Samoloty o zmiennej geometrii skrzydel (Sekrety Konstrukcji Lotniczych 4)

Ireneusz Kramarski

O ZMIENNEJ GEOMETRII SKRZYDEŁ

Agencja Lotnicza

ALTAIR

SEKRETY KONSTRUKCJI LOTNICZYCH

Redaktor serii: Tomasz Hypki Konsultacja: Andrzej Głuśniewski

Projekt okładki: Robert Gretzymgier

Wydanie l

Ali Right Reserved ©Copyright by Altair Ltd, Warsaw 1996 Agencja Lotnicza Altair, Sp z o.o., Warszawa, ul. Warecka 11/36, tel. 27 28 80, fax 26 51 93

Druk Białostockie Zakłady Graficzne, Białystok

ISBN: 83-86217-27-8

Zmienny skos skrzydeł Od klap do zmiennego skosu

Analizując historię techniki lotniczej można zauważyć, że jej rozwój był wynikiem wprowadzania w życie nowatorskich pomysłów z trzech głównych dziedzin: aerodynamiki, napędów lotniczych i inżynierii materiałowej. Spośród wielu sprawdzanych w praktyce koncepcji układów aerodynamicznych, dość szybko rywalizację wy­ grał układ z usterzeniem poziomym położonym za płatem, który po latach otrzymał nazwę układu klasycznego. Jednak coraz większe wymagania stawiane przez użytkowników wymuszały wprowadzanie kolejnych nowatorskich rozwiązań. Jedną z metod polepszenia osiągów stało się projektowanie nowych elementów zmieniających geometrię poszczególnych fragmentów płatowca. Były to - w przy­ bliżeniu chronologicznie - klapy na krawędzi spływu skrzydeł, cho­ wane podwozie, klapy i sloty na krawędzi natarcia skrzydeł, śmigła o zmiennym skoku łopat, odrzucane zbiorniki paliwa, klapy na osłonie silnika, hamulce aerodynamiczne, regulowane w locie śmigła, silniki i dysze do pionowego startu i lądowania, dysze· wylotowe o zmiennej geometrii, zmiana kąta zaklinowania płata względem kadłuba, składane brzechwy podkadłubowe, składane końce skrzydeł, chowane osłony wiatrochronu (np. dziób Concorde), chwyty powietrza o zmiennej geometrii, a w końcu zmienny kąt skosu skrzydeł. To ostatnie rozwiązanie, jako najbardziej radykalne, jest najczęściej ogólnie określane jako zmiana geometrii skrzydeł.

MiG-23, Su-24, Tu-22M i Tu-160, a państwa Europy Zachodniej wspólnie zbudowały samolot Tornado. Z czasem okazało się, że nowe osiągnięcia aerodynamiki, takie jak skrzydła pasmowe, pozwalają na zrezygnowanie w wielu wypadkach ze skomplikowanych układów zmiany geometrii skrzydeł, jednak pozostały obszary, gdzie takie rozwiązanie jest do dziś niezastąpione. Warto zatem prześledzić długą, znaczoną wieloma trudnościami i nie­ powodzeniami historię fascynującej idei zmiany skosu skrzydeł samolotu w locie.

Lotnictwo wojskowe źródłem postępu

Od zarania lotnictwa największa innowacyjność towarzyszy powstawaniu samolotów bojowych. Ponieważ koszty ich zaprojekto­ wania, zbudowania i eksploatacji są olbrzymie, dużą wagę przykłada się do możliwości wykonywania przez ten sam typ samolotu różnorod­ nych zadań. Osiągnięcie - dzięki zastosowaniu silników odrzutowych - prędkości naddźwiękowych, spowodowało zaistnienie szczególnie trudno razwiązywalnej sprzeczności pomiędzy dużą prędkością lotu, a dobrymi charakterystykami startu i lądowania. Konstruktorzy i aerodynamicy uznali wówczas, że najlepszym rozwiązaniem problemu wielozadaniowości samolotu bojowego będzie zastosowanie zmien­ nego w locie kąta skosu skrzydeł. Wszystkie liczące się potęgi militarne rozpoczęły badania, których efektem stało się wprowadzenie do służby w jednostkach liniowych kilku typów samolotów ze skrzydłami o zmiennej geometrii. W Stanach Zjed­ noczonych kolejno powstawały F-111, F-14 i B-1B, w ZSRR Su-17,

Najbardziej znany i udany samolot o zmiennej geometrii skrzydeł amerykański F-14A Tomcat 3

Pierwsze samoloty o zmiennym skosie skrzydeł Westland PŁerodactyl IV

Pierwszym samolotem, w którym świadomie wykorzystano zmianę w locie kąta skosu skrzydeł stał się Westland PterodactyiiV. Jego historia sięga roku 1929, kiedy to Geoffrey Hill, konstruktor pracujący w firmie Westland Aircraft Works z siedzibą w Yeovil, rozpoczął prace nad nowym samolotem w układzie bezogonowca, projektowanym według specyfikacji 16/29. Miał on mieć trzymiej­ scową zakrytą kabinę oraz silnik umieszczony w tylnej części kadłuba i napędzający śmigło pchające. Hill miał już pewne doświadczenie praktyczne w projektowaniu tego typu konstrukcji zebrane w czasie

Pterodactyl IV był wyposażony w torowe podwozie z podpórkami pod skrzydłami. Konstrukcja jego zastrzałów musiała uwzględniać możliwość ruchu wraz ze skrzydłami prób z bezogonowymi szybowcami i samolotem Pterodactyl l. Poza tym zaprojektował też samolot dwumiejscowy Mk.ll ze śmigłem pchającym oraz myśliwiec ze śmigłem ciągnącym, które jednak nie uzyskały akceptacji Air Ministry (Ministerstwa Lotnictwa). Po przykrych doświadczeniach ze statecznością podłużną samolotu Pterodactyl l, Hill postanowił zastosować zupełnie nowy sposób rozwiązania tego problemu. W zależności od obciążenia pilot lub jeden z pasażerów mógl za pomocą specjalnej korby, umie­ szczonej w suficie części pasażerskiej, obrócić skrzydła maksymal­ nie o kąt 4,75 °. W porównaniu do zakresów zmiany kąta skosu we współczesnych samolotach jest to wielkość mała, ale wystarczająca do uzyskania pożądanej wartości zapasu stateczności podłużnej. Opis tego rozwiązania został złożony w urzędzie patentowym 15 sty­ cznia 1930 w formie opracowania pt. "lmprovements in Means for Adjusting Wings of Aircraft". 15 lipca 1931 wydany został patent nr 352961 chroniący to pomysł Hilla. Prace konstrukcyjne nad nowym samolotem, który otrzymał nazwę Pterodactyl IV, trwały w Yeovil przez cały rok 1930 i zostały ukończone w marcu 1931. Samolot oznaczony jako K1947 został 4

