Вторая модификация — буксировщик воздушных мишеней.
Однако дальше чертежей дело не пошло. Быстро выяснилось, что любой Вг.1050 после незначительных доработок, выполняемых в эскадрилье техническим персоналом с использованием штатного оборудования, с успехом сможет выполнять эти задачи.
Так, для буксировки воздушных мишеней на самолёт устанавливалось штатное буксирное устройство, а мишень закреплялась на любом пилоне под крылом.
Эксперименты по переоборудованию противолодочного Alize в самолёт РЭБ проводились на машине №44. С этой целью в состав экипажа включали оператора радиолокационного оборудования и штурмана, а на пилоне под правой плоскостью монтировали контейнер с оборудованием РЭБ. Эксперименты подтвердили достаточно высокую эффективность такого самолёта.
Поменяв вариант вооружения, Alize можно было использовать в качестве постановщика морских мин. Для этого в стандартный Вг.1050 загружали шесть мин (две в бомбоотсеке, две на пилонах под центропланом и две на пилонах складывающихся консолей крыла).
Как оказалось, стандартный самолёт мог выполнять и другие задачи без создания его новой модификации: в частности — осуществлять связь, а также перевозить грузы и пассажиров. С этой целью с самолёта снималась радиоэлектронная аппаратура, а освободившийся отсек использовался как грузовой. При необходимости до восьми пассажиров можно было разместить в кабине экипажа. Правда, при этом сам экипаж уменьшался до одного пилота.
Существовало ещё два проекта кардинальной модификации Breguet. 1050 Alize.
Br.1050 A.E.W.
В 1957 году Военно-морской флот рассмотрел возможность использовать Alize в качестве самолёта дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО). В связи с дефицитом финансирования предлагалось обойтись минимальной переделкой конструкции. Работы по доработке такой машины велись на протяжении двух лет и завершились в 1959 году.
Фирма Breguet предложила два возможных варианта решения задачи. Оба варианта предполагали использование американских радара APS 20 и системы навигации AN/ASA.13.
В первом случае антенну РЛС предпагалось разместить под фюзеляжем, как у американского самолёта Skyraider, который уже использовался в морской авиации США. Это решение приводило к перекомпоновке шасси (нужно было увеличивать высоту стоек), замене тормозного гака и узлов катапультного старта.
Во втором случае РЛС монтировалась в обтекателе на «спине» фюзеляжа, сразу за кабиной экипажа. При таком размещении РЛС возникала необходимость заменить однокилевое хвостовое оперение на разнесённое, двухкилевое, поскольку первое полностью затенялось обтекателем антенны. При этом снижалась эффективность рулей и уменьшалась путевая и продольная устойчивость самолёта.
Палубный самолёт Breguet Br.1050 Alize
Надо отметить, что при верхнем расположении антенны самолёт мог совершать патрулирование на более низкой высоте. При этом РЛС лучше просматривала воздушное пространство. Такое размещение антенны считалось более перспективным, и было решено прорабатывать именно это предложение. Однако все работы по варианту Вг.1050 А.Е.W. закончились на этапе проектирования. Не строился даже макет в натуральную величину. Всё решило отсутствие денег. Фирма пыталась спасти проект и обратилась к командованию Флота с предложением переделать в вариант A.E.W. одну из серийных машин. Но военные не захотели жертвовать даже одним противолодочным самолётом.
В 1962 году работы по Вг.1050 A.E.W. возобновились. Программа получила название Spirale. Предполагалось, что самолёт станет двухмоторным по образцу разрабатывавшегося в это время на фирме Вг.123.
Из характеристик, которые закладывались в Br.1050 A.E.W., известно, что в соответствии с условиями Флота максимальная взлётная масса не должна была превышать 8,2 тонны. Запас топпива бып опредепён в 2800 литров.
