Музей в Даксфорде ангар 4: самолет разведчик Lockheed SR-71A Blackbird.

ru_aviation — 06.09.2018 Это уже четвертый SR-71,который попадается на моем пути. Lockheed SR-71 — стратегический сверхзвуковой разведчик ВВС США. Неофициально был назван Blackbird (дрозд). Особенностями данного самолёта являются высокая скорость и высота полёта, благодаря которым основным манёвром уклонения от ракет было ускорение и набор высоты. Выведен из эксплуатации в 1998 году. Всего было построено 32 самолета.

Музей в Даксфорде.
все,что у меня есть по SR-71
 Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.

Наш самолет это Lockheed SR-71A Blackbird 64-17962,заводской номер 2013. Серийный самолет. Начало сборки - 15 февраля 1965 года, выкатка - 17 ноября 1965 года, первый полет - 29 апреля 1966 года, экипаж -Уивер и Андрэ. Состоял на вооружении 9-го SRW. Последний полет выполнил 14 февраля 1990 года, суммарный налет - 2835,9 ч. Находился на хранении в пригодном к полетам состоянии на заводе 42 фирмы Локхид. После 11 на хранении на складе компании Lockheed в Palmdale, California, 962 наконец нашел свой постоянный дом в Imperial War Museum в Duxford, England. Это единственный SR-71 экспонируемый за пределами США.


Самолет выполнен по схеме бесхвостка по интегральной схеме с крылом, плавно сопрягающимся с фюзеляжем и двухкилевым вертикальным оперением.


Кабина SR-71A,надписи подстерлись немного.


Основной конструкционный материал планера самолета - титановый сплав В-120. Створки эжекторных сопел двигателя изготовлены из сплава Хастеллой X, узлы крепления основных сопел - из сплава Рене 41. Все воздуховоды системы кондиционирования выполнены из алюминиевых сплавов, а магистрали гидросистемы - из стали.


Сине-черная окраска планера способствует уменьшению аэродинамического нагрева конструкции за счет увеличения теплоизлучающей способности планера на 19-28°С при полете на рабочем потолке и крейсерской скорости.


На самолете установлена инерциальная навигационная система с астрокоррекцией (в памяти системы заложена информация о 52 навигационных звездах, обсервация проводится по трем звездам одновременно), обеспечивающая автоматическое слежение за выбранной звездой в ночное и дневное время суток; накопленная ошибка ИНС - 0,5 мили на час полета. ИНС разработана на базе комплекса, который проектировался для установки на баллистическую ракеты воздушного базирования "Скайболт"; разработка ракеты прекращена в 1962 году. Имеется, также, вычислитель аэродинамических параметров компании Honeywell. Основные пилотажно-навигационные приборы продублированы в кабине оператора разведывательного оборудования.


На этом оно и летает...турбопрямоточный двигатель Pratt & Whitney J58-P4


Состав разведывательного оборудование меняется в зависимости от поставленной задачи; оно размещается в пяти отсеках носовой части фюзеляжа. Предусмотрена установка оптико-электронной и радиотехнической разведывательных систем, различных фотоаппаратов от коротокофокусных, панорамных (фокусное расстояние объектива - 610 мм), до длиннофокусных аппаратов для боковой перспективной съемки (фокусное расстояние объектива - 1680 мм).
На самолете установлена пассивная и активная аппаратура РЭБ.


Здесь сейчас пусто,двигатели под самолетом.


Двигатель заботливо закрыт стеклом. Силовая установка состоит из двух одновальных турбореактивных двигателей Pratt & Whitney JT-11D-20B (военное обозначение J58), оборудованных системой перепуска воздуха от четвертой ступени компрессора к форсажной камере. Отводимый от компрессора воздух подается в форсажную камеру для охлаждения конструкции и увеличения тяги двигателя; система отбора воздуха работает в полете с большими числами М, тяга двигателя - 10 430 кгс, на форсаже - 14 740 кгс. Конструкция двигателя рассчитана на длительную работу на режиме максимального форсажа при крейсерском полете на больших высотах с большими числами М.


Хвостовое оперение двухкилевое. Кили установлены на мотогондолах и наклонены на 15 град, внутрь от вертикали. Каждый киль состоит из двух частей - нижней, неподвижной и верхней, цельноповоротной; максимальный угол отклонения управляемых килей в полете на скорости М<0,5 - +/-20°, на скорости М>0,5 - +/-10°. Привод управления килей - гидравлический. Предусмотрено как одновременное, так и индивидуальное отклонение килей.


Шасси трехопорное, с носовой опорой. Носовая двухколесная стойка убирается в фюзеляж против полета. Основные стойки имею по три колеса на одной оси, убираются в фюзеляж по направлению к оси самолета. Все стойки оснащены масляно-пневматическими амортизаторами. При посадке используется тормозной парашют. На носовой опоре установлена посадочная фара, на основных - рулежные фары.


Второй двигатель Pratt & Whitney J58-P4 под самолетом.


Самолет стоит на подставках,чтобы не портить стойки.


