie p i l ota i � Q) micznego AC przy "' "" ·- -2 ·o powierzchniami sterowymi . Ruchy ste rownic są Q) ·o c: naturalnej stateczo N Q) a. o ·c:; ności (z lewej) przetwarzane przez układ kompute rowy, który od­ o i przy sztucznej a. zakres stateczny powiednio uruchamia siłowniki napędzające stery. stateczności Umożliwia to optym al izację wychylenia sterów, a w (z prawej) tylne tylne ten sposób poprawienia charakterystyk lotnych. min. kQcie skosu płat przy

15

10

Ó

Ma� .s

�Mo�0. J.Ma�1.9 1 � pło � �

20 40 so

so·

·

min

k q t skosu

min

kqt skosu 61

j

Cx wzrost o 60%

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

Liczba M a c h a

Wpływ zmiennego skosu na maksymalną wartość siły nośnej

0,6

0,8

1,0

1,2

Liczba M a cha

Wpływ zmiennego skosu na wielkość oporu

Statecz ność i sterowność poprzeczna Największą zmianą względem osi podł użnej wraz ze zmianą skosu skrzyd eł jest zmienność tłumienia przechyl enia. Normalnie zdolność tłumienia . maleje ośmi okrotn ie w czasie wzrostu kąta skosu od 20 do. 70 ° . Prędkość przechyl ania w stosunku do sygn ału sterowania jest proporcjonalna do stosunku sterowania do tłu­ mienia, aby więc uchronić się przed nadmi erną prędkością przechy­ lania przy dużych prędkościach i ze złożonymi skrzydłami ale i przed jej zbytnim zmniejszeniem przy małych prędkościach i z rozłożonymi skrzydłami, sterowan i e przechyleniem musi być sprzężone ze zmianą kąta skosu skrzydeł. Rozwiązaniem tego problemu jest wykorzysta nie sterolotek, czyli różnicowo wyc hylanych płytowych stateczni ków poziomych, gdy lotki i przerywacze są nieskuteczne . Zazwyczaj łączy się działanie przerywaczy i sterolotek (skrzyd ła pozbawia się l otek z powodu skomplikowania kinematyki ich napędu w czasie zmiany kąta skosu, jednocześnie umożliwiając montaż klap na całej długości krawędzi sp ływu), tzn. przy małych prędkościach, z rozłożonymi skrzydłami, wykorzystuje się przerywacze, przy dużych prędkościach, ze złożonymi skrzydłami, sterolotki, natomiast w fazach pośrednich łączne działanie tych urządzeń. Skuteczność przerywaczy rośnie w czasie wychylenia klap, co może być wykorzys­ tane w czasie lądowania z silnym bocznym wiatrem, gdy konieczna . jest dosko nała sterowność poprzeczna. Po przeciągn ięciu przery­ wacze tracą swoją efektywność, natomiast sterolotki są ciągle skuteczne, umożliwiając szybkie wyprowadzenie np. z korkociągu . W ten sposób poprzez kombi nację prze rywaczy i sterolotek można zapobiec niepożądanym zmianom charakterystyk przechyl ania. 62

Dodatkowe korzyści daje wówczas wykorzystanie systemu FBW. M ożna okreś l i ć prawa rządzące prędkością przechyl a n i a d o uzyskania pożądanych przyśpieszeń i prędkości przechylania, w mi arę niezależnie od prędkości lotu i kąta skosu skrzydeł. Gdy w tym samym czasie samolot wpadnie w ślizg, zostanie wychylony przeci­ wnie ster kierunku, co spowoduje wstrzymanie przechyl ania. Efekt ten szczególnie ostro man ifestuje się przy dużym skosie skrzydeł w układzie górnop/ata, kiedy powstaje nadmierny moment przechy­ lania związany ze ślizgiem. Stosowanie układu górnopłata jest najczęściej wyni kiem chowania goleni podwozia głównego do kadłuba, gdyż w skrzydłach ich miejsce zajmują węzły obrotu . Efekt dihedralny może zostać zmniejszony przez nadanie skrzyd łom ujem­ nego wzniosu. Jest to skuteczne przy małych kątach skosu, ale dla większych kątów wymagany jest znacznie większy ujemny wznios. Składając skrzydła zmniejszamy ich ujemny wznios, a nie jest do brym rozwiązaniem dod atkowy obrót osi obrotu skrzydeł w czasie ich d rogi do tylu większy niż jeden do dwóch stopni. W konsekwencji efekt d i hedralny jest nadmie rny przy dużych kątach skosu i dl atego należy elimi nować pojawianie się ślizgu, szczególnie w czasie mane­ wrowania, i w ten sposób uniknąć pogorsze nia własności pil otażo­ wych wywołanych gwałtownymi przechył ami. Porównanie samolotów ze stałym płatem i zmienną geometrią projektowanych wg tych samych wymagań