Проект двухмоторного Alize
В конце 1956 года фирма Breguet предложила свой инициативный вариант двухмоторного Вг.1050. Предполагалось заменить двигатель Dart, расположенный в носовой части фюзеляжа, двумя двигателями General-Electric Т-58 мощностью по 1050 л.с. каждый, установленными в передней части обтекателей ниш уборки основного шасси.
Американские двигатели General-Electric Т-58 отличапись малыми габаритами и меньшим расходом топлива. Вместе с тем, носовая часть фюзеляжа, освободившаяся от двигателя, могла использоваться для размещения дополнительного радиоэлектронного оборудования. Хотя новый самолёт должен был обладать более высокими возможностями для дальнейшей модернизации, его никогда не строили. Более глубокие проработки показали, что производство и эксплуатация самолёта станут значительно сложнее и дороже.
Высказывалось предположение строить двухмоторные Alize главным образом на экспорт, но и этот план не был реализован — на пути создателей машины снова встало отсутствие финансирования проекта.
Обозначения самолётов
Французские Вг.1050 несли на фюзеляже и крыле стандартные опознавательные знаки авиации ВМФ и большие бортовые номера, хорошо читаемые с большого расстояния. Всё это наносилось на заводе-изготовителе.
Чтобы отличать самолёты, прошедшие модернизацию, к порядковому бортовому номеру добавляли число «100». Так Alize № 37 после выполнения доработок и внесения изменений в состав оборудования нёс порядковый номер 137. После модернизации всех машин вернулись к первоначальной нумерации.
Обозначения к чертежам Br.1050 Alize:
1 — посадочные фары; 2 — фонарь сигнализации выпущенного положения носовой стойки; 3 — гидродемпфер; 4 — колесо передней опоры шасси; 5—рубашка цилиндра амортизатора; 6—полувил-ка; 7 — ось колеса; 8—тяга уборки и выпуска передней стойки шасси; 9—эксплуатационные лючки; 10—складывающаяся консоль крыла; 11 — ПВД; 12 — АНО; 13—элерон; 14 — триммеры элерона; 15 секции закрылков; 16 крышка заправочной горловины топливного бака; 17 — стабилизатор: 18—руль высоты: 19 — триммеры руля высоты; 20- сдвижная часть фонаря кабины оператора: 21—сдвижные секции фонаря кабины штурмана и лётчика; 22 остекление фонаря; 23 приборная доска кабины нилота; 24— ручка управления; 25 — кресло пилота; 26 козырёк кабины; 27 — воздухозаборник системы кондиционирования кабины экипажа; 28- приборное оборудование кабины штурмана; 29—сиденье штурмана; 30 — ручка герметизации фонаря; 31 —сдвижная час ть фонаря кабины пилота; 32 ручка открытия фонаря; 33 — створки ниши носовой стойки шасси; 34 — крюки системы катапультного старта; 35 — основной пилон; 36—створки дополнительного отсека вооружения; 37—линия складывания крыла; 38 — консольные пилоны; 39—тяги управления триммерами элерона; 40 — качалки закрылков; 41 —эксплуатационные лючки; 42 —тормозной гак; 43 — РЛС; 44 защитный чехол; 45 — киль; 46—руль направления: 47— триммеры руля направления; 48—левый капот мотора в открытом положении; 49—моторама; 50 — двигатель; 51 —редуктор двигателя; 52—упор; 53 — габаритные огни; 54—датчики облучения; 55 — консоль крыла в сложенном положении
Самолёты, проданные в Индию, несли бортовые обозначения «английского» типа от IN201 до IN212. Каждому заводскому номеру соответствовал свой регистрационный цифровой код.
№62 — IN201
№63 — IN202
№66 — IN203
№67 — IN204
№71 — IN205
№78 — IN206
№79 — IN207
№81 — IN208
№82 — IN209
№83 — IN210
№84 — IN211
№85 — IN212
знаком наносилась надпись INDIAN NAVY, а на киле распопагался дополнительный буквенный код (например, IN 202 нёс код W).