rozłożony, przewieziony do bazy RAF w Andover i pow­ tórnie zmontowany. Wkrótce został oblatany przez Louisa Pageta i po dwóch dniach prób, lotem powrócił do Yeovil. Niestety, P aget • został ranny w wypadku na samolocie W i d g e oh i obowiązki oblatywacza Pterodactyla musiał prze­ jąć Harald Penrose. Jego pierwszy lot o mało nie skończył się katastrofą. W czasie startu samolot na­ Pterodactyl IV w locie. Widoczny na j a k ą ś charakterystyczny obrys jego skośnych jechał skrzydeł nierówność, co spowo­ dowało wyrzucenie go w powietrze w warunkach bliskich przeciąg­ nięciu. Szczęśliwie pilot zdołał opanować maszynę i kontynuował wznoszenie. Samolot okazał się dość poprawny w pilotażu, chociaż był trochę zbyt czuły przy sterowaniu podłużnym i dość bezwładny przy sterowaniu kierunkowym. Po kilku dniach Pterodactyl przeleciał

do R o y a l Aircraft Estab­ lishment (RAE), aby przygo­ tować się do RAF Display, 27 czerwca w Hendon. Po swoim publicznym występie samolot wrócił do Westlanda w celu prowadzenia dalszych prób. ' Ponieważ samolot miał duże obciążenie powierzchni noś nej , ogranic z a ł o to możliwość zabierania całej trzyosobowej załogi. Mimo tego Penrose c z a s a m i zabierał z e sobą Herberta Pokazowy lot Pterodactyla IV na Mettama w roli obserwatora i pokazach w Hendon. Samolot miał operatora mechanizmu kor­ namalowaną paszczę przed­ bowego. potopowego potwora na kadłubie W grudniu 1931 samolot przekazano do RAE, gdzie był oblatywany przez Flt Lt G. H. Stain­ fortha. Na podstawie jego lotów powstał Report BA1026, który mówił o zadowalającej stateczności i własnościach pilotażowych w lotach ze swobodnymi sterami. Poza tym pterodactyi iV charakteryzował się małą prędkością obrotów w korkociągu i łatwością wychodzenia z niego. Z powodu dużej masy własnej, długość startu wynosiłajednak aż 230 m. Prędkość maksymalna wynosiła 175 km/h, z możliwością jej wzrostu o 6,5 km/h przy zastosowaniu lepszego śmigła, prędkość wznoszenia przy ziemi 3,8 m/s, a pułap 4500 m. Osiągi te nie były zbyt zadowalające i dlatego Westland podjął decyzję o zawieszeniu planowanej produkcj i seryjnej wersji cywilnej Pterodactyla. Nie zrezygnowano jednak z promocji nowatorskiego samolotu. Na przodzie kadłuba namalowano ogromną paszczę pterodaktyla i tak ozdobiony samolot pokazano publiczności 25 czerwca 1932 w czasie kolejnego RAF Display. Był to jednak ostatni publiczny występ Pterodactyla IV. Nie był on dalej rozwijany, a jego jedyny egzemplarz pozostał w Yeovil, gdzie służył jako bezogonowy samolot doświad­ czalny. Wojenna gorączka

W 1935 na Kongresie Volty p.n. Duże Prędkości w Lotnictwie niemiecki aerodynamik dr Adolf Susemann wygłosił odczyt na temat teoretycznych korzyści wynikających z zastosowania skrzydeł skoś­ nych, a dwa lata później opisał ich wpływ na tworzenie się efektów ściśliwości. Pod wpływem tych prac dr Albert Betz z Deutsche Versuchsanstalt fur Luftfahrt (DVL) rozpoczął poważne badania

doświadczalne nad przepływami okołodźwiękowymi, których wyniki bardzo zainteresowały Waldemara Voigta, szefa wydziału badań i projektów wstępnych ośrodka badawczego firmy Messerschmitt A. G. w Oberammergau w Bawarii . Dostrzegł on możliwości kryjące się w nowym układzie aerodynamicznym i skłonił firmę Messerschmitt do budowy własnego tunelu aerodynamicznego. Z doświadczeń przeprowadzanych przez Voigta w nowym tunelu wynikało, że zgodnie z teorią - skos skrzydła powoduje opóźnienie powstawania kryzysu falowego. Niestety, jak to często nie tylko w technice bywa, nie ma korzyści bez strat. Znany aerodynamik profesor Alexander M. Lippisch wykazał, że skrzydło wraz ze wzrostem kąta skosu ma coraz gorsze własności przy małych prędkościach lotu, charakterysty­ cznych dla startu i lądowania. Skos skrzydła powoduje zmniejszenie jego wydłużenia, co objawia §ię spadkiem maksymalnej wartości współczynnika siły nośnej. Samolot o danej masie, ale z płatem skośnym ma zatem większe prędkości startu i lądowania w porównaniu z samolotem ze skrzydłam prostymi, a co za tym idzie będzie mniej bezpieczny w czasie tych manewrów. Jest to bardzo ważny czynnik w odniesieniu do samolotu bojowego, który ma operować z lotnisk polowych i umożliwić pewne lądowanie po wy­ konaniu wyczerpującego lotu bojowego. Profesor Alexander M. Lippisch rozwiązał teoretycznie ten prob­ lem i w 1942 opatentował technikę zmiany kąta skosu skrzydeł. Jednak prace nad rozwojem myśliwca Messerschmitt Me 163B oraz przekonanie o wyższości samolotu z płatem delta nad innymi układami spowodowały, że Lippisch nie zajmował się dalej proble­ mem zmiennego skosu . P.202

W tym czasie także w zespole firmy Blohm und Voss pojawiło się zainteresowanie zmienną geometrią. W zespole kierowanym przez dr. Richarda Vogta, z którym współpracowali: szef aerody­ namików Richard Schubert i szef projektów wstępnych Hans H. Amtmann, powstał jeden z najbardziej niezwykłych projektów samolotu myśliwskiego oznaczony jako P. 202 . M i ał on jed­ noczęściowy płat umieszczony na grzbiecie kadłuba, który mógł w całości obracać się wokół pionowej osi, tworząc wraz z kadłubem swego rodzaju nożyce. Osiągnięto w ten sposób zmianę kąta skosu skrzydeł bez zm iany położenia środka ciężkości i punktu przyłożenia siły nośnej. Płat mógł być ustawiany w położeniu optymalnym dla danych warunków lotu. W czasie startu, lądowania i lotów z małymi prędkościami płat miał być ustawiony w położeniu prostopadłym do kadłuba umożliwiając wychylanie klap i wypuszczanie chowanych w nim goleni podwozia głównego. Rozpiętość płata P.202 miała

