Описание конструкции самолета BALZAC

 

Самолет DASSAULT BALZAC пред­ставляет собой бесхвостку с треуголь­ным низкорасположенным крылом. Кры­ло имеет стреловидность по передней кромке 60°. Носок крыла сильно искрив­лен в концевых сечениях, его кривизна линейно уменьшается по направлению к оси самолета. Примерно на середине полуразмаха в носке имеется прорез, выполняющий функции аэродинамичес­кого гребня. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей, кессон крыла служит топливным баком.

Фюзеляж утолщен, по сравнению с фюзеляжем самолета MIRAGE III, с це­лью установки в нем вблизи центра тя­жести самолета восьми подъемных дви­гателей. Миделевое сечение фюзеляжа составляет 1,45x1,76 м. Кабина летчика расположена в носовой части фюзеля­жа. В кабине летчика не было системы наддува и кондиционирования, однако она была оснащена кислородным обо­рудованием. Фонарь кабины открывает­ся и закрывается вручную. В кабине установлено катапультируемое кресло типа «Мартин Бейкер АМ6».

В средней части фюзеляжа находят­ся два боковых воздухозаборника оваль­ного сечения для маршевого двигателя. Передняя стойка шасси расположена за кабиной летчика между воздухозаборни­ками. Восемь подъемных двигателей скомпонованы попарно с обеих сторон воздухопровода, симметрично относи­тельно центра тяжести самолета.

Основные стойки шасси, закреплен­ные между двумя парами двигателей, убираются по направлению к оси само­лета. В фюзеляже находятся топливные баки — перед передней группой двигате­лей и между двигателями над основны­ми стойками шасси.

В качестве маршевого двигателя ис­пользуется ТРД Бристоль «Орфей» 3 (тип 803) со статической тягой 2200 кгс. Его масса — 450 кг вместе с соплом, си­стемами смазки, запуска и приводами вспомогательных агрегатов. Крепится он с помощью двух боковых цапф и верти­кального звена, подсоединенного снизу, перед компрессором. Запуск произво­дится с помощью сжатого воздуха. От компрессора отбирается часть воздуха для питания бортовых систем и для за­пуска подъемных двигателей. Управля­ется силовой агрегат обычным обра­зом — с помощью РУД, установленной на левом боковом пульте.

В режиме висения и на переходных режимах подъемная сила обеспечива­ется восемью двигателями ROLLS-ROYCE RB.108, размещенными в четырех камерах, расположенных с каждой стороны канала подачи воздуха в мар­шевый двигатель по обе стороны от оси самолета. В каждой камере расположе­ны тандемом два двигателя. Оси подъемных агрегатов отклонены назад на 7° по отношению к перпендикуляру, опущенному на ось фюзеляжа. Кроме того, они наклонены под углом 6° к плоскости симметрии самолета (оси их расходятся вниз). Двигатели имеют тягу по 1000 кгс, в которую входят 895 кгс тяги, создаваемой выхлопным соплом, и 105 кгс тяги, создаваемой сжатым воздухом системы реактивного управ­ления на режиме висения. Удельный расход топлива двигателем 1,02 кг/кгс-ч. Масса каждой пары двигателей состав­ляет 238 кг. Подъемные силовые агре­гаты очень просты и лишены вспомо­гательных агрегатов. Каждая их пара имеет противопожарную перегородку.

На рычаге управления подъемными двигателями имеется кнопка, с помощью которой можно управлять дросселем маршевого двигателя, не перенося руки на РУД. Для запуска подъемных двига­телей используется сжатый воздух от компрессора маршевого двигателя. За­пуск производится в два приема, по че­тыре двигателя одновременно. Надфюзеляжные выдвижные ковшовые возду­хозаборники обеспечивают удовлетвори­тельную подачу воздуха на режиме ви­сения без потерь давления. Ковши снаб­жены подпружиненными створками типа жалюзи.

На выхлопных отверстиях подъемных двигателей установлены створки, закры­вающиеся при убирании шасси. Створ­ки герметичны, благодаря чему в нор­мальном полете предотвращается пере­текание воздуха с верхней на нижнюю поверхность фюзеляжа, и наоборот. Пе­ред каждым выхлопным отверстием, расположенным на нижней поверхности фюзеляжа, имеются отклоняющиеся во время переходного процесса экраниру­ющие щитки, за которыми образуется зона пониженного давления.

Благодаря комбинации этих двух эф­фектов обеспечивается циркуляция воз­духа через двигатели, в том числе и при малых скоростях полета, когда двигате­ли, авторотируя, раскручиваются перед их запуском. Воздухозаборники остают­ся открытыми все время, пока работа­ют подъемные двигатели, но жалюзи закрываются постепенно, по мере уве­личения скорости полета на переходном режиме.

Топливная система единая для всех двигателей. Расход топлива осуществ­ляется таким образом, чтобы центров­ка самолета не изменялась во время полета. Топливные баки разделены на две группы, причем у каждой есть соб­ственный расходный бак емкостью 215л, расположенный вблизи центра тя­жести самолета. Емкость этих баков позволяет совершить вертикальную посадку, так как за одну минуту поле­та на режиме висения при средней по­летной массе расходуется максимум 140 л топлива. Чтобы предотвратить опасность остановки двигателей в слу­чае отказа насосов низкого давления, вызванного переливанием топлива, имеется небольшой бачок, емкость ко­торого рассчитана примерно на 10 л. с полета на режиме висения. Общая емкость топливной системы составля­ет 1500 л.

СВВП оснащен двумя системами управления — одна используется в нор­мальном полете, а другая — в полете на режиме висения и на переходных режи­мах. Система управления в нормальном полете такая же, как на самолете MIRAGE III; ее отличительные особен­ности — применение бустеров для управления по трем осям. Проводка управления по тангажу и крену жесткая. Проводка управления по курсу тросовая в фюзеляже и жесткая в киле, где рас­положен гидроусилитель. Управление по крену и тангажу осуществляется дифференцированным отклонением элевонов. Привод руля гидроэлектри­ческий.

При малой скорости полета использу­ется реактивная система управления по трем осям с помощью попарно располо­женных сопел. Сопла управления по тан­гажу и крену установлены по обе сторо­ны центра тяжести самолета; воздух из них выпускается вниз. Сопла путевого управления расположены в хвостовой части фюзеляжа по обе стороны от оси самолета. Сопла управления по танга­жу, рысканию и крену питаются через систему клапанов. Управление по танга­жу обеспечивается четырьмя магистра­лями, питающими сжатым воздухом два передних и два задних сопла. Управле­ние по крену — четырьмя магистралями и четырьмя соплами, по два на каждом полукрыле. В систему управления по рысканью входят две магистрали сжато­го воздуха и два сопла.

Шасси самолета BALZAC рассчитано как на посадку с пробегом, так и на вер­тикальную посадку. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Амортизаторы шасси выдер­живают вертикальную скорость 3,6 м/сек.