Описание конструкции
Фюзеляж самолёта полумонококовой конструкции, эллиптического сечения. Длина фюзеляжа — 13,86 м, высота — 1,94 м, ширина —1,71 м.
Технологически фюзеляж разделялся на три секции: носовую (двигательный отсек), центральную (отсек кабины и вооружения) и хвостовую (отсек антенны РЛС). В фюзеляже имелось несколько герметичных перегородок, обеспечивающих плавучесть самолёта при вынужденной посадке на воду. Лючки и съёмные панели обеспечивали удобный подход к силовой установке, узлам, агрегатам и аппаратуре РЭО.
В носовой секции на стальной мотораме устанавливался турбовинтовой двигатель Rolls Royce DART.21. Моторама крепилась ко второму (силовому) герметичному шпангоуту.
В нижней части первого силового шпангоута крепился узел установки передней стойки шасси. В нижней части носовой секции имелась ниша уборки стойки передней опоры шасси.
Центральная секция ограничивалась двумя герметичными силовыми шпангоутами. Верхнюю часть секции занимала кабина экипажа, рассчитанная на трёх человек. В состав экипажа входили пилот (размещался на переднем кресле слева по полёту), штурман-оператор вооружения (справа от пилота) и оператор РЛС (за пилотом и штурманом). В полёте члены экипажа могли перемещаться по кабине. Так, штурман мог занять место оператора и наоборот. За сиденьями лётчика и штурмана устанавливалось оборудование контроля и слежения РЛС с индикаторами и экраном. Пол кабины, разделявший центральную секцию на кабину экипажа и отсек вооружения, являлся силовым. Благодаря этому удалось отказаться от большого количества продольных силовых лонжеронов.
Отсек вооружения длиной 5 метров закрывался двумя створками с приводом от шести гидроцилиндров (по три с каждой стороны). Здесь размещалось бомбовое и торпедное вооружение, а также глубинные бомбы и мины. Кроме того, в нём можно было смонтировать два дополнительных топливных бака.
В хвостовой секции фюзеляжа располагалась выдвижная антенна РЛС, а сама секция служила основанием для крепления киля и стабилизатора. В нижней части секции был установлен тормозной гак. Силовой набор хвостовой секции состоял из шпангоутов и 16 стрингеров. Выдвижная антенна РЛС диаметром 1,3 м выпускапась и убиралась в хвостовую секцию с помощью гидропривода. Антенна крепилась на двух стальных обручах, позволявших фиксировать её в любом промежуточном положении.
Крыло самолёта свободнонесущее, двухлонжеронное, трапециевидной формы. Размах крыла 15,6 метра, удлинение — 6,8 м. Профиль крыла — Breguet L20. Угол установки крыла +2°30’ в центроппанной части и +1° в концевой части крыпа. Технологически крыло делилось на три секции: центроплан и две складывающиеся консоли. Центроппан крыла имел размах 6,6 метра и состоял из двух полуплоскостей. Два лонжерона, панели обшивки крыла и силовые нервюры образовывали в центропланной части крыла объёмы, в которых размещались четыре резиновых протектированных топливных бака.
Консоли крыла складывающиеся, привод механизма складывания — гидравлический. Управление и блокировка положения консолей производились из кабины пилота.
По всей задней кромке крыла от фюзеляжа до элеронов располагались щелевые трехпозиционные закрылки, разделённые на четыре секции. Две внутренние секции устанавливались на центроплане крыла и две — на складывающихся консолях.
Закрылки могли находиться в трёх положениях: «убрано» (0°), «взлётное» (35°) и «посадочное» (55°). Размах закрылков — 4,1 м.
На концевых частях крыла устанавливались элероны. Углы отклонения элеронов — 25°. По всему их размаху имелись автоматические триммеры, управляемые с помощью гидропривода.