5

w widoku P.1101 z tylu widać połączenie skrzydeł z kadłubem

n

B/ohm und Voss P.202

zmiennym skosie. Pom imo krótkiego fl irtu z układem nożycowym, postanowiono rozpocząć prace nad mniej egzotycznym rozw i ązaniem - symetrycznie skośnymi skrzydłam i . Tak powstał projekt P. 1114, w którym w celu zapewnienia stateczności podłużnej w czasie zmiany kąta skosu, skrzyd ła musiały przesuwać się wzdłuż kadłuba. Ponie­ waż z te c h n i cznego p u n ktu w i d ze n i a p roblem z b u d owa n i a mechanizmu zm iany kąta skosu okazał się szalenie trudny, Voigt postanowił najpierw zbudować samolot doświadczal ny, na którym można by zbadać charakterystyki skrzydeł skośnyc h . Prace nad projektem wstępnym oznaczonym P. 1101 rozpoczęły się w l i pcu 1942. Był to okres, w którym rozpoczął loty próbne inny samolot Messerschmitta - dwusilni kowy myśliwiec Me 262 Schwalbe, napędzany siln ikam i od rzutowym . Stało się wówczas jasne, że nowy typ napędu nie będzie mógł być użyty w jednosilni kowym P . 1101 ze względu na zbyt mały ciąg uzyskiwany z ówczesnych silników. Model P. 1101 (o rozpiętości 2 m) został wszechstro nnie przebadany w tune lu aerodyn amicznym, ale mimo tego, ten nowatorski projekt pozostał na deskach kreślarskich przez ponad dwa lata. W tym czasie prace ograni czyły się do testów Me 262 ze zwiększonym

wynosić 1 2m , powierzchnia nośna 20 m 2 , a maksymalny kąt skosu 35 ° . Napęd mi ały stanowić dwa sil niki odrzutowe BMW 003 1ub Jurno 004 zamontowane obok siebie w dol nej central nej części kadłuba z wylotem dysz pod tylną częścią kadłuba. Uzbrojenie miało stanowić jedno dzi ałko M K 103 kal. 30 mm i dwa MG 151 kal. 20 m m . Mimo tego, że Vogt i jego zespół nie widzieli wię kszych problemów tech­ nicznych w realizacji projektu, P.20 2 nie znalazł uznania w oczach urzędników z Technischen Amtes w Berlinie. Co ciekawe, pomysł Vogta nie był zupełnie nowy. Nie ukończony kadłub P.1101 bez osłon silnika Już w kwietniu 1914 Edson F. Gall audet, z Norwich w stanie Connecticut, przedstawił rozwiązanie pol egaj ące na nożycowej zmianie kąta skosu końcówek skrzydeł tzn. jednej do przodu, a drugiej do tyłu. Dawało to potencjalne możliwości zwiększenia ste rowności samolotu. Gal­ laudet uzyskał patent na swoje rozwiązanie 3 paź­ dziernika 1916. P.1.1.01.

Także dział badań i projektów wstępnych firmy Messerschm itt nadal prowadził prace nad skrzydłami o

6

(\

Messerschmitt P.1101

skosem płata. We wrześniu 1944 Oberkommando der Luftwaffe wydało specyfikację na jednom iejscowy, jednosi l nikowy samolot myśliwski o napędzie odrzutowym , który mógłby zastąpić Me 262.

Specyfi kacja wysłana d o głównych firm lotniczych wymagała, aby myśliwiec był napędzany nowym silnikiem Hei nkei-Hi rth 109-0 11A, miał prędkość poziomą 1000 km/h na wysokości 7000 m, operował na wysokościach do 14 000 m i był uzbrojony w cztery działka M K108 kal ibru 30 mm. Technische Amt zorganizował konkurs projektów do którego zaproszono firmy Blo hm und Voss, Focke Wulf, H e i n ke l , Ju nkers i M e s serschm itt . Zak ład d o ś w i a d c z a l n y Messerschm itta w Oberammergau n iezwłocznie wystawił P. 1101 d o konkursu i otrzymał zgodę na budowę prototypu . Mimo dużych postępów w budowie, w końcu grudnia 1944 Technische Amt postanowił wstrzymać jego dalszy rozwój . Konieczność wzmocnienia niektórych elementów płatowca spowodowała wzrost masy, co niekorzystnie odbiło się na os iągach. Poza tym obawiano się, że nisko przyłożony wektor ciągu, o zmiennej przecież w czasie lotu wartości, może zabu rzać równowagę sam olotu . W połowie marca 1945 jako zwycięzcę wybrano projekt samolotu Ta 183 Huckebein fi rmy Focke-Wulf. Jednak Messerschmitt postanowił dokończyQ pro­ totyp i wykorzystać go do prób nowych sil ników oraz uzyskania charakte rystyk skrzydeł skośnych. Voigt podjął decyzję o takiej modyfikacj i konstrukcj i , aby możliwe było badanie skrzydeł o trzech różnych kątach skosu: 35, 45 i 45°. Zamierzano zamocować skrzy­ dło o danym kącie skosu, wyko nać program prób w locie, następnie zmienić kąt skosu i wykonać próby porównawcze. Oznacza to, że P. 1101 nie m iał być samolotem o zmiennej geometrii skrzydeł w pełnym tego znaczeniu. Próby w locie planowano rozpocząć w czerwcu 1945, ale postępy wojsk ali anckich były tak szybkie, że prace wstrzymano przy zaawansowaniu w 80% budowy prototypu . 29 kwietnia oddział ame rykańskiej p iechoty zajął Oberammergau i odkrył zakład doświadczalny zupełn i e nieznany wywiadom a l ianckim. Grupa inżynie rów i techników z Combined Advanced Field Team (CAFT) pod wodzą Roberta J. Woodsa, głównego konstruktora i współzał ożyciela firmy Be l i Ai rcraft Corporati on, otrzym ała wówczas zadanie zapoznania się z działalnością zakładu. Znaleziono wtedy modele i plany nowej wersji samolotu z napędem rakietowym. Me163C, najnuwszą konstrukcję rewolwe rowego działka MG 213C firmy Mauser oraz najbardziej fascynujący obiekt, prawie ukończony pro­ totyp P. 1101. Pomimo braku doku mentacj i i obl iczeń, które wpadły w ręce wojsk francuskich, Woods w porozumieniu z Voigtem posta nowił dokończyć m o ntaż p rototypu . Odkryto wtedy, że posiadany silnik Jurno 004B nie nadaje się do lotów i nie m a możliwości uzyskania żadnego innego na jego miejsce. Ostatecznie prototyp został ostrożnie zapakowany i wysłany do Wright Field , gdzie został powtórnie złożony.

