Загрузка...


НА -300 фирмы «Хелуан»-одноместный истребитель-перехватчик – Египет, 1964 г.

Рис. 2.117. Опытный образец истребителя-перехватчика НА-300 У-1.


История создания. В середине 50-х годов испанская авиационная фирма «Испано авиасион» приступила к разработке истребителя НА-300 (военное обозначение ХС-6) с расчетной скоростью полета М = 1,3 -f-1,5. Предварительный проект предусматривал создание самолета по схеме «бесхвостка» с двигателем «Орфей» фирмы «Бристоль-Сиддли». Для оценки летных характеристик самолета в 1959 г. был построен летающий макет НА-300Р с треугольным крылом. Макет массой 1250 кг (размах крыла 6,15 м, длина 10,20 м, площадь несущей поверхности 20,0 м2 ) был оснащен двумя водяными балансировочными баками, предназначенными для имитации изменения центровки самолета в полете. Однако уже в 1960 г. проект был признан слишком дорогостоящим, а конструкторский коллектив сумел заинтересовать своим проектом египетские ВВС. Развернутые в исследовательском центре «Хелуан эр уоркс» под Каиром работы имели целью создание самолета с проектной скоростью М = 2,2 и потолком 18000 м. При этом предполагалось оснастить самолет разрабатываемым параллельно турбореактивным двигателем Е-300 с форсажной камерой.

В рамках работ по созданию прототипа были исследованы его аэродинамические свойства с использованием буксируемого в полете макета. На основании полученных результатов было принято решение строить самолет по классической схеме, с горизонтальным оперением по образцу самолета МиГ-21. Первый опытный образец самолета НА-300 V-1 массой 4490 кг был оснащен двигателем «Орфей» и облетан 7 марта 1964 г. Всего было построено 3 (по некоторым источникам 4, а облетано только 2) опытных образца, так как в 1969 г. программа была свернута по причине поставок импортных самолетов. К этому времени было изготовлено и испытано 17 двигателей Е-300. Первые летные испытания двигателя Е-300 были проведены в июне 1966 г. на переоборудованном для этих целей транспортном самолете Ан-12 конструкции О. К. Антонова.

Описание самолета. При разработке самолета конструкторы исходили из того, что НА-300 должен быть легким и пригодным к специфическим условиям боевых действий на Ближнем Востоке. В результате НА-300 относится к числу наиболее легких сверхзвуковых самолетов своего времени. Самолет представляет собой построенный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом относительной толщины профиля 4% и стреловидным хвостовым оперением. Крыло с прямыми передней (стреловидность 57,5°) и задней кромками оснащено элеронами и закрылками.

Поперечное сечение передней части фюзеляжа-овальное, а хвостовой-круглое. Форма его центральной части вместе с каналами воздухозаборников, а также положение консолей крыла и оперения отвечают правилу площадей. Горизонтальное оперение-управляемое, вертикальное-нормальной схемы. Под рулем направления находится контейнер тормозного парашюта. Шасси – трехстоечное, передняя стойка (со спаренными колесами) убирается назад в фюзеляж, главные (с одинарными) убираются вперед в ниши, расположенные в обтекателях воздухозаборников.

Двигательная установка. Предполагалось, что первые серийные самолеты НА-300 будут иметь максимальную скорость М = 2, которая затем будет повышена до М = 2,2. На самолете планировалось установить двигатель Е-300 тягой 44,13 кН (4500 кГ) без форсирования и 50,99 кН (5200 кГ) с форсированием. Такой двигатель был установлен лишь на третьем опытном образце НА-300 V-3, который был облетан в 1967 г. На первом и втором опытных образцах использовался двигатель «Орфей» 703 фирмы «Бристоль-Сиддли» тягой 21,57 кН (2200 кГ), так как в то время двигатель Е-300 еще только разрабатывался. Нерегулируемые боковые воздухозаборники двигателя значительно выдвинуты вперед относительно крыла и выступают за геометрический контур фюзеляжа.


Рис. 2.118. Проекции одноместного истребителя-перехватчика НА-300.


Летно-технические данные

Размах крыла, м 5,84

Длина, м 12,40

Высота, м З.15

Площадь несущей поверхности, м2 17,29

Масса пустого самолета, кг 4823

Номинальная взлетная масса, кг 5500

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 318

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании 1) кг/даН 1,08

Максимальное число Маха 1) 2,0

Максимальная скорость 1) , км/ч 2125

Вертикальная скорость 1) , м/с 200

Практический потолок 1) , м 15000

1) Проектные данные с двигателем Е-300.









Главная | В избранное | Наш E-MAIL | Добавить материал | Нашёл ошибку | Наверх