Описание самолета. Самолет Х-1 является среднепланом, построенным по классической схеме, с прямым трапециевидным крылом удлинения 6,0. В зависимости от модификации самолета крылья выполняются из ламинарных профилей относительной толщины: 10% (второй экземпляр Х-1 до переделки), 8% (первый и третий экземпляры Х-1 и Х-1 D) и 4% (Х-1 А и Х-1Е). Они оснащены закрылками и элеронами. Обшивка крыла выполнена из дюралевых листов толщиной 12,7 мм в околофюзеляжных частях и приблизительно 3,2 мм на концах. Оперение-классической схемы, с рулями высоты и направления, причем стабилизатор закреплен шарнирно и оснащен серводвигателем с винтовым домкратом, обеспечивающим изменение угла установки стабилизатора в полете. Так как самолет рассчитывался на максимальную скорость около 2720 км/ч, то основное внимание было уделено аэродинамическому проектированию фюзеляжа.
В рамках предварительных исследований проводился анализ траекторий баллистических моделей и возникающих при их движении ударных волн. Эти исследования проводились с использованием фотоснимков, полученных при испытаниях на баллистических трассах, которые дополнялись испытаниями соответствующих моделей в аэродинамической трубе. В результате было установлено, что наилучшей для корпуса сверхзвукового самолета является форма, близкая к оживальной форме снаряда. Из этих соображений кабина пилота была полностью вписана в геометрический контур фюзеляжа с использованием для этого неразъемного фонаря и расположенной с правой стороны дверцы кабины. Частые аварии и катастрофы вынудили конструкторов использовать типовой фонарь кабины с неподвижной передней и откидной остальной частью. Модифицированная защита кабины использовалась в самолетах Х-1 А, Х-1 В и Х-1Е. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убиралось в фюзеляж. Планер самолета был рассчитан на перегрузки от + 18 до – 10.
Двигательная установка. Во всех модификациях самолета использован четырехкамерный ЖРД XLR-11-RM-5 фирмы «Риэкшн моторз» тягой 26,69 кН (2722 кГ). Система управления двигателем позволяет включать в работу любое число камер (от одной до всех четырех), каждая из которых развивает максимальную тягу 6,67 кН (680,5 кГ). Топливо (спирт и жидкий кислород) находится в баках, размещенных соответственно за узлами крепления крыла и перед ними. В проекте предусматривалось, что топливо будет подаваться к двигателю с помощью насосов, однако в самолете Х-1 была применена вытеснительная система подачи, поскольку насосы с необходимыми характеристиками своевременно разработать не удалось. Вытеснительная система состояла из 12 сферических баллонов с азотом, что значительно увеличило собственную массу самолета. В целях уменьшения взлетной массы количество топлива ограничили до 2310 кг, что повлекло за собой сокращение времени работы двигателя с планировавшихся 10 до 2,5 мин. В остальных модификациях самолета (Х-1 А, …, 1Е), кроме использования топливных насосов, был удлинен фюзеляж на 1,4 м; это позволило разместить дополнительные баки, увеличить массу топлива до 2680 кг и продлить время работы двигательной установки при максимальной тяге до 4,2 мин. В целях повышения безопасности на период проведения испытаний самолета жидкий кислород был заменен раствором перекиси водорода.
Летно-технические данныеРис. 2.2. Проекции экспериментальных самолетов Х-1 и Х-1 А.
Рис. 2.3. Компоновочная схема экспериментального самолета Х-1.
1-баллон с азотом; 2-кабина пилота; 3-семь баллонов с азотом; 4-бак с жидким кислородом емкостью 1200 л; 5-исследовательское оборудование; 6-ЖРД; 7-два баллона с азотом; 8-бак со спиртом емкостью 1160 л; 9-колеса главных стоек шасси; 10-баллоны с азотом; 11 -колеса передней стойки шасси.
«Скайрокет» D-558-II фирмы «Дуглас»-одноместный экспериментальный самолет с комбинированной двигательной установкой – США, 1948 г.
История создания. Уже в 1945 г. фирма «Дуглас» начала заниматься исследованием явлений, присущих сверхзвуковым скоростям полета. На первом этапе совместно с NACA был спроектирован и изготовлен опытный самолет D-558-I «Скайстрик». Это был типичный для того времени среднеплан с прямым крылом ламинарного профиля с относительной толщиной 10%. Самолет был предназначен для исследования и измерения аэродинамических нагрузок, действующих на самолет при околозвуковом полете, поскольку измерение таких нагрузок в аэродинамической трубе оказалось в то время еще невозможным. 25.08.1947 г. на самолете D-558-I был установлен абсолютный рекорд скорости полета 1047,5 км/ч. На втором этапе исследований по заказу военно-морской авиации США был изготовлен самолет модификации D-558-II «Скайрокет». Он предназначался для исследования стреловидного крыла при сверхзвуковых скоростях и прежде всего для определения предельного числа Маха, до которого возможно применение обычных, дозвуковых профилей.