7

Bell X-5

Ogromna i lość niemieckich danych teoretycznych i doświadczal­ nych na temat skrzydeł skośnych, które zaczęły napływać do USA, dały podstawę do rozpoczęcia własnych badań w ce l u ich weryfi kacji . W ciągu 1945 w NAGA Langley Labaratory w Virginii prowadzono badania układu nożycowego, ale zostały one wstrzymane na rzecz układu symetrycznego. Rozpoczęto próby w tunelach aerodynamicz­ nych, a w 1946 badano w locie kilka mode l i . Także John Campbel z NAGA rozpoczął w tym czasie badania modelu ze skrzydłami skośnymi w tunelu lotu swobodnego w Lan­ gley. Kąt skosu skrzydeł był ręcznie zmieniany od 0° do 60°. Wyniki prób pokazały, że model wykazuje niespodziewanie dobre charak­ terystyki lotne aż do kąta skosu około 40°. W 1947 Charles Donlan rozpoczął zatem w Langley program , którego celem było określenie przydatności zmiennej geometrii dla samolotu Bel l X-1. W czasie tych badań stwierdzono istnienie problemu przemieszczania się środka ciężkości i środka parcia, który o kilka lat opóźnił powstanie l atającego prototypu . Stwierdzono konieczność przesuwania płata do przodu w czasie zwiększania kąta skosu w cel u kompensacji zmiany stateczności podłużnej - fakt, który znali już wcześniej inżynierowie Messerschm itta pracujący nad projektem P.1114. W czasie prowadzonych prac przyjęto dla X-1 inny układ i prace nad przystosowaniem go do zmiennej geometrii wstrzymano. Podobnie stało się później z samolotem Bel l X-2 i dopiero propozycje dotyczące następnego projektu oznaczonego X-5 miały przynieść kon kretne rezultaty. Zespół Lockheeda kierowany przez C.L. "Kelly" Johnson-a już w 1945 opracował sposób na ustalenie położenia środka ciężkości w czasie zmiany kąta skosu. Pol egał on na automatycznym przepom­ powywaniu paliwa między zbiornikami w czasie ruchu skrzydeł . Opatentowano nawet mechanizm zmiany kąta skosu, bardzo po­ dobny do użytego później przez General Dynamics w samolocie F-111. Jednak konstruktorzy Lockheeda doszli do wniosku, że duża masa i rozmiary mechanizmu zmiany kąta skosu zniweczą korzyści płynące z użycia Pierwszy zmien nej geometrii i dlatego wstrzymano prototyp prace nad tym zagadnieniem. samolotu Od początku 1948 zespół Be lla pod Be//X-5 kierunkiem Roberta Woodsa pracował nad projektam i wyko rzystującymi zmianę kąta skosu skrzydeł w locie. Przedstawiono US A i r Force p ro p o zycję z b u d owan i a 2 4 myśliwców przechwytujących, ale spotkało się to z dość chłodnym przyjęciem i dlatego

8

Beli spróbował nakłonić NAGA do sfi nansowania budowy samolotu doświadczal nego. W l i pcu 1948 Robert Woods, bazując na próbach tunel owych modelu X-1 oraz na doświadczeniach Waldemara Voigta, pracującego w tym czasie dla Bella, zaproponował modyfikację samolotu Messerschm itt P.1101. Układ konstru kcyjny P. 1101 sprawiał, że zabudowa mechanizmu zmiany kąta skosu wymagała tylko wykonania nowego centralnego segmentu kadłuba miesz­ czącego mechanizm oraz zabudowę nowego zespołu napędowego (s ilnik mocowany był w środku ciężkości samolotu i niezależnie od podstawowej struktury nośnej kadłuba, co dawało dużą elasty­ czność w wybo rze zespołu napędowego). N iestety P. 1101 został poważnie uszkodzony w czasie transportu z Wright Field do wytwó rni Bella w Wheatfield i nie mógł być wykorzystany do przeróbki. 1 l utego 1949 Be l i przedstawił oficjalną propozycję budowy dwóch samol otów w celu zbadania w locie charakterystyk zmie nnego skosu skrzydeł . 26 l i pca 1949 podpisano kontrakt, Project MX1095, na budowę dwóch samol otów doświadczalnych oznaczonych jako X-5 . Określono, że samolot zostanie użyty wyłącznie do poznania c harakterystyk aerodynamicznych lekkiego samolotu przechwytującego i nie jest planowana seryjna produkcja tego mode l u . Ograniczenie tylko do dwóch egzemplarzy samolotów badawczych było spowodowane wieloma zastrzeżeniami formuło­ wanymi przez ośrodki badawcze konstrukcji i napędów lotniczych z bazy Wright Fie ld. Krytykowano głównie małą masę samolotu, ogra­ ni czającą możliwość przenoszenia wymaganego uzbrojenia i dostatecznej ilości paliwa, oraz zabudowę jedynego zbiornika paliwa bezpośrednio nad sil ni kie m , co w razie jego uszkodzenia mogło spowodować zalanie rozgrzanego silnika, wybuch paliwa i nie­ uni knione zniszczenie samolotu . W czasie gdy jeszcze trwały negocjacje z NAGA i. dowództwem USAF, Woods projektował mechanizm napędzający skrzydła oraz prowadził intensywne badania tunelowe modeli w konfiguracj i pod­ i naddźwiękowej w celu określe nia ich stateczności, sterowności i

zachowania się po wejściu w korkociąg. W czasie testów w tunelu aerodynamicznym objawiły się trudności z wyjściem z korkociągu . Zaproponowano wówczas zainstalowanie specjal nego spadochronu, ale specjaliści z NACA wyrazil i opinię, że nie będzie to konieczne. Dodano jedynie małą płetwę pod końcem belki ogonowej w celu zwiększenia powierzchni statecznika pionowego, co jednak tylko w małym stopniu wpłynęło na poprawę sytuacj i . Problemy te, do których nie przywi ązywano w tym czasie dostatecznej wagi, do­ prowadziły później do zniszczenia jednego z prototypów X-5 i śmierci pilota USAF - majora Popsona. Trwała bud owa maki ety samolotu, którą poddano analizie w czasie odbioru makietowego w październiku 1949. W czasie tego spotkania sprawdzono kabinę ciśnieniową, system klimatyzacj i, podjęto decyzję o od strze liwaniu osłony kabiny w sytuacjach awaryj­ nych o raz sposobach bl okady goleni podwozia. Szczególną trudność inżynierom Bella sprawiło skonstruowanie skutecznego systemu uszczelniania przerw między kadłubem, a skrzydłami. Gdy skrzydła obracały się i przemieszczały wzdłuż kadłuba pojawiała się przerwa między kadłubem a krawędziami natarc ia i spływu skrzydeł. Rozwiązan iem okazał się mały uskok na krawędzi natarcia związany z kadłubem i wypełniający lukę po skrzydle, podczas zwiększania kąta skosu. Projektowanie i wyko­ nanie przejścia kadłu b-skrzyd ło opóźniły program X-5 prawie o rok. Ostatecznie 15 lutego 19 5 1 pierwszy egze mplarz X-5 o numerze 50-1838 został wytoczony z wytwórni w Wheatfi eld i rozpoczął próby naziemne. Sprawdzono wówczas m . i n. działanie i nstalacji pokład­ owyc h, napędów powierzchni sterowych, układu ręcznego sterow­ ania kątem skosu skrzydeł, układu sterowania kątem zaklinowania statecznika poziomego, system u wysuwania slotów, otwieranie osłony kabiny i ruchy fotela pilota. Wykonano także pierwsze uruchomienia sil nika oraz próby fote la wyrzucanego. Po ins pekcji technicznej specjali stów wojskowych , samolot został zdemontowany i przewieziony do bazy Edwards. Rankiem 20 czerwca 195 1 pilot doświadczalny Be lla - Jean "Skip" Ziegler wykonał pierwszy lot na samolocie X-5 . W czasie zniżania pilot zaobserwował gwałtowny wzrost ciśnienia paliwa w zbiorniku, co mogłoby spowodować zniszczenie ścianek zbiornika i wyciek paliwa na gorące części silnika. Po wyl ądowaniu i sp rawdzeniu instalacji pal iwowej okazało się, że uszkodzony był jedynie wskaźnik ciśnienia paliwa. Kłopoty z instru mentam i pal iwowym i , połączone z i n nymi o mniejszym znaczeniu, spowod owały tygodniowe uziemienie samolotu. 27 lipca, w czasie p iątego lotu, został po raz pierwszy uruchomiony mechanizm zmiany kąta skosu skrzydeł. Spróbowano jednak tyl ko małej zmiany skosu i dopiero w dziewiątym locie

