Fairey F.D.2

Коллеги, предлагаю Вашему вниманию очередное повествование из авиционного музея в городе Косфорд
Рассказ в этот раз о самолёте Fairey F.D.2.


После проводившихся в 1947 году экспериментов с моделями самолетов с вертикальным взлетом, компания "Fairey" получила запрос о возможности достижения на подобных летательных аппаратах сверхзвуковой скорости. Однако обязательным условием являлось наличие подобного аппарата в пилотируемом варианте. Выпущенная Министерством закупок Спецификация E.R.103 предусматривала постройку исследовательского самолета и была принята к рассмотрению компаниями "Fairey" и "English Electric". Каждой из них надлежало построить два самолета. Последняя создала двухдвигательный P.1, получивший затем название Lightning, а компания "Fairey" представила самолет с одним турбореактивным двигателем, треугольным крылом и заостренной носовой частью - Fairey F.D.2. В октябре 1950 года был подписан производственный контракт на F.D.2, однако ввиду наивысшего приоритета, отданного Gannet, работы по нему реально начались только в конце 1952 года.
 
Первый полет самолет в октябре 1954 года, но затем самолет получил повреждения во время посадки и в следующий раз ушел в полет только в августе 1955 года. Однако уже в октябре 1955 года впервые была преодолена скорость звука, во время последующих полетов скорость существенно возрастала и в ноябре достигла М=1,56 (1654 км/ч) на высоте 10975 м. Тогда было принято решение установить на самолете абсолютный мировой рекорд скорости, который в то время был равен 1323 км/ч и принадлежал North American F-100 Super Sabre. 10 марта 1956 года усилия были вознаграждены - в ходе двух пролетов по прямой на дистанции 15,6 км на высоте 11 580 м была зафиксирована средняя скорость 1822 км/ч.
 
Второй самолет F.D.2 совершил первый полет в феврале 1956 года, в дальнейшем уже оба самолета использовались в разнообразных исследовательских проектах. В конечном итоге первый самолет был передан компании "British Aircraft Corporation", получив обозначение BAC.221, и был оснащен для испытаний в аэродинамической трубе полностью новым оживальным крылом той формы, которая впоследствии использовалась на самолете Aerospatiale/BAC Concorde. BAC.221 имел носовую часть, которая могла опускаться для улучшения видимости при взлете и посадке, что было также затем использовано на Concorde. Оба экспериментальных самолета сохранились до настоящего времени.
 
 Конструкция
 
 Самолет FD.2 представляет собой среднеплан, выполненный по схеме "бесхвостка", с треугольным (срезанным на концах) крылом. Изготовленное с применением профилей относительной толщины 4% крыло имеет прямолинейные передние кромки со стреловидностью 60╟ и расположенные перпендикулярно оси самолета задние кромки. В системе поперечного и продольного управления использованы элевоны, большая хорда которых обеспечивает хорошую управляемость при малых углах отклонения и малом приросте сопротивления.
 
Фюзеляж состоит из трех частей. Передняя часть, выполненная в виде заостренного конуса с овальным поперечным сечением, подвижная. В целях увеличения видимости во время посадки она отклоняется вниз на 10╟ В этой части фюзеляжа находится кабина пилота с катапультируемым  сиденьем (возможно также отделение всей кабины), закрытая обтекателем, оборудованным лишь тремя  небольшими иллюминаторами для наблюдений по сторонам и вверх. Лобовое неподвижное стекло состоит из двух частей. Основная часть фюзеляжа постоянного овального сечения заканчивается короткой сужающейся частью, образованной сложенными четырехсекционными тормозными щитками, закрывающими регулируемое выходное сопло двигателя. Под рулем направления находится контейнер для парашюта.
 
Шасси-трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка шасси убирается назад Главные стойки шасси со сложной кинематикой убираются в околофюзеляжные части крыла. Из-за недостатка места в тонком крыле использованы узкие цельнорезиновые шины колес.
 
На самолете установлен турбореактивный двигатель Avon 14 фирмы Rolls-Royce тягой 44,48 кН с форсированием. Боковые нерегулируемые воздухозаборники имеют выдвинутые вперед острые верхние кромки (во время сверхзвукового полета на них образуются косые скачки уплотнения) и округлые дозвуковые нижние кромки. Внизу средней части фюзеляжа находится дополнительный щелевой воздухозаборник, открываемый при полетах на больших углах атаки и при работе двигателя на земле. Топливо размещается в крыльевых баках и в фюзеляжном баке, расположенном между воздухозаборниками.
 
Размах крыла, м.......................................................................   8.20
Длина, м...................................................................................   15.90
Высота, м.................................................................................   3.40
Площадь крыла, м2.................................................................   33.40
Масса, кг  
   пустого самолета..................................................................   4260
   нормальная взлетная...........................................................   6100
   максимальная взлетная........................................................   6876
Максимальная скорость , км/ч...............................................    2100
Практическая дальность, км...................................................   1340
Практический потолок, м ...................................................    16000