Доступ к двигателям облегчен за счет применения раскрывающейся конструкции гондол и шарнирной подвески концевых частей плоскостей крыла по верхней линии разъема. Воздухозаборники двигателя осесимметричные с подвижными центральными конусами, привод конусов - электрогидравлический. Имеется система передних перепускных створок через которые избыточный воздух отводится во внешний поток, чем обеспечивается согласование работы воздухозаборника и двигателя; управление передними створками осуществляется автоматически, при этом на земле отверстия остаются открытыми для поступления к двигателю дополнительного воздуха.


Система кондиционирования воздуха в кабине экипажа работает от теплообменника, использующего воздух, отбираемый от двигателей и предварительно охлаждающийся в топливной системе. На самолете установлены две независимые гидросистемы, обеспечивающие выпуск и уборку шасси, перемещение конусов воздухозаборников, отклонение поверхностей управления. В случае отказа обоих гидросистем регулирование положения конусов воздухозаборников может осуществляться вручную.


Ох уж эти плавные изгибы....


Фюзеляж большого удлинения с плоской нижней частью имеет в носовой части боковые наплывы, которые занимают примерно 40% ширины самолета. Конструкция рассчитана на установившийся нагрев до 260 °С и кратковремнный - до 315 °С.


Система управления полетом с тросовой проводкой и необратимыми гидравлическими бустерами. Тросы изготовлены из сплава элгилоя, используемого для производства часовых пружин, для уменьшения эффекта удлинения тяг при повышении температуры. Система автоматического управления разработана фирмой Ханиуэлл и имеет трехкратное резервирование. Она состоит из системы повышения устойчивости по трем осям, автопилота и системы балансировки по числу М. САУ обеспечивает оптимальные характеристики пилотирования при взлете и посадке, дозаправке топливом в полете, полете с около- и сверхзвуковой скоростью на высотах 7600 - 15 250 м и со скоростью, соответствующей числу М=3 на высоте более 18 300 м. Автопилот работает большую часть полета, исключая режимы взлета, посадки и дозаправки топливом в полете; автопилот работает в режимах стабилизации по тангажу, числу М, крену, курсу, эквивалентной воздушной скорости и обеспечивает автоматическую навигацию по заданному маршруту. Изначально самолет оснащался аналоговым электронным оборудованием. В 1982-83 годах на всех находящихся в эксплуатации самолетах была смонтирована цифровая аппаратура, которая, также, обеспечивала управление положением воздухозаборников.


Кабина экипажа двухместная. Члены экипажа расположены тандемно, индивидуальные сегменты фонаря кабины откидываются вверх-назад. Остекление кабины - светозащитное.


Створки закрываются после уборки шасси. В случае отказа автоматики, управление положением створок может осуществляться вручную. При полете на малых числах М конусы выдвинуты вперед и зафиксированы для слива избыточного набегающего потока воздуха перед воздухозаборником. На высотах более 9000 м и при числах М>1,6 конусы начинают втягиваться внутрь. В предельное заднее положение конусы устанавливаются при приближении к крейсерскому значению числа М. Положение конусов программируется в функции числа М полета и может изменяться при отклонении от номинальных значений углов атаки и скольжения; регулирование положения конусов может, также, осуществляться вручную. Сопло эжекторного типа с забором воздуха из внешнего потока. Через впускные створки из внешнего потока в сопло подается воздух, необходимый для заполнения эжекторного сопла при полете со скоростью М<1,1. При выпущенных опорах шасси створки заднего перепуска остаются закрытыми. Эжекторы и воздухозаборники создают дополнительную тягу в полете с большими числами М (величина "прибавки" составляет на скорости М=2,2 - 14% и 13% соответственно, на скорости М=3,2 - 28,4% и 54% суммарной тяги силовой установки). Обшивка гондолы рассчитана на установившийся нагрев до 590 град.С. Диаметр двигателя - 1,27 м; длина - 4,57 м; масса - 2950 кг; диаметр гондолы -1,77 м; длина гондолы - около 14 м. Автоматика регулирования подачи топлива поддерживает требуемое соотношение между расходом топлива и давлением в форсажной камере в соответствии с температурой на входе в компрессор, числом оборотов двигателя и задаваемым значением тяги. Управление положением створок и конусов происходит по данным о давлении воздуха в каналах воздухозаборников. Процесс втягивания конусов и регулирования положения перепускных створок называется запуском воздухозаборника. В случае нарушения состояния запуска одного из воздухозаборников в результате падения давления воздуха срабатывает сигнальный датчик, приводящий в действие программную процедуру повторного запуска: подвижный конус выдвигается вперед и передние створки полностью открываются на 4 с, после чего конус возвращается в исходное положение, а автоматика перепуска постепенно устанавливает нужную степень перекрытия выпускных отверстий.


Система жизнеобеспечения. Кабина экипажа оборудована системами герметизации, обогрева и кондиционирования воздуха. Члены экипажа одеты в противоперегрузочные костюма по типу скафандров астронавтов космического корабля "Джемини". Катапультируемые кресла обеспечивают покидание самолета в диапазоне скоростей от нулевой до М>3 и в широком диапазоне высот - вплоть до 30500 м.
Экипаж состоит из летчика (на переднем кресле) и оператора разведывательного оборудования, выполняющего также функции штурмана, бортинженера и радиста. А в случае необходимости - и второго летчика.


Углеводородное топливо JP-7 с низкой температурой испарения размещается в баках-отсеках нижней части крыла и в пяти встроенных баках фюзеляжа. Топливо служит основным теплопоглотителем для всей конструкции самолета, а также для охлаждения воздуха в системе кондиционирования. Последовательность выработки топлива из баков обеспечивается автоматической системой с целью сохранения заданного положения центра масс самолета. Первыми вырабатываются крыльевые баки. Наддув баков осуществляется азотом. На верхней поверхности фюзеляжа, за кабиной экипажа, имеется горловина для заправки топливом в полете от самолета-заправщика.


Крыло самолета - треугольное с постоянным углом стреловидности, среднерасположенное со скругленными законцовками и наплывами вдоль мотогондол; имеет двояковыпуклый профиль с относительной толщиной 3,2%. Угол стреловидности крыла по передней кромке ≈ 60°. Крыло имеет небольшой отрицательный угол установки. С внешней стороны мотогондол носок крыла имеет заметную коническую крутку. Носок крыла плавно переходит в наплывы по бокам фюзеляжа. Наплывы служат для уменьшения балансировочного сопротивления и улучшения устойчивости самолета по всем трем каналам управления; на крейсерском режиме полета, благодаря наплывам изгибающий момент, действующий на носовую часть фюзеляжа, уменьшается вдвое. Максимально эффект действия наплывов проявляется при полете на больших числах М. Конструкция крыла многолонжеронная с кольцевыми рамами крепления мотогондол. Верхние и нижние панели обшивки приклеены к лонжеронам и на расстоянии 0,3≈0,6 м от передней кромки крыла до поверхностей управления гофрированы; волны гофра направлены параллельно оси фюзеляжа. Гофрирование позволяет компенсировать разность коэффициентов теплового расширения лонжеронов и панелей обшивки. Обшивка крыла способна выдерживать нагрев до температуры порядка 260 °С в течении длительного времени (крейсерский полет) и кратковременный нагрев - до 430 °С. Для управления по крену и тангажу в задней части крыла имеются четыре элевона; максимальные углы отклонения элевонов - в полете со скоростью М<0,5 - ± 24°, М>0,5 - ± 14°. Другие поверхности управления или средства механизации на крыле отсутствуют.


В кабинах обоих членов экипажа установлены традиционные шкальные приборы. Комплект основных пилотажно-навигационных приборов продублирован. Индикаторы контроля работы силовой установки имеются только в кабине оператора разведывательного оборудования. Многие обычные приборы, такие как манометрические, не могут использоваться в полете на больших скоростях и высотах и являются фактически резервными или применяются в полетах на малой высоте. Информация, отображаемая на основных приборах, поступает от вычислителя аэродинамических параметров и инерциальной навигационной системы. В состав оборудования кабин наряду с другими приборами входят индикатор горизонтальной обстановки, датчик нормальной перегрузки, индикатор угла атаки, индикаторы балансировки по осям тангажа, рысканья и крена, указатель центровки, командный авиагоризонт.


Модификации:
SR-71A основной серийный вариант.
SR-71B учебный вариант.
SR-71C сборный самолет состоящий из задней части фюзеляжа первого YF-12A (S/N 60-6934) и передней части от самолета SR-71B для статических испытаний. YF-12 был разрушен в 1966 году на посадке. Получил прозвище "The Bastard".

Лётно-технические характеристики SR-71
Экипаж: 2 человека
Длина: 32,74 м
Размах крыла: 16,94 м
Высота: 5,64 м
Площадь крыла: 141,1 м²
Масса пустого: 27215 кг
Максимальная взлётная масса: 77100 кг
Масса полезной нагрузки (оборудование): 1600 кг
Масса топлива: 46180 кг
Тип двигателя: Турбопрямоточный двигатель
Модель: Pratt & Whitney J58-P4
Тяга максимальная: 2 x 10630 кгс
Тяга на форсаже: 2 x 14460 кгс
Масса двигателя: 3200 кг
Максимально допустимая скорость: М=3,2 (при температуре носовой части < +427 °C допускается разгон до М=3,3)
Сверхзвуковая крейсерская скорость: М=2,8
Дальность полёта: 5230 км
Радиус действия: 2000 км
Продолжительность полёта: 1,5 ч
Практический потолок: 25910 м (85000 футов)
Скороподъёмность: 60 м/с
Длина разбега/пробега: 1830 м
Нагрузка на крыло: 546 кг/м²
Тяговооружённость: 0,36
Максимальная высота полёта: 29 000 м.

Оставить комментарий

Популярные посты:

• Ранее
• Архив