Bel/ X-5 ze skrzydłami w dwóch skrajnych polożeniach

dokonano pełnego wychylenia skrzydeł - od 20 do 60° i z powrotem. 2 3 sierpnia generał Albert Boyd, dowódca Ośrodka Prób w Locie w Edward s, jako pierwszy pilot USAFwykonał lot na X-5 . 8 października zakończono 30-god z i n ną fazę testów producenta i samo l ot przekazano do ośrodka NACA w bazie Edwards do dalszych prób. Dzień później został przewieziony do Edwards drugi egze mplarz samolotu X-5 o numerze 50-1839. Został on oblatany przez "Ski pa" Zieglera 10 grudnia i po odebraniu przez wojska lotnicze został 9

włączony do wspólnego z 50-1838 programu prób w locie. Bogaty plan prób obejmował serię lotów z małą prędkością oraz próby stateczności i sterowności w lotach z różnymi kątami skosu skrzydeł. W czasie wstępnych lotów Ziegler testował wpływ położe­ nie hamulców aerodynamicznych, umieszczonych po obu stronach górnej części kadłuba nad wlotem powietrza do silnika i przed osłoną kabiny pilota, na właściwości lotne X-5. Ponieważ zaburzony opływ powietrza za wychylonymi hamulcami powodował drgania tylnej części kadłuba czyli tzw. buffeting, USAF zaplanowały bardziej złożone, ogólne badania hamulców aerodynamicznych. Samolot uzyskał opinię trudnego w pilotażu i złośliwego w warunkach przeciągnięcia. Jednak ostatecznie NACA przekonała się do unikalnej cechy X-5, który zapewniał pełny zakres kątów skosu skrzydeł w jednym samolocie. Skrzydła ustawione przy minimalnym

Be//X-5

10

kącie skosu dawały krótkie starty i lądowania oraz duże wznoszenie, co stało się powodem wykorzystania X-5 w roli samolotu śledzącego w czasie prób innych samolotów doświadczalnych. W czasie budowy i późniejszych prób firma Beli usilnie starała się nakłonić Air Force do zakupu myśliwskiej wersji X-5. Po rozpatrzeniu tych propozycji, sformułowano wymagania, po spełnieniu których myśliwska wersja X-5 mogłaby zostać zakupiona. Sprowadzały się one do kilku, ale o podstawowym znaczeniu zmian konstrukcyjnych: nowego podwozia mogącego unieść samolot o zwiększonej masie, powiększonego kokpitu mieszczącego stan­ dardowy fotel wyrzucany, nowych hamulców aerodynamicznych umi­ eszczonych w innym miejscu samolotu, wzmocnienia struktury siłowej płatowca koniecznego dla przeniesienia większych obciążeń w locie, dwukrotnego zwiększenia ilości paliwa i takiego jego rozmie­ szczenia, aby zbiorniki nie sąsiadowały bezpośrednio z silnikiem. Spełnienie tych wymagań prowadziło do prawie całkowicie nowej konstrukcji i stało się powodem zaniechania prac nad rozwojem X-5. Co więcej, USAF uznały ostatecznie, że taktyczna wartość samolotów o zmiennej geometrii skrzydeł będzie wątpliwa. Niepowodzeniem zakończyły się także próby instalacji innych typów napędu. X-5 był napędzany silnikiem Allison J35-A-17A o ciągu 2180 daN. Zakładano, że zostanie on zastąpiony przez nowo powstający silnik Westinghouse XJ46-WE-2 o ciągu 2670 daN, ale problemy z jego rozwojem udaremniły te plany. W lutym 1951 Bell zaproponował instalację silnika Wright J65, który pozwoliłby na wzrost prędkości maksymalnej X-5 z Ma=0,99 do Ma=1, 04. Rozważano także montaż silnika XJ46-WE-1 z dopalaczem oraz dodatkowych rakiet przyśpieszających o ciągu 670 daN. Bell zakładał, że da to autentyczne możliwości lotu naddźwiękowego na dużych wysokościach i rozszerzy zakres badań jakie można by przeprowadzić przy użyciu X-5. Końcową próbą poszerzenia możliwości X-5 była propozycja wykorzystania silnika XJ46-WE-1 z dopalaczem oraz dwóch rakiet o ciągu 1780 daN, co pozwoliłoby na osiągnięcie Ma=1,4 na wysokości 12000 m. Wszystkie te propozy­ ' cje zostały odrzucone przez NACA ze względu na wiele zastrzeżeń natury technicznej, dotyczących wytrzymałości struktury płatowca X-5. W połowie finansowanych przez NACA lotów próbnych program X-5 miał swój czarny dzień. 14 października 1953 major Raymond Popson w czasie wykonywania prób przeciągnięcia na prototypie 50-1839 wpadł w korkociąg, z którego nie zdołał wyjść. Podjął nieudaną próbę opuszczenia samolotu i zginął gdy X-5 uderzył w ziemię. Program prób kontynuowano wykorzystując 50-1838 i ostatecznie zakończono go w 1955.

Konstru kcja X-5 była niewątpl iwie kompromisem wywołanym koniecznością przesuwania skrzydeł wraz ze zmianą ich kąta skosu, dla zachowania wymaganej stateczności i sterowności we wszystkich fazac h lotu. Spowodowało to znaczne skompl ikowanie konstrukcj i , c o wraz z zastrzeżeniami stawianymi przez USAF zniweczyło nadzieje Bella na produ kcję seryjną wersj i bojowych. Wyniki prób wykony­ wanych przez X-5 stanowiły jednak cenny materiał poznawczy doty­ czący zagad nień sterowności i stateczności samol otu ze skrzydłami skośnymi w ekstremal nych warunkach lotu (np. w korkociągu), co pozwol iło na sform ułowanie wie l u ogól nych zasad projektowania samol otów. X-5 wykonał wszystkie loty badawcze zaplanowane w orygi nal nych programach NACA i Air Force, stając się jednym z niewielu samol otów badawczych, które spełniły ten warunek. Po­ zostały jedyny egze mplarz X-5 nr 50-1838 wrócił do dyspozycj i USAF. Obecnie znajduje się w magazynie muzeum Air Force w bazie Wright Patte rson w Ohio i oczekuje na renowację. Za ciosem - Grumman XF10F Jaguar