o 3% dlu!szy więcej paliwa w kadłubie, mniej w skrzydłach

Rozwiązania konstrukcyjne i problemy wytrzymałości Wstęp

Zmienny skos pozwala lecieć efektywnie samolotowi w szerokim zakresie prędkości i pułapu l otu bez specjal nej zmiany wymagań co do napędu. Z powodu dużej i l ości pozycji skrzydeł trzeba natomiast określić, przeanalizować i przetestować większość konfiguracji przy ustalonych pozycjach skrzydeł. Istnieje przy tym wiele specyficznych problemów nieznanych w konstru kcjach klasycznych. W pierwszej kategorii mieszczą się problemy związane z ogarnięciem i przyswo­ jeniem ogrom nej ilości danych wynikłych z rozpatrywania wielu konfiguracji samolotu, a w drugiej nowe kryteria fai l-safe, duża ilość krytycznyc h konfiguracji ze względu na flatter, nieuniknione l uzy w mechanizmach, które wpływają na graniczną prędkość wystąpienia

pilota. Zbudowany był w postaci skrzyni m ieszczącej napęo C­ węzły podwieszenia skrzydeł. Skrzydła- były umieszczone na ze-.-. � sach po bo kach mechanizmu, a ruch obrotowy wokół tyc h za ·asc ·

był real izowany za pomocą obracanych wał ków zakotwiczon przedniej części skrzyni oraz w węzłach przy krawędzi natarcia czę przykadłubowych skrzydeł. Obrót wałków powodował przyciąga "' lub od pychanie przednich części skrzydeł i tym samym ich ob wokół zawiasów. Ponieważ wraz ze zwię ksze niem kąta skos� położenie środków ciężkości i parcia przesuwało się do tyłu, ca•! mechanizm przesuwał się do przodu na specjalnych szynach umiesz-

flatteru, obciążenia dynamiczne, resurs łożysk węzłów ob rotu oraz wymagania co do dużej wytrzymałości zmęczeniowej materiałów. Anal izy i testy tunelowe wykazały, że luzy w mechanizmach nie zawsze muszą powodować znaczące problemy w użytkowaniu - zależy to od rodzaju kinematyki zmiany kąta skosu. Jednym z poważnych problemów, które opóźniły rozwój samolotów ze zmiennym skosem są zmiany stateczności, sterowności i sztywności konstru kcji w czasie zmian kąta skosu. Rozwiązanie tych problemów zajęło dwie dekady prób i analiz. Mechanizmy obrotu

Rozwój konstrukcj i mechanizmów obrotu najlepiej prześledzić na kon kretnych przykładach samol otów o zmien nej geometrii .

Westland pterodacty/ IV W tym samolocie dźwigar zamocowany był przegubowo w kadłu­ bie. Skrzyd ła podparte były zastrzałami w kształcie l itery V. Specjalny mechanizm korbowy umożliwiał płynną zmianę kąta skosu skrzyd eł. M i ało to, poprzez przes unięcie do tyłu środka ciężkości skrzydeł, zniwelować wpływ masy pasażerów i ładunku, położonych przed środkiem ciężkości samolotu, a więc zachować odpowiedni zapas stateczności podłużnej .

Be// X-5 System zmiany kąta skosu składał się z mechanizmu zapewnia­ jącego ruch skrzydeł, układu sterowania oraz układu awaryjnego. Mechanizm zabudowano w środ kowej części kadłuba za kabiną

czonych po obu stronach kadłuba. W czasie ruchu skrzyd ła były blokowane w żądanym położeniu za pomocą hamu lców ciernych. Mechanizm pozwalał na ruch skrzydeł w zakresie od 20 do 60° . W tym czasie przesuwał się po szynach na odcinku 685 mm z tym , że istniał zapas przesuwu 115 mm w każdą stronę bez zmiany kąta skosu. Cały proces przemieszczania skrzydeł w pełnym zakresie trwał około 20 sekund. Mechanizm napędzany był silnikami elektry­ cznym i . U kład sterowania składał się z dwóch tarcz umieszczonych w kabinie pilota. N a większej tarczy pilot vvybierał kąt skosu i przesunięcie skrzydeł . Naciskał wtedy przycisk umieszczony na d rążku sterowym i skrzydła zaczynały swój ruch. Wskaźnik na mniejszej tarczy pokazywał rzeczywisty kąt skosu i przesunięcie w czasie ruchu. W razie awarii elektrycznego układu napędowego pi lot m i ał do dyspozycj i system awaryjny, którego koniec w postaci korby znajdował się w jego kabinie. Przez pokręcanie korbą mógł ustawić skrzyd ł a w wymaganej pozycj i . Było to o tyle ważne, że samolot nie mógł l ądować gdy kąt skosu skrzydeł był większy niż 40 ° .

