ШТУРМОВИК A2D «СКАЙШАРК»

В первые послевоенные годы, в связи с быстрым развитием турбореактивных и турбовинтовых двигателей, командование ВМС США было крайне заинтересовано в принятии на вооружение самолетов с такими силовыми установками. Это давало американской морской авиации преимущество над противником в скорости, высоте, полезной нагрузке и дальности полета.

Если в истребительной авиации реактивный двигатель прижился быстро и естественно, то в ударной авиации его внедрение встретило определенные трудности. Главным препятствием стала его «прожорливость» и, как следствие, снижение дальности полета. И если для ударных самолетов ВВС это могло компенсироваться выдвижением аэродромов базирования к линии фронта, то в палубной авиации такой недостаток можно считать смертным приговором. Ведь если палубные штурмовики поддерживают своим огнем десантирующиеся части морской пехоты, то небольшой радиус действия самолетов заставляет авианосцы приближаться к береговой черте, рискуя при этом попасть под удар авиации противника. В случае борьбы с корабельными соединениями противника удаленность от объекта атаки тоже жизненно важна для авианосца. Нельзя сбрасывать со счетов и то, что, возвращаясь, самолеты могут просто не найти свой авианосец, тогда им необходим резерв топлива для поиска другого «аэродрома».

Исходя из этих соображений, предъявляемые требования к палубному реактивному штурмовику, такие как вес бомбовой нагрузки не менее 3500 кг и дальность полета более 2000 км, оказывались практически невыполнимыми. Несоблюдение первого требования неизбежно приводило к увеличению парка ударных самолетов, а важность второго мы уже подробно обсудили.

Одним из путей, приводящих к решению проблемы, могло стать внедрение турбовинтового двигателя.

Единственной американской фирмой, попытавшейся в конце 40-х годов создать ударный палубный реактивный самолет, удовлетворяющий всем требованиям флота, стала фирма «Дуглас». На первых порах ее специалисты предполагали заменить поршневой мотор «Райт» R3350 на знаменитом штурмовике «Скайрейдер» на реактивный или турбовинтовой. Рассматривалось четыре варианта модернизации.

Первый предусматривал установку турбовинтового двигателя Т-31 (TG-100) фирмы «Дженерал Электрик», вращающего трехлопастной винт изменяемого шага. Переделка моторного отсека при этом была минимальной. Воздухозаборник ламинарного типа находился в нижней части отсека.

Выхлопные трубы ТВД выходили по бокам фюзеляжа.

Второй, с более серьезной переделкой носовой части, рассчитывался под двигатель Т-30, который представлял собой турбовинтовой вариант двигателя J34 фирмы «Вестингауз» с обозначением 24D. Он имел два компрессора с общей турбиной и два соосных винта противоположного вращения. Выхлопная труба выходила под фюзеляж по реданной схеме, прямо под кабиной летчика.

Третий, самый революционный вариант штурмовика — с двумя ТРД J-34 (24С) фирмы «Вестингауз» с короткими форсажными камерами. Двигатели устанавливались по реданной схеме под полом кабины летчика. Воздухозаборники находились в носовой части фюзеляжа. (В середине 50-х годов на модернизированном варианте советского штурмовика Ил-40 была применена аналогичная схема размещения воздухозаборников.)

Три перечисленных варианта не были реализованы в связи с тем, что ТВД Т-31 и Т-30 до серийного производства не довели, а самолет с ТРД J34 не отвечал поставленным требованиям.

В окончательную разработку приняли четвертый вариант — проект D-557D, машину с турбовинтовым двигателем Т-40 фирмы «Аллисон».

Фирма начала создавать этот двигатель еще в 1944 году по собственной инициативе. В 1945 году ей удалось убедить морское министерство профинансировать проект.

Выбор Т-40 в качестве основной силовой установки штурмовика основывался на прекрасных расчетных характеристиках нового двигателя. Наименьший расход топлива у поршневого мотора соответствует примерно 50% валентной мощности, а у этого ТВД — более 70%. Следовательно, крейсерский полет можно было производить на более высоких скоростях. Но, по расчетам специалистов фирмы «Аллисон», самолет с одним ТВД может реализовать максимальную дальность полета только на большой высоте. Для машины, летающей на малых высотах, «Аллисон» предложила спаренный двигатель, состоящий из двух ТВД, работающих на один редуктор. Такая силовая установка при одном двигателе на минимальной и двух — на максимальной мощности обеспечивала дальность полета почти на 20% большую, чем один ТВД того же класса.

Сдвоенные Т-40 начали испытывать в конце 1949 года. В 1951 году приступили к летным испытаниям двадцати предсерийных образцов на летающих лодках P5Y фирмы «Ковер». За несколько месяцев моторы налетали 50 часов.

Командование флотом заказало крупную партию из трехсот ТВД для установки на штурмовики фирм «Дуглас». Модификация двигателя для штурмовика (Т-40-2) отличалась укороченным валом редуктора.

Конструкция самого самолета в связи с установкой ТВД претерпела серьезные изменения: были увеличены размах и площадь крыла и горизонтального оперения, а толщина профилей крыла и оперения уменьшена. Для устранения вредного влияния крутящего момента на машине устанавливались винты противоположного вращения.

Компоновка носовой части штурмовика была по-своему уникальной. Благодаря небольшому диаметру сдвоенного Т-40-2 стало возможным расположить кабину летчика над двигателем. Кабина скомпонована так, что сиденье летчика находится над корпусом компрессора, а ноги летчика — почти над редуктором. Таким образом, пилот был прекрасно защищен от зенитного огня снизу. Топливный бак большого объема поставили непосредственно за кабиной пилота. Прямо под баком проходили горячие выхлопные трубы двигателя, поэтому большое внимание уделялось теплоизоляции и противопожарным мероприятиям. Отсек топливного бака имел специальную дренажную систему, по которой, в случае повреждения бака, топливо сливалось за борт.

Чтобы разместить шасси в убранном положении в крыле относительной толщиной всего 12%, потребовалось уменьшить колею шасси с 4,27 до 3,66 м, а базу — с 7,01 до 6,55 м. От носового колеса пришлось отказаться из-за специфического размещения силовой установки.

Изготовление деревянного макета машины завершили в 1949 году и после его утверждения военными приступили к постройке первого опытного образца. Затем самолет разобрали и перевезли на авиационную базу «Мюрок», где проходили испытания новые машины с реактивными силовыми установками.

Первый полет самолета XA2D-1 с заводским номером 1235481, названного «Скайшарк» («Небесная акула»), состоялся 26 мая 1950 года. Штурмовик продержался в воздухе всего две минуты. Виновником вынужденной посадки стала вибрация двигателя, чуть было не разрушившая самолет. На поиск и устранение неисправности времени ушло немного, и 1 июня 1950 года «Скайшарк» совершил новый полет. На этот раз он продлился более 13 минут. По заявлению летчика, вибрация стала меньше, но летать дольше было рискованно. Инженеры опять принялись искать причину. Эта история повторялась практически каждый вылет.

К декабрю 1950 года опытный образец совершил 22 полета и достиг высоты 9000 метров, 23-й вылет закончился трагически. Из-за неисправности редуктора и винтомоторной группы XA2D-1 упал, а летчик погиб. К этому моменту фирма построила второй опытный образец (заводской номер — 1235482), и испытания продолжили.

Невзирая на неудачи, флот готовился к принятию самолета на вооружение. Специально для него разрабатывались новые образцы подвесного вооружения — бомбы с пониженным лобовым сопротивлением и подвесные пилоны для них. По результатам испытаний выяснилось, что максимальная скорость штурмовика с тремя новыми бомбами на 93 км/ч выше, чем у той же машины со старыми бомбами с баллистическим кольцом. Правда, максимальная скорость «Скайшарка» не дотягивала до расчетной (885 км/ч) и составляла всего 760 км/ч. Фирма пообещала военным увеличить эту характеристику, но только после устранения всех недостатков в двигателе. Это привело к снижению общего заказа с трехсот машин до десяти.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ШТУРМОВИКА A2D-1

Размах крыла, м 15,24

Длина, м 12,6

Высота, м 5,2

Площадь крыла, м2 37,2

Масса пустого, кг 5870

Взлетная масса нормальная, кг 8480

Взлетная масса максимальная, кг .. 10 400

Максимальная скорость, км/ч 750

Потолок практический, м 12 400

Скороподъемность, м/с 36,6

Максимальная дальность полета (с подвесными баками), км 1300

Серийные самолеты отличались от опытных образцов XA2D более высоким хвостовым оперением и выхлопными трубами двигателей, которые для уменьшения лобового сопротивления выполнялись заподлицо с фюзеляжем. Испытания шести построенных самолетов «Скайшарк» проводились до середины 50-х годов, позже программу закрыли, и к неудачному проекту больше не возвращались.

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА

A2D-1 представлял собой одноместный палубный штурмовик с турбовинтовым двигателем. Самолет имел аэродинамическую схему моноплан с низкорасположенным крылом и однокилевым хвостовым оперением. В ходе серийного производства самолета в его конструкцию постоянно вносились изменения, направленные на устранение вибрации редуктора силовой установки и повышение надежности системы управления шагом винта.

Фюзеляж типа монокок технологически состоял из трех секций. Носовая включала воздухозаборники, двигательный отсек с редуктором винта, кабину летчика и топливную аппаратуру; центральная — маслобак, фюзеляжный топливный бак и выхлопные трубы двигателей (снизу к ней крепились лонжероны центроплана); хвостовая, так же, как и на штурмовике «Скайрейдер», плавно переходила в киль. Под хвостовым оперением находились ниши хвостового колеса и тормозной крюк.

Для повышения живучести самолета кабина летчика и топливный бак, а также двигатель (снизу) защищались бронелистами толщиной до 10 мм.

Конструкторам удалось обеспечить прекрасный доступ к агрегатам всех систем самолета — большинство панелей фюзеляжа снималось. Кроме этого, на поверхности фюзеляжа имелось множество лючков.

На самолете устанавливался сдвоенный турбовинтовой двигатель Т-40А-6 суммарной мощностью 5500 л.с (5100 л.с. на валу, остальное — за счет дополнительной тяги от выброса отработавших газов). Редуктор привода винтов был специально вынесен вперед на удлиненных валах, чтобы обеспечить свободный приток воздуха в компрессоры через воздухозаборник ламинар-

ного типа. Компрессоры — осевого типа, 17-ступенчатые с неподвижными направляющими лопатками на входе; степень повышения давления в них — более 6. Корпус компрессора изготавливался из магниевого сплава. Топливо сгорало в восьми камерах сгорания типа жаровая труба, объединенных в одном кожухе. Турбина четырехступенчатая, все ступени были жестко связаны между собой.

Средний расход топлива 285 г/л.с. в час. Масса двигателя около 1190 кг. Двухступенчатый редуктор с передаточным отношением 0,06 состоял из цилиндрического и планетарного рядов. На его валу крепились два соосных винта изменяемого шага фирмы «Аэропродакс». Винты могли работать в случае отключения одного из двигателей. Агрегаты топливной системы у каждого мотора независимые, что повышало их общую надежность. Силовая установка управлялась с помощью уникальной электромеханической системы, а шаг винта и мощность двигателей — одним рычагом. Запуск был полностью автоматизирован. Газотурбинный стартер устанавливался между выхлопными трубами внизу фюзеляжа. Для остановки винта во время стоянки на палубе имелся гидравлический тормоз.

Центральный фюзеляжный бак полностью изолирован противопожарными перегородками. Под центральный фюзеляжный и два крыльевые пилона предусматривалась подвеска топливных баков емкостью по 1438 л каждый. В качестве меры противопожарной защиты могли применяться принудительный сброс подвесных баков и экстренный слив топлива из основного бака самолета. По мере выработки топлива главный бак заполнялся инертным газом.

Пилотская кабина закрывалась секционным фонарем из трех листов бронестекла. Сиденье пилота бронированное, катапультируемое.

Крыло самолета конструктивно выполнено из трех частей: центроплана и двух консольных частей. В центроплане размещались два топливных бака. К центроплану крепились крыльевые пилоны и основные стойки шасси. Для удобства размещения на авианосце консоли крыла складывались гидравлическим механизмом, который управлялся из кабины летчика. Механизация крыла включала в себя щелевые закрылки с тремя фиксированными положениями (полетное, посадочное и взлетное) и элероны.

Шасси самолета классической схемы с хвостовым колесом. Основные стойки крепились к главному лонжерону и убирались назад по полету с поворотом колеса на 180°. Стойки и колеса при уборке закрывались обтекателями. Хвостовое колесо костыльного типа полностью убиралось в фюзеляж. За нишей хвостового колеса имелся посадочный крюк.

Встроенное вооружение самолета состояло из размещенных в крыле четырех (по две в каждой консоли) 20-мм пушек М2. Подвесное закреплялось на трех основных пилонах большой грузоподъемности и восьми крыльевых консольных пилонах. Кроме свободнопадающих бомб, на штурмовик могли подвешиваться неуправляемые ракеты калибра 127 или 280 мм и торпеды. Общая масса полезной нагрузки достигала 6800 кг в перегрузочном варианте и 3600 кг — в нормальном.

А. ЧЕЧИН