Firma Grumman od momentu swego powstania zajmowała się budową samol otów bojowych na potrzeby lotni ctwa amerykańskiej marynarki wojennej. Jednym z mniej znanych z nich pozostał XF10F Jaguar - pierwszy samolot ze zmiennym skosem skrzydeł w locie, od początku budowany jako maszyna bojowa. Również on, podobnie jak Be l l X-5, wywodził swój rodowód od samolotu Messerschm itt P . 1101. Podczas gdy twórca P. 1101, Waldemar Voigt, po za­ kończeniu l l wojny światowej trafił do fi rmy Bell i przyczynił się do powstania samol otu X-5 , główny aerodynam i k Messerschm itta i członek zespołu Voigta - Josef J. Hubert został zatrudniony przez firmę Grumman do projektowania nowego myśliwca. W 1947 oczywiste stało się, że przyszły myśliwiec pokładowy­ będzie napędzany silnikiem odrzutowym oraz będzie miał skośne skrzydł a w celu opóźn ienia niekorzyst­ nych efektów ściśl iwości przy zbliżan i u się d o prędkości dźwięku. Przyjęcie takiego układu powo­ dowało kłopoty w projektowaniu samolotów bazu­ jącyc h na lo tn i s k owcac h . Po n i e waż p o k ł a d lotniskowca jest w ciągłym ruchu, samolot z niego startujący i na nim lądujący powi nien mieć bardzo dobre własności pil otażowe w zakresie małych prędkości . Poza tym należało uwzględnić, że lot­ niskowce US Navy nie były je szcze wyposażone w systemy katapult i urządzeń l ą d ujących, które

mogłyby obsługiwać nowo wprowadzane do służby ciężkie samoloty o napędzie od rzutowym. 3 września 1947 firma Grumman przedstawiła US Navy pro­ pozycję budowy od rzutowego pokładowego samolotu myśliwskiego z płatem skośnym. Bureau of Aeronautics (BuAer) wykazało ogra­ niczone zainteresowanie tą propozycją i zaleciło przeprowadzenie analizy nowej wersj i samolotu F9F-2 Panther ze skośnymi skrzy­ dłami, który oblatano 2 1 1istopada 1947. Jego nowa wersja miała mieć ścięte na końcach s krzydła delta, usterzenie typu T o raz napęd w postaci silnika Pratt & Whitney J42 (był on wersją silnika Rolls­ Royce Nene) . Wymagania dotyczące osiągów i uzbrojenia spowo­ dowały tak znaczącą przeróbkę samolotu Panther, że projektowi nadano nowe oznacze nie XF10F-1 i nazwę Jaguar. 4 marca 1948 zamówiono 2 prototypy, których obloty zaplanowano na sierpień i październik 1949. Jednak testy tunel owe wykazały niepożądane charakterystyki przy dużych i małych prędkościach, co spowodowało zmianę obrysów powierzchni nośnych na trapezowe. Ale zmiany zażądane przez BuAer, w szczegó lności konieczność zabud owy ra­ daru AN/ AP5-25 z anteną o średnicy 30 cal i , oraz zbyt optymistyczne założe nie wartości ciągu silnika spowodowały duże zmiany w projek­ cie, wzrost masy i konieczność zastosowania nowego zespołu n apęd owego w p o staci s i l n i ka Westinghouse XJ40-WE-6 z dopalaczem od J48. Pozwol i ło to na zwiększenie prędkości maksy­ mal nej oraz prędkości wznoszenia. Tymczasem BuAer zasugerowało dwukrotne zwiększenie promienia bojowego, co wymagało znaczą­ cego zwiększenia ilości zabieranego przez samolot paliwa, a co za tym idzie kolejny wzrost masy i poważne zmiany konstru kcyjne. Ponieważ masa uległa dużemu wzrostowi, pogorszyło to własności samolotu przy małych prędkościach, a szczegól n ie zwię kszyło prędkości startu i l ądowania. W celu ich zmniejszenia oraz po-

XF10F-1 Jaguar w swym pierws zym locie. Dobrze widoczna duża owiewka mechanizmu zmiany kąta zaklinowania usterzenia poziomego

11

Grumman XF10F-1 startuje do kolejnego lotu

prawienia widoczności w czasie podejścia do lądowania na pokładzie lotniskowca, postanowiono zastosować płat o zmiennym ką� ie zak : l i nawania względem kadłuba. W czasie startu płat m1ał byc ustawiony na dużym kącie zakli nowania, a tym samym na dużym kącie natarcia (wykorzystano to później w samolocie F-8 Crusader). Podobn ie byłoby w czasie podejścia do lądowania. w tym czasie powstała ciekawa wersja XF10F-1 jako myśliwca przechwytującego. Przeprojektowano dolną część kadłuba, tworząc wzdłuż jego całej długości przestrzeń , w której umi eszczono s1ln1k rakietowy Curtiss-Wright o ciągu 2160 daN oraz zbiorn iki paliwa, alkoholu i ciekłego tlenu. Silnik raki etowy został ustawiony pod kątem 16,5° w dół względem poziomu tak, że wektor ci ągu przechodził przez środek ciężkości samolotu. Wloty pow1etrza umi­ eszczono wyżej i z tyłu w stosunku do projektu wyjści owego, otrzy­ mując bardziej smukły obrys kadłuba. Projekt nie doczekał � ię jednak realizacj i , ponieważ zakładał zbyt ograniczone mozl1wosc1 wykonywania zadań bojowych. Podobnie stało się z propozycJą budowy we rsj i z dodanym stanowiskiem ope ratora radiolokatora, który miał zajmować miejsce w powiększonym nosie samolotu przed kabiną pilota, siedząc tyłem do kierunku lotu. Na początku 1949 Grumman otrzymał końcową wersję wyma­ gań i na tej podstawie postanowiono zbudow �ć makietę sa m. olotu. Komisja odbie rająca makietę zaleciła wzmocn1en1e konstrukCJI płata i ty lnej części kadł uba . Było to spowodowane wymaganiem przenosze nia wi ększej masy uzbrojenia na węzłach podskrzydłowych oraz kłopotami w czasie lądowań przy pomocy haka testowanego w tym czasie samol otu F9F Panther. Ciągły wzrost masy sp ?wod ował . tak duży wzrost prędkości przeci ągn ięcia, że samolot me mogłby operować z posiadanych przez USA lotniskowców. Co więcej w kwietniu 1949 wstrzymano budowę dużego lotniskowca ude12