63

Grumman Jaguar

Mechanizm zmiany kąta skosu skrzydeł odpowiadał za obra­

wak w prowadnicy, ale z łożyskowaniem kul kowym daje syste m, który wymaga małej grubości skrzydeł, rozkłada obciążenia od reakcji oraz

canie skrzydeł w ich płaszczyźnie oraz ich przesuwanie. Ruch skrzy­ d e ł wzd ł u ż k a d ł u b a d a w a ł s t a ł e p o ł oż e n i e ś r o d ka s i ł aerodynamicznych działających n a cały płat, natomiast wyni kające

ma małe tarcie. Wadami tego rozwiązania są: wymaganie d użej l i czby ściśle pasow­ a nyc h c zę ś c i , te s a m e problemy z instalacjami c o w

z tego przemieszczenie środka ciężkości było niwelowane przepom­ powywaniem pal iwa do dodatkowego zbiornika pod kabiną pil ota. Ruch skrzydeł napędzany był siłownikiem hyd raulicznym, którego cyl inder miał długość 1820 mm. Potężny sworzeń łączący skrzydła przesuwał się na rolkach po szynach. Mechanizm zapewniał obrót skrzydeł w zakresie od 13,5 do 42,5°. Zakładano, że w razie awarii układu hydraulicznego, powrót skrzydeł następowałby z wykorzys­ taniem sił aerodynamicznych. Próby wykazały jednak, że nie jest to ' możliwe. Problemy związane z konstrukcją mechanizmów zapewnia­ jących obrót skrzydeł

W koncepcji l (rys. 1), suwak w prowadnicy daje korzyści wyni kające z małej grubości skrzydła, brak nadmi aru dróg przenoszenia obciążeń i efekty­ wne wprowadze nie reakcji z s k rzyd ł a keso nu . boku (skręcanie). W czasie badania tego rozwiązania ujawniły się jednak poważne wady: konstrukrys. 1 cja siłowa ma mniejszą szty­ wność w porównaniu do innych rozwiązań, ramię suwaka zatacza duży łuk w czasie obrotu i przez to zmniejsza osiągalną przestrzeń na przewody instalacji elektrycznej , hydraul icznej i popychacze, a także wymaga bardziej rozbudowanej konstru kcji w kadłubie odbiera­ jącej w wielu punktach duże obciążenia statyczne. W konce pcji 1 1 ( rys. 2) wykorzystuje się duże pierścieniowe łożysko kul kowe dające małe tarcie i dobrze mieszczące się w

64

syste m

na lód i zanieczyszcze nia, które są poważnymi problemami w czasie eksploatacji i zmniejszają niezawodn ość konstrukcj i . Konce pcja I V (rys. 4 ) wykorzystująca pio nowy sworzeń łączący widełki skrzydeł i części kadłubowej wydaje się być najlepszym rozwiąza n i e m . Daje d u żą prostotę rozwiąza n i a , jed­ n o z n a c z n e d rogi p rz e n i e­ s i e n i a obciążeń (statyczn ą wyznaczalność), minimum za­ jmowanej przestrze n i , pros­ totę napęd u, minimal izację rys . 4 liczby części oraz zminimali­ zowanie masy węzłów. Wady tego rozwiązania są następujące: duże robocze obciążenia łożysk, konieczność miejscowego pogrubienie skrzyd ła dla przeniesienia obciążeń, a także wymaganie dużej nieza­ wodności spowodowane statyczną wyznaczalnością. To właśnie konce pcja IV została wykorzysta na we wszystkich samolotach współczesnych, choć szczegółowe rozwiąza nia kon­ strukcyjne różniły się stopniem niezawodności i odporności na błędy k o n s e rwacj i . Kon­ stru kcja z p i o n o wym swo rzn i e m

tecznych d róg przeniesienia ob­ ciążeń, ma podobne problemy z

z a zwyc z aj

składanych z dużą precyzją. W koncepcji I I I (rys . 3) su- ·

s k o m p l i kowany

napędu obrotu . Koncepcje 1-1 1 1 mają takie wspólne wady, jak mała odporność

o b rys i e · s krzyd ł a . Z d rugiej stro ny p o s i a d a w i e l e zby­

instalacjami co konce pcja l oraz wymaga znacznej liczby części rys. 2

rys. 3

koncepcjach l i 1 1 , duża liczba części zmniejszających n ieza­ wod n ość konstru kcj i oraz

