Двигательная установка. На самолете вместо двигателя J57 прототипа использован турбореактивный двигатель J75-P-9 фирмы «Пратт- Уитни» тягой ~ 7500 кГ без форсирования и 11 113 кГ-с форсированием. Надфюзеляжный плоский регулируемый воздухозаборник имеет клиновидное центральное тело и два параллельных канала, которые в центральной части фюзеляжа сходятся в один канал круглого сечения. Топливные баки расположены в фюзеляже. Дополнительный бак (закрепляемый на подфюзеляжных замках) весьма характерной плосковыпуклой формы частично вписывается в геометрический контур фюзеляжа.
Рис. 2.71. Проекции истребителя-бомбардировщика YF-107A.
Летно-технические данныеРазмах крыла, м 11,15
Длина, м 18,54
Высота, м 6,0
Площадь несущей поверхности, м2 39,7
Максимальное число Маха 2,2 1)
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336
1) Проектные данные.
«Ледюк» 022 – одноместный истребитель-перехватчик – Франция, 1956 г»
Рис. 2.72. Крепление опытного самолета «Ледюк» 021-02 на самолете-носителе «Лангедок».
История создания. Р. Ледюк свои первые работы над прямоточными воздушно-реактивными двигателями начал еще в 1929 г., а первый опытный самолет сконструировал в 1937 г. Однако строительство первого опытного образца «Ледюк» 010-01 было завершено лишь в 1945 г. Первый планерный полет был осуществлен 19.11.1946 г., а испытания самолета с работающим двигателем-21.04.1949 г. «Ледюк» 010 был первым пилотируемым летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, реализованным в соответствии с идеей так называемого моноблочного самолета, в котором силовая установка является не отдельным узлом, а частью конструкции планера. Этот самолет во время полета на высоте 11000 м достиг скорости 808 км/ч при тяге двигателя, составляющей лишь половину расчетной. В марте 1950 г. был построен второй опытный экземпляр 010-02. Зимой 1951/52 г. оба опытных образца разбились при летных испытаниях. В феврале 1951 г. был построен третий опытный образец-016, дополнительно оснащенный двумя турбореактивными двигателями «Марбор» фирмы «Тюрбомека» тягой 2,94 кН (300 кГ), которые устанавливались на концах крыла. Однако управление тремя двигателями оказалось весьма сложным, а самостоятельный старт самолета-очень трудным.
Опытный самолет, у которого вместо дополнительных двигателей на концах крыла были топливные баки, получил обозначение 020. Он подвергался исследованиям до января 1954 г., после чего был передан в музей. В начале 1953 г. был построен четвертый самолет этой серии (обозначенный 021-01), а год спустя – пятый (021-02). Летные испытания этих самолетов с работающими ПВРД были проведены соответственно 7.08.1953 и 1.03.1954 г. После окончания первого этапа летных испытаний на самолете 021-01 внутри ПВРД был установлен турбореактивный двигатель «Марбор» II тягой 3,73 кН (380 кГ). Он должен был обеспечивать необходимую тягу во время взлета, посадки и на переходных режимах полета. Все эти дозвуковые самолеты строились в виде среднепланов с прямым крылом, имели скорость до М = 0,85 и стартовали с самолета-носителя, роль которого выполнял модифицированный четырехдвигательный пассажирский самолет «Лангедок» S.E.161. Посадка осуществлялась при помощи выпускаемого двухколесного шасси велосипедного типа с малой базой и дополнительными опорами на концах крыла и в хвостовой части.
Последним самолетом из этого семейства был «Ледюк» 022, который разрабатывался как легкий сверхзвуковой истребитель-перехватчик.
Работы над этим самолетом были начаты в 1952 г., а к созданию опытного образца приступили в 1953 г. Ввиду того что строительство этого самолета затянулось, его летное испытание было проведено лишь 26.10.1956 г. На первом этапе летных испытаний использовался лишь турбореактивный двигатель. Первый полет самолета с ПВРД был совершен в 1957 г. После завершения испытаний все работы над самолетом с ПВРД были прекращены.
Описание самолета. «Ледюк» 022 представляет собой построенный по классической схеме сред- неплан со стреловидным крылом (стреловидность по передней кромке 35°, относительная толщина профиля 5%), установленным под положительным поперечным углом. Крыло оснащено элеронами и простыми закрылками. Горизонтальное оперение выполнено в виде управляемого стабилизатора, плоскости которого имеют небольшое отрицательное поперечное V. Вертикальное оперение-классическое, стреловидное, с рулем направления. Носовая часть фюзеляжа (вместе с кабиной пилота) выполнена в виде конуса с изломом образующей, а остальная часть-в виде цилиндра длиной ~ 11,8 м и внешним диаметром ~ 2 м-образует кожух прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, а передняя-в нишу фюзеляжа за кабиной пилота. В кабине, имеющей остекление по всему контуру, пилот занимает положение лежа (полулежачее-в опытных образцах дозвуковых самолетов). В аварийных ситуациях пилот сначала осуществляет отделение кабины от самолета и опускается в ней на парашюте до момента достижения безопасных высоты и скорости. Затем он обычным способом покидает кабину и приземляется на собственном, индивидуальном парашюте.