rzeniowego USS "United States" i problem przystosowania nowej konstrukcji do op­ erowania z pokładów istniejących l ot­ niskowców stał się jeszcze trud niejszy do rozwiązania. Jaguar był w tym czasie priorytetowym myśl iwca programem bud owy wielozadaniowego dla US Navy, którego zadaniem miało być patrolowanie obszaru powietrznego wokół własnych okrętów, przechwytywanie obcych samol otów oraz osłona własnych samol otów uderzeniow­ ych w każdych warunkach atmosfe ry­ cznych. Szukając optymalnych rozwiązań, 7 l i pca 1949 Grumman zaproponował wykorzystanie skrzydeł o zmiennym skosie w celu poprawie nia cha rakterystyk lotnych przy małych prędkościach, a szczególnie dla obniżenia prędkości startu i lądowania. Poza zmnie­ jszeniem prędkości przeciągnięcia, zamierzano zwiększyć prędkość wznoszenia, a także zasięg i długotrwałość lotu. w projekcie zastosowano też wiele innych nowości. Dla zmini­ malizowania oporu fal owego przeniesiono statecznik poziomy z kadłuba na szczyt stateczn ika pionowego. Ponieważ sądzono, że wystąpią problemy ze statecznością i nie da się wykorzystać hy­ draulicznego napędu do zmiany kąta zaklinowania statecznika po­ zi o m e g o , a oba w i a n o s i ę n i eskute c z n o ś c i w lotach okołodźw i ękowych kl asycznego układu składaj ącego się ze statecznika i ste ru, postanowiono zastosować aerodynamicznie wyważaną tzw. serwopowierzchnię. Była to mała powierzchnia nośna na wysięgniku, która wraz ze statecznikiem tworzyła układ kaczki. w celu zmiany kąta wychylenia statecznika pilot sterował przedmą powierzchnią, ustalając nowy stan równowagi sił aerodynamicznych przy nowym kącie zaklinowania całego statecznika. Siły na d rążku potrzebne do wychylenia przedniej powierzchni statecznika były małe i d l atego wierzono, że jest to idealne rozwiązanie. w celu zbadania nowego układu NACA uruchomiła kilka pro­ gramów badawczych. Badano cha rakterystyki transsoniczne zd alnie sterowanego modelu z napędem rakietowym. W tunelu ae rody­ nami cznym badano model przy małych prędkościach lotu oraz przeprowadzono symul acje komputerowe układu sterowania stateczn ikiem poziomym. Próby wykazały, że taki układ sterowa nia podłużnego ma duże wady. O ile przy dużych prędkościach lotu zachowywał się poprawnie, to przy małych stały się widoczne jego

111\

Grumman XF10F-1 Jaguar niedoskonałości. Układ miał dużą bezwładność i był czuły na gwałtowne podmuchy atmosfery oraz burzliwy opływ strugami powietrza za płatem głównym po jego przeciągnięciu. Ostatecznie uznano jednak, że wiele z tych niedoskonałości jest efektem skali modeli i nie będzie miało miejsca w rzeczywistym samolocie. Na F6F H ellcat, który odtwarzał charakterystyki lotne przyszłego samolotu, pilot doświadczalny firmy Grumman C.H. "Corky" Meyer wykonał loty zapoznając się z charakterystykami sterowania poprzecznego

przyszłego samolotu. 18 sierpnia 1950 US Navy złożyła zamówienie na 12 egzem­ plarzy XF10F-1, ale oficjalny kontrakt na ich budowę podpisano dopiero 14 grudnia. 10 lutego 1951 zamówiono dalsze 70 maszyn - był to efekt wybuchu wojny koreańskiej latem 1950. Montaż pierwszego egzemplarza samolotu XF10F-1 Jaguar został ukończony na początku 1952 i po próbnych kołowaniach w wytwórni Grummana w Bethpage został przewieziony do bazy Ed13

wards. Już w czasie prób, fabrycznych prowadzonych przez Meyera, lotu pokazowego dla Sekretarza US Navy, "Corky" Meyer podszedł do lądowania ze zbyt dużą prędkością opadania, chciał zwiększyć pojawiły się problemy ze sterowaniem statecznikiem poziomym. ciąg silnika, ale z powodu jego bezwładności nie przyniosło to Pierwszy lot prototypu odbył się 19 maja 1952. Stało się żadnego efektu. Samolot przyziemił z prędkością opadania 6 m/s i wówczas jasne, że samolot będzie sprawiał dużo kłopotów. Po zatrzymał się już po 275 m bez użycia hamulców. Sekretarz orzekł, starcie pilot nie mógł schować slotów, co ograniczyło prędkość do że Jaguar jest wspaniałym samolotem i kazał zamówić dodatkowo 370 km/h, a gdy chciał schować klapy okazało się, że powoduje to 30 egzemplarzy. tak dużą zmianę momentu pochylającego, że nawet pełne wychylenie Loty próbne potwierdziły jednak wcześniejsze zastrzeżenia drążka nie mogło jej zniwelować. Zmusiło to pilota do szybkiego wobec nowego sposobu sterowania podłużnego samolotu. Cały lądowania. W drugim locie w czasie próby przeciągnięcia pilot statecznik miał dużą bezwładność i z opóźnieniem reagował na ruch usłyszał eksplozję w silniku i po jego wyłączeniu lądował lotem drążka sterowego. Zbyt gwałtowny ruch drążka powodował zwięk­ ślizgowym. Kontrola silnika nic nie wykazała, ale po kilku lotach szone wychylenie statecznika wymagające skontrowania przez pilota sytuacja się powtórzyła. Po szczegółowej kontroli okazało się, że i dopiero po dwóch sekundach ustalała się równowaga sił układu jedna ze śrub mocujących plakietkę z nazwą firmy na skrzynce układu statecznika. W czasie jednego z lotów z małą prędkością samolot sterowania zasilaniem paliwa była zbyt długa i jej koniec wchodził nagle stal się niesterowny. Pilot chciał opuścić kabinę, ale po prostu między obwody sterujące powodując spięcia. Po wymianie skrzynki nie mógł się z niej wydostać i w jakiś cudowny sposób zdołał sterującej ten problem już więcej się nie pojawił. wylądować. To przesądziło o porzuceniu dalszych prac nad rozwojem W czasie 231otu, przy prędkości640 km/h oderwała się osłona kabiny pilota i zaistniała groźba samoistnego odpalenia fotela aerodynamicznie równoważonego sterowania podłużnego. Przednia powierzchnia sterująca statecznika poziomego miała zbyt małe wyrzucanego. Jak się później okazało, sworzeń zabezpieczający fotel wydłużenie, aby mogła sterować statecznikiem przy małych przed przypadkowym odpaleniem nie miał wsadzonej zawleczki i na prędkościach lotu, natomiast przy dużych prędkościach dawała tak miejscu trzymała go tylko siła tarcia. W czasie innego lotu wystąpiły duże siły na drążku, że pilot z największym trudem mógł sterować kłopoty z powrotnym ruchem skrzydeł po zwiększeniu kąta skosu. samolotem. Dopiero pod koniec programu prób przekonstruowano Proces powrotu do konfiguracji z małym skosem trwał ponad minutę, układ sterowania i zastosowano hydrauliczny napęd statecznika gdy zazwyczaj zabierało to tylko od 5 do 10 sekund. Jak się okazało poziomego zapożyczony z samolotu F9F-6 Cougar. po sprawdzeniu, temperatura płynu hydraulicznego w instalacji 25 kwietnia 1953, po 32 lotach wykonanych przez Jaguara, zmiany kąta skosu przekroczyła o 30°C wartość dopuszczalną. Po wstrzymano loty wszystkich samolotów napędzanych silnikiem J40. wymianie płynu na bardziej odporny na wysoką temperaturę, awaria W ciągu kilku dni zdarzyło się bowiem 11 wypadków samolotów nie powtórzyła się. McDonnell F3H-1 Demon spowodowanych kłopotami z tym sil­ Kolejnym źródłem kłopotów był silnik firmy Westinghouse- J40. nikiem. Przesądziło to ostatecznie o wstrzymaniu także programu Ponieważ nie zakończono jeszcze z nim prób fabrycznych, egzemplarz Jaguara. zainstalowany na Jaguarze nie mial dopalacza, a więc osiągano tylko 68% ciągu maksymalnego. Wpływało to na --------..-:--��"'!!"'�--"'::"-�• znaczne wydłużenie startu oraz nie pozwalało na przekroczenie prędkości dźwięku. Poza tym silnik mial bardzo dużą bezwładność. Po rozpędzeniu walu do maksymalnej prędkości obrotowej, dawał tylko 30% ciągu nominal­ nego. Musiało upłynąć aż 21 sekund do uzyskania pełnego ciągu. Było to nie­ dopuszczalne dla samolotu myśliwskiego, którego podstawową cechą jest możliwość gwałtownego przyśpieszania i hamowania w czasie walki powietrznej. Przypadkowo bezwładność silnika na krótko pomogła karierze Jaguara. Podczas 14