daje najlże· j szą strukt u rę ,

p on i eważ umożliwia

Mechanizm zmiany kąta skosu samolotu Folland F. 0. 1 4 7

-
n aj p rostsze p rze n i e s i e n i e głównego obciąże n i a s krzyde ł , jakim jest moment zginający od siły nośnej . Tylko d l a szczegó l n ie cienkich skrzydeł, gdy ramię reak­ cji jest bardzo małe, bardziej ko­ rzystny jest suwak w prowadnicy. Analizy wykazują, że pionowy swo­ b. rzeń może być stosowany w skrzy­ dłach o grubości nie mniej szej niż 7-8% c i ę ciwy, c o jest typową wartością. W tym rozwiązaniu moment gnący ze skrzydł a jest przeniesiony bezpośrednio przez połączenie w postaci dwóch równych i ró w n o l e g ł yc h , a l e p rze c i w n i e s k i e rowanych s i ł l e żącyc h w pł aszczyźnie górnego i d o l nego rys. 5 pokryc i a s krzydeł . Pionowy swo­ rzeń ma za zadanie przekazać te siły z części ruchomej skrzydeł mi część przykadłubową Na rysunku 5 pokazano schematycznie dwa sposoby przeniesienia tych sił: (a) poprzez sworzeń jednocięty i (b) dwucięty. W połączeniu jedno­ rys. 6 c iętym potrzeb n a jest pełna wysokość sworz­ n i a do zrównoważe n i a momentu. Węzeł przeni­ esienia siły tnącej jest przesunięty do środka, takjak na rys. 6. Właśnie przeniesienie siły tnącej z części ruchomej na część nieruchomą jest pod stawowym p r o b l e­ mem w tej koncepcj i . Uni­ kalną metod ą jego rozwiązania jest pochylenie płaszczyzn ł ożysk do środka części nieruchomej tak, że l inie wprowadzanych w nie sił przecinają się w punkcie przyłożenia wypadkowej siły nośnej na skrzyd le, a więc i jej skład owej siły tnącej. Konce pcja ta jest schematycznie przedstawiona na rys. 7. Obciążenia od ścinania i zginania są rozłożone tak, że leżą w płaszczyźnie łożysk połączenia

D rys. 7

skrzyd ło ruchome - kadłub. W połączeniach wykorzystywane są samonastawne łożyska kulowe, ponieważ w czasie zmiany kąta skosu następują przemieszczenia, których efektem mogłoby być mi mośrodowe wprowadzanie sił. Eliminuje się w tym rozwiązaniu oddzielne połączenia przenoszące siłę tnącą i dodatkowe łożyska na popychaczach . . Masa struktury skrzydł a oczywiście zależy od położenia węzła obrotu . Ogólnie rzecz biorąc, im dalej od kadłuba tym mn iejsza masa struktury, ale i mniejsze korzyści . Konieczny jest kompromis w celu osiągnięcia optymal nej masy. Jak pokazano na rys. 8, wpływ na masę struktury mają: keson części ruchomej, struktura nośna centropłata, wym iary węzła łączącego, siłownik poruszający częścią ruchomą i napływ w części przykadłu bowej . Gdy punkt obrotu prze­ suwa się na zewnątrz masa kesonu części ruchomej maleje, ponie­ waż zmniejsza się jego rozpi ętość . Z drugiej strony ulega zwiększeniu masa struktury nośnej centropłata, pon ieważ ten się wydłuża. Masa węzła zmniejsza się, gdyż do przeniesienia jest mniejsze obciążenie (moment gnący zmn iejsza się szybciej niż grubość skrzydła, zmnie­ jsza się też siła tnąca) . Zmn iejsza się również wiel kość popychacza, bowiem do poruszania m niejszą częśc ią zewnętrzną potrzebne są mniejsze siły. Z kolei napływ zwiększa swą masę, ponieważ rosną Struktura węzła obrotu skrzydła samolotu F-14

·

65

Tytanowa struktura centropłata samolotu 8-18. Obok: montaż ogromnego sworznia głównego, który przed umiesz­ czeniem w węźle jest ochładzany w temperaturze ciekłego azotu dla czasowego zmniej­ szenia średnicy ułatwiającego montaż

jego rozmiary, a także pojawiają się na nim u rządzenia sterujące, np. sloty, bo brak dla nich miejsca na części ruchomej . Z rysunku wynika, że masa całości maleje wraz z przesuwaniem się punktu obrotu na zewnątrz. Obciążenia dynamiczne

Przy zastosowaniu zmiennego skosu skrzydeł zwielokrotn ieniu ulegają problemy związane z prze niesieniem obciążeń dynam icznych i możliwością wystąpienia fl atteru . Obciążenia dynamiczne wywołują dodatkowe drgania stru ktu ry, które są potęgowane przez istnienie wię kszej l iczby stopni swobody na połączeniu skrzyd ło-kadł u b . Należy więc zabezpieczyć skrzydło przed możliwością osiągnięcia flatteru przywszystkich położeniach części ruchomej przemnożonych p rzez i l ość różnych konfiguracj i podwieszanego uzbroj e n i a , zbiorników pal iwa i pal iwa wewnątrz rucho mego skrzyd ła. Jeżeli zewnętrzne podwieszenia muszą być przenoszone w czasie zmiany kąta skosu, dochodzi je szcze jeden stopień swobody w postaci obraca nego pylonu podskrzydł owego ( uzbrojenie i dodatkowe zbiorniki podwieszane muszą być przecież zawsze ustawione w osi opływającego powietrza). Mechanizm według koncepcji IV (rys . 4) powoduje powstanie przerwy w struktu rze kesonu skrzydła, jeśli porówna się go z układem bez zmiany kąta skosu. Jeżeli sztywność giętna, skrętna i na ścinanie tej stru ktury nie różni się znacząco w porównaniu ze skrzydłem integralnym oraz j eśli luzy w węźle łączącym są bardzo małe, można się jednak spodziewać, że nie pojawią się niespodzie­ wane problemy flatte rowe. 66

W każdym połączeniu podobnym do węzła obrotu skrzydła, nieuniknione jest istnie nie dodatkowych stopni swobody. W czasie montażu nie do uniknięcia są luzy wynikłe z samej budowy łożysk, ale gdy będą one poniżej pewnej granicy nie będą miały większego wpływu na pogorszenie dynamiki układu. Aby utrzymać luzy mon­ tażowe w określonych granicach zacieśnia się tolerancje wykonania elementów składowych połączenia, co jednak znacznie utrudnia sam montaż, konserwację, naprawy i wymianę części. Z tego powodu konstruktorzy mają poważne problemy w określeniu dopuszczalnych luzów w konstrukcji . Z drugiej strony, jeśli zbyt uprościmy konstruk­ cję, zmniejszając w ten sposób koszty produkcji oraz ułatwiając obsługę i naprawy, możemy znacząco zmniejszyć resurs połączenia, ponieważ większe luzy spowodują przyśpieszone zużycie współpracu­ jących ze sobą elementów. Dodatkowe stopnie swobody zwiększają też ryzyko wystąpienia flatteru w zakresie dopuszczalnych warunków lotu, mogąc zwię kszyć obciążenia dynamiczne skrzydła i przyspie­ szyć zużywanie się łożysk. Przez wiele lat istniała konieczność brania pod uwagę efektów związanych ze zwiększeniem liczby stopni swobody w sterowaniu powierzchniami sterującymi, takimi jak sterolotki, ster kierunku. Testy przeprowadzane na powierzchniach typu ster statecznika po­ ziomego, których obrót napędzany jest cięgnami i popychaczami, wykazały dużą wrażliwość tych układów na flatter. Już stosunkowo m a ł a l i czba dodatkowych stopni swobody mogła zmniejszyć prędkość flatteru o 15-20%. Struktury nośne centropłata

Zaprojektowanie struktury nośnej, która spełniałaby wszystkie wymagania ope racyjne jest złożonym interdyscypl inarnym zadaniem. Wymaga drobiazgowej koordynacji, aby spełnić wszystkie kryteria projektowe. Należy bowiem uwzględnić geometryczne więzy, ob­ ciążenia konstrukcyjne i operacyjne, ograniczoną masę konstrukcj i , środowisko pracy, długość użytkowania i tolerancję na drobne uszk­ odzenia. Istnieje wiele możliwości rozwiązania struktury centropłata. Najprostszym z nich jest przestrzenna kratownica. Rozwiązanie to umożliwia takie rozmieszczenie osiowo obciążonych elementów, że mogą one skutecznie przenieść założone obciążenia. Przez zapro­ jektowanie statycznie niewyznaczalnej struktury możemy uzyskać konstrukcję, która zachowa swą wytrzymałość po uszkodzeniu któregoś z elementów. Ta koncepcja jest bardzo efektywna konstru­ kcyjnie. N iestety, jest ona bardzo niekorzystna w przypadku dużych

punktowych obciążeń, takich jak np. węzły mocowania goleni pod­ wozia. Ten czynniki oraz trudność z u m i e s zcze n i e m w n i ej zbiorni ków paliwowych (trzeba wówczas stosować wiele małych zbiorników) powoduje, że kra­ t o w n i c a j e s t rozw i ąz a n i e m cięższym niż inne (rys. 9) i w rys. g praktyce nie jest stosowana. I nnym rozwiązaniem jest konstrukcja cienkościenna o stałej wysokości . Rozwiązanie to jest geometrycznie o wiel e prostsze i łatwiejsze w produkcji. Wyklucza istnienie nieciągłości na górnej powierzc h n i oraz m i n i m a l i zuje wiel kość dżwigarów i żeber (rys. 1 0 ) . J e d n a k z m n i ej s z e n i e wysokości konstrukcji zwiększa jej obciążenie, co odbija się na jej masie. Poza tym pewna masa musi być dodana, aby zainsta­ lować zbiorniki paliwa. Przemie­ szczenia pomiędzy zbiornikami a strukturą przynoszą dodatkowe rys. 10 n i e s p o t y k a n e gd z i e i n d z i ej problemy. Masa tego rozwiązania jest zatem większa, ale mimo to zostało one wykorzystane w kilku konstrukcjach, np. w F-14 Tomcat (rys. 11) . Na pierwszy rzut oka lepsza jest stożkowa belka o przekroju owa l ny m . Jest to rozw i ązanie bardzo efektywne w przenoszeniu skręcania, np. gdy skrzydło ma maksymalny kąt skosu. Jednak b l i ższe przyj rzenie się d rodze przenoszenia obciążeń pokazuje, że wię kszość sił tnących (od rys. 11 skręcania) jest odbieranych przez pokrycie kadłuba. Poza tym .taka struktura źle pracuje przy obciążeniu momentem gnącym oraz trudno jest w niej umieścić zbiorniki paliwa (rys. 12). Rozwiązaniem może być konstrukcj a z m i n imum żeber i połączeń . Zwiększa ona efektywność struktury i zmniejsza koszty produkcj i . Jednak e l i m i nacja wiel u elementów zmniejsza nieza67

wodność i d latego trze ba dodać dużą masę, aby uzyskać określony poziom tolerancji na uszkodzenia . Pozostaje jeszcze konstrukcja c i e n ko ś c i e n n a o z m i e n n ej wysokości. Jest ona tak zaproje k­ towa n a , a b y u zys kać g ł a d k i e p rzejście skrzydła w kadłub, co z m n iejsza o p ó r i nterfe rencyjn y rys. 1 2 między tymi częściami płatowca. Przednia i tylna część tej struktury tworzy jednocześnie strukturę kadłuba i przez to mogą one uczestniczyć w przenoszeniu zginania podłużnego kadłuba. Ponieważ jej zad a n i e m j e st głów n i e . p rze n i­ esienie zginania ze skrzydeł, ma ona postać wieledźwigarowego ele­ mentu spełniającego wymagania bezpiecznego uszkodzenia. N ato­ miast zginanie kadłuba przenoszone jest przez główne podłużnice, które gładko przechodzą przez centropłat (rys. 13). rys. 13 .

Materiały na sworznie

Bardzo duże i skoncentrowane obciążenia, które muszą być przejęte przez połączenia umieszczone w małej przestrzeni skrzydła dyktują użycie wysokowytrzymałych materiałów, takich jak stale. Doświadczenie pokazuje, że niezawodność elementów wykonanych z wysokowytrzymałych materiałów bardzo zależy od ścisłego przes­ trzegania reżimów technologicznych. W praktyce oznacza to konie­ czność stosowania dość skom p l i kowanych, a więc i drogich procesów technologicznych oraz ciągłego utrzymywania ich para­ metrów w dość wąskich granicach. Ogólnie rzecz biorąc, materiały na łożyska oraz własności smarujące tych połączeń muszą spełniać o wiele ostrzejsze wymagania niż do tej pory stosowane. Z tego względu czasami występują żądania zdublowania połączenia łożys­ kowego w celu uzyskania konstrukcji typu fail-safe. Niezawodność urządzeń zabudowywanych na płatowcu, takich jak silniki, instalacje hydrauliczne, przyrządy pokładowe i urządzenia radionawigacyjne, jest badana przez ich producentów i konstruktor przekazuje wytwórcy tylko swoje wymagania odnośnie tych urządzeń. Zapewnienie żądanej l'"l iezawodności urządzeń z punktu widzenia 68

Eksperymentalny mechanizm zmiany kąta skosu zbudowany przez BAC w latach sześćdziesiątych

konstruktora polega zatem głównie na zapewnieniu im odpowiednich warunków pracy, takich jak np. temperatura i wielkość drgań. Niezawodność konstrukcji

Niezawodność samego płatowca: struktury nośnej jego ele­ mentów, podwozia, układu sterowania, to domena działania kon­ struktora samolotu, który powinien zapewnić stan, w którym utrata niezawodności przez samolot następowała by możliwie rzadko. W ujęciu probabilistycznym konstruktor winien dążyć do zapewnienia niższego od aktualnie wymaganego prawdopodobieństwa katas­ ·trofy z powodu uszkodze n i a konstrukcj i . W większości p rzypadków utrata niezawodności konstrukcji płatowca występuje na skutek zniszczenia jej fragmentu pod działaniem sił wewnętrznych lub zewnętrznyc h . K o n stru kcja mo że p o s i a d a ć o d p o rność na zniszczenie równą przewidywanej przez konstruktora lub zmnie­ jszoną np. wskutek błędów wykonawstwa, czy też obsługi , wpływu korozj i , lub poprzednich obciążeń (uszkodzenia zmęczeniowe), a nawet trafienia przez przeciwnika. Obciążenia z męczeniowe

Istnieje kilka koncepcji bezpiecznego użytkowania konstrukcji lotniczych. W koncepcji bezpiecznego okresu użytkowania (safe l ife) określa się prawdopodobieństwo takiego uszkodzenia węzła, które może spowodować zniszczenie konstrukcji, co oznacza konieczność wymiany częśc i , które osiągnęły niebezpieczny poziom. W koncepcji bezpiecznego uszkodzenia (fail-safe) konstruktor musi przewidzieć

Mechanizm zmiany kąta skosu skrzydeł samolotu Su-22

kilka dróg przenoszenia obciążeń (sytuacja statyczn ie niewy­ znaczalna), a uszkodzenie jednego elementu nie powinno niszczyć całości . Z kolei w koncepcji bezpiecznego spadku sztywności, po­ ziom naprężeń w konstrukcji nie powinien powodować zbyt dużego spadku sztywności. Zmęczenie strukturalne

Zadaniem najwyższej wagi dla konstruktorów jest ograniczenie uszkodzeń zmęczeniowych w konstrukcji. Ponieważ zmienny skos daje możliwość łagodniejszego przelotu w danych warunkach, zmniejsza występujących w czasie niszczeniasza to w dużym stopniu obciążenia zmęczeniowe struktury i materiałów. lm mniej podatny jest samolot na podmuchy w turbulencji, tym mniejsze są obciążenia struktury i tym samym wytrzymałość zmęczeniowa rośnie. Czynniki te dają możliwość uzyskania długiego czasu użytkowania przy niewielkim wzroście masy płatowca dla bombowców i samolotów transportowych, a także w wielu przypadkach pozwalają zmniejszyć p o d a t n ość na burzliwość atmosfery wysokom a n ewro w ych samolotów myśliwskich. Bezpieczne uszkodzenie (fall-safe)

Powstaje pytanie czy na pewno muszą byĆ zastosowane w węźle obrotu roiwiązania konstrukcyjne, które zapewnią bezpieczne usz-

kadzenie. Tak jak np. w przypadku podwozia. Tylko w niewielu przypadkach po-d wozie posiada alternatywne drogi przenoszenia obciążeń w czasie awarii. Węzeł obrotu skrżydła jest jednak innego rodzaju konstrukcją. Istnieją duże różnice w skutkach ewentualnego uszkodzenia podwozia i węzła obrotu. Większość uszkodzeń pod­ wozia nie powoduje całkowitego zniszczenia samolotu, ani śmierci lub poważnego zranienia załogi. Podwozie ma służyć tylko w czasie kołowania, startu i lądowania i ma bardzo mały wpływ na bezpieczeństwo w czasie trwania lotu. Z drugiej strony, poza przy­ padkiem wolnego kołowania, utrata skrzydła prawie zawsze spowoduje utratę samolotu i śmierć jego załogi . Z tego względu niezawodność mechanizmu obrotu musi być zachowana w znacznie większym stopniu niż w przypadku podwozia. Z drugiej strony, wprowadzenie dodatkowych dróg przenoszenia obciążeń, tak jak np. w koncepcji IV prowadzi do nowych problemów. Ogólnie rzecz biorąc, potrzeba więcej miejsca, większej masy struk­ tury oraz należy zwiększyć złożoność rozwiązania, co znacznie zwięk­ sza trudności w obsłudze i użytkowaniu samolotu oraz zwiększa prawdopodobieństwo wystąpienia uszkodzenia. Dla przykładu załóżmy, że projektujemy samolot myśliwski, dla którego przyjmujemy maksyma l n y ws półcz y n n i k obciążeń dopuszczalnych jest równy 7 , 33 g, co po uwzględnieniu współczyn­ nika bezpieczeństwa 1,5 daje 11,0 g. Najlżejsza konstrukcja mogłaby mieć dwa elementy równolegle przenoszące obciążenie tak, 69

że uszkodzenie jednego zmniejszy o 50% wiel kość przenoszo nych obciążeń. Z naszego przykładu oznacza to możl iwość m a n ewrów z p rzeci ąże n i e m 5 , 5 g. Bezpieczeństwo samolotu zależy zatem od prawdopodobieństwa wystąpienia wię kszego niż 5 , 5 g obciąże nia, zanim samolot wróci z misji bojowej i zostanie n a p rawio ny. Na pod staw ie d a nyc h statystycznych można stwierdzić, że jest

Struktura centralnej części kadłuba

z

węzłami obrotu skrzydeł samolotu F-14A Tomcat

ono dość wysokie d l a samolotu myśli­ wski ego lub szturmowego . Tak więc samolot taki nie będzie bezpieczny. W samolocie budowa.nym zgodnie z zasadą bezpiecznego uszkodze nia konieczne jest przewidzenie dodatkowej drogi przeniesienia obciążenia lub konieczność przeniesienia przez pozostały, n ie uszkodzony element więcej n i ż 50% obciążenia dopu szczalnego. N iestety, zapewnienie możliwości zwiększenia wytr­ zymałości lub umieszczenie dodatkowej d rogi przeniesienia ob­ ciążeń jest dużym problemem w cienkim, o ogra niczo nej wielkości, skrzydle samolotu o wysokich osiągach . W przypadku samolotów pasażerskich, rozwiązania konstruk­ cyjne zagadnienia bezpiecznego uszkodze nia o wiele łatwiej zwięk­ szają n iezawod ność konstru kcji przy mn iejszych stratach, ale jest to

spowodowane tym, że w normalnym użytkowaniu struktura ich płatowców jest bardzo mało obciążona w porównaniu do maksymal­ nych wartości współczynników obciążeń jakie przyjmuje się w obl icze­ niach dla tych samolotów. Czynniki zm niejszające korzyści ze stosowania zmiennej geometrii

M niejsze skrzyd ło samolotu o zmie nnym skosie, dające mnie­ jszy opór we wszystkich przypadkach lotu, daje dodatkowe korzyści . w postaci mn iejszego zapotrzebowania na paliwo przy tym samym zasięgu, czasie patrolowania lub wykonywania zadań bojowych . Niestety, te wszystkie korzyści s ą w części niwelowane przez: - zwiększoną masę struktury (rośnie ona, ponieważ obciążenia skrzydeł muszą być prze niesione na kad łub poprzez jeden węzeł obrotu skrzyd eł, poza tym w locie transsonicznym zwiększone jest

o "'

�1(-

-

l

Masa elementó w składowych ruchomego skrzydła w zależności od położenia osi obrotu 70

obciążenie statecznika poziomego, a przez to tylnej części kadłuba, co powod uje wzrost masy tych eleme ntów) , - martwą objętość kadłuba mieszczącą spływowe części skrzy­ deł w czasie ich maksymal nego złożenia; powoduje ona wzrost oporu falowego kadłuba i wzrost masy spowodowany przez konieczność wzmocnienia dużego wykroju, w którym chowa się skrzydło, - dodatkową masę mechanizmu zmiany kąta skosu, obrotu punktów podwieszeń pod skrzydłami Ueśli istnieją) oraz bardziej skompli kowanego systemu sterowania. To czy korzyści przewyższą wady zależy od charakteru wykony­ wanych misji bojowych. lm większy zasięg, d ługotrwałość lotu, prędkość lotu na małej wysokości i przyśpieszenia, tym większe są korzyści z zastosowania u kładu zmiennej geometri i .

Podsumowanie Wykorzysta nie zmiennego skosu skrzydeł, szczególnie wraz z zastosowaniem elektronicznych układów sztucznej stateczności, daje samolot mniejszy, lżejszy i o lepszych charakterystykach lot­ nych, mimo dużej masy i skomplikowania systemów zmiany kąta skosu. Rachunek zysków i strat musi zostać wyko nany jeszcze na

etapie projektu wstę pnego. Jakakolwiek byłaby ostateczna od­ powiedź, trzeba przyznać, że zmienny skos daje samolot bardziej un iwersalny, efektywny w szerszym zakresie wymagań operacyjnych, i dlatego powinien być wzięty pod uwagę w pracach projektowych.

71

ISBN: 83-8621 7-27-8

Sca n n e d M a r ko1964