Стойки основных опор шасси убирались на центроплане в сигарообразные обтекатели. При этом они поворачивались вперёд по полёту. В передних частях обтекателей размещалось радиоэлектронное оборудование.
Снизу центропланной части крыла могли устанавливаться два, а на складывающихся консолях — шесть пилонов для крепления различных вариантов вооружения.
На обеих складывающихся консолях устанавливались штанги с ПВД. На правой консоли — основная, на левой — аварийная (дублирующая).
Хвостовое оперение самолёта нормальной схемы, трапециевидной формы. Киль двухлонжеронный. Руль направления — с роговой компенсацией. Высота вертикального оперения — 2,5 метра. По всему размаху руля размещался управляемый триммер.
Горизонтальное оперение включало в себя стабилизатор и руль высоты. Размах стабилизатора 5,8 метра, профиль — типа Breguet L.14. Поперечное V стабилизатора — 0°. Установочный угол +2°15‘.
На первых предсерийных самолётах управление рулями высоты и направления осуществлялось без использования сервоприводов и гидроусилителей, но, начиная с Вr.1050-04, в систему управления установили гидроусилители, что уменьшило нагрузку на педалях и ручке управления.
Шасси самолёта нормальной схемы с носовой опорой — фирмы Hispano-Suiza. На всех стойках использовались одинаковые колёса с размерами 650×10”, при этом на основных стойках устанавливалось по два колеса с пневматическими дисковыми тормозами, а на передней — одно свобод-ноориентирующееся. Передняя стойка убиралась поворотом назад, основные стойки — поворотом вперёд. Система уборки и выпуска шасси — гидравлическая, а открытие и закрытие створок ниш осуществлялось с помощью гидропривода.
Расстояние между стойками основных опор составляло 4,9 метра, а между стойками носовой и основной опор — 4,4 метра. Шасси самолёта рассчитано на максимальную посадочную вертикальную скорость 4 м /сек.
Силовая установка самолёта состояла из турбовинтового двигателя Rolls-Royce Dart R.Da 21 с частотой вращения ротора 15 000 об./мин и мощностью на валу 1950 л.с, а также из топливной и масляной систем. Выхлопной патрубок отвода воздуха от двигателя находился справа по полёту, выше крыла.
Двигатель комплектовался четырёхлопастным металлическим винтом изменяемого шага Breguet-Robot BR 4-1000 диаметром 3,35 метра. Изменение шага осуществлялось при повороте рычага на ручке управления двигателем (РУД) с помощью гидропривода.
Монтировался двигатель в четырёх точках на стальной трубчатой мотораме, закреплённой на силовом герметичном шпангоуте № 5. Узлы крепления двигателя имели резиновую амортизацию. Двигатель снабжали системой впрыска водно-метаноловой смеси, позволявшей поддерживать мощность двигателя в условиях высоких температур. Следует заметить, что система эта прекрасно показала себя в условиях тропиков, поддерживая частоту вращения ротора в пределах 14 700 об./мин.
Система регулирования у военного варианта двигателя несколько отличалась от «гражданского» — она могла поддерживать обороты турбокомпрессора постоянными (15 000 об/мин.) независимо от выбранного пилотом режима работы двигателя, что позволяло более резко перемещать РУД.
На двигателе использовался авиационный керосин марок ТR-0, ТR-4 или ТR-5, а также их смеси в любой пропорции. Суммарная ёмкость топливных баков — 2100 литров. Четыре бака размещались в фюзеляже и четыре — в центропланной части крыла. При необходимости можно было осуществить экстренный (аварийный) слив горючего из всех баков, за исключением расходного.
Расход топлива составлял 350 — 700 литров/час.
Гидравлическая система самолёта состояла из двух раздельных систем — основной и вспомогательной.
Основная система обеспечивала уборку и выпуск шасси, закрылков, антенны РЛС, открытие и закрытие створок отсека вооружения (бомболюка), работу механизма складывания крыла, а также выпуск тормозного гака.