Losy samolotu XF10F-1 Jaguar stały się potwierdzeniem znanej zasady, aby nie umieszczać w jednej konstrukcji zbyt wielu nowator­ skich rozwiązań. Jak się później okazało najbardziej oryginalne z nich, system zmiany kąta skosu skrzydeł praktycznie nie sprawiał większych kłopotów. Główną przyczyną niepowodzeń był niedopr& cowany zespół napędowy oraz system sterowania statecznikiem poziomym. W tym czasie do wyposażenia lotnictwa US Navy zaczęto wprowadzać bardziej dopracowane samoloty F9 F Cougar, też firmy Grumman. Z kolei Brytyjczycy opracowali nowy system katapult parowych, który w powiązaniu z zastosowaniem pokładu startowego o lekkim wzniosie pozwalał na start ciężkich samolotów. Jedyny latający egzemplarz Jagura, wraz z drugim prototypem zmontowanym w 90%, został odesłany do Naval Air Material Center w Filadelfii. W ten sposób zakończyła się historia prawdopodobnie najbardziej nowatorskiego samolotu firmy Grumman. Doświadczenia zdobyte przy jego projektowaniu i próbach zaowocowały dopiero w latach siedemdziesiątych produkcją kolej nego samolotu z serii ko­ tów - F-14 Tomcat, który posiada doskonałe własności lotne dzięki wykorzystaniu zmiennego skosu skrzydeł.

nr 595464. W 1946 Wall is opublikował także pracę pod tytułem "The Application of the Aerodynamie Properties of Three Dimen­ sional Bodies to the Stab i l isation and eontroi of Aerodynes" rozwi­ jającą ten temat. Niepowodzenia z programem M iles M .52 i zawarcie· z firmą Vickers kontraktu na badania różnych konfiguracji modeli samolotów naddźwiękowych dało Wal l i s · owi realną możliwość sprawdzenia swojej teorii. Niestety cały program badania modeli zakończył się fiaskiem i został wstrzymany po oblocie modelu w konfiguracji M . 5 2 . Brak stateczni ka pionowego w połączeniu z praktycznie prostymi skrzydłami dawał małą stateczność kierun­ kową całego układu, a sposób sterowania kątem skosu i zaklinow­ ania skrzydeł okazał się niezwykle skomplikowany. W tym samym czasie Royal Aircraft Establishment (RAE) wystą p i ł o z propozycją bud owy 2 0-m i ej sc owego samo lotu pocztowego o masie całkowitej 400000 funtów (181440kg) z prostym i cienkim płatem oraz o bardzo dużym zasięgu - takim, aby mógł on dolecieć do Sydney w Australii bez uzupełniania paliwa. Jednak Ministry of Supply było zainteresowane militarnym wykorzysProjekt Wallisa wg patentu 595 464

Brytyjskie sny o potędze

Prawdopodobnie najdłuższymi i najbardziej kosztownymi lot­ niczymi programami badawczymi w Wielkiej Brytanii były te, które dotyczyły zmiennej geometrii i skośnych skrzydeł. Począwszy od 1945, idea zmiennej geometrii przyczyniła się tam do rozpoczęcia i późniejszego wstrzymania wielu programów, wywołując wielkie kon­ trowersje. Prawie 30 lat zajęły badania, które doprowadziły w końcu do powstania samolotu Tornado opracowanego w ramach między­ narodowego programu budowy wielozadaniowego samolotu bo­ jowego M RCA (Multi-Role Combat Aircraft). Pod koniec 11 wojny światowej znany konstruktor dr Barnes Neville Wallis, szef Research and Development Department w firmie Vickers-Armstrongs (później British Aircraft Corporation) w Weybrid­ ge, rozpoczął studia nad aerodynamiczną efektywnością statku l atającego. Efektem tych prac był nowatorski projekt bezogonowego samolotu, w którym zmiany kąta skosu i kąta zaklinowania skrzydeł zapewniały cały zakres sterowania względem trzech osi (podłużne, poprzeczne i kierunkowe). Eliminacja konwencjonalnych usterzeń poziomego i pionowego miała dać wzrost doskonałości układu poprzez eliminację oporów szkodliwych wytwarzanych przez te powierzchnie. 1 marca 1945 Wallis złożył w urzędzie patentowym opis tego rozwiązania ( l mprovements in Aeroplanes), wraz ze szczegółowym rozwiązaniem konstrukcji węzłów mocowania skrzy­ deł i sposobów sterowania. 5 grudnia 1947 uzyskał na nie patent

��==== / ====\ =f1�t=Y

\lJJ

�

�

---- - --

15

Model Wild Goose na rampie startowej w czasie prób w Predannack na początku lat 50.

taniem nowego pomysłu, a Wallis chciał wykorzystać nadarzającą się możliwość zbadania możliwości wykorzystania nowego układu dla samolotu transportowego. Te zasadnicze różnice w podejściu do tematu miały się później ciągnąć przez następną dekadę. W pierwszym podejściu nowy samolot przyjął postać bez­ ogonowca ze skrzydłami o zmiennym skosie, które wykorzystywano także do sterowania pochyleniem poprzez zmianę ich zaklinowania. Wcześniejsze nieudane próby z modelami spowodowały dodanie usterzenia pionowego. Próby uproszczenia konstrukcji zaowocowały rozwiązaniem, w którym oś obrotu skrzydeł była tak odchylona od pionu, że w czasie zmiany kąta skosu jednocześnie następowała zmiana kąta ich zaklinowania. Ten schemat stał się początkiem programu Green Lizard rozwoju nowego typu pocisku przeciwlotniczego finansowanego przez Ministry of Supply. Miał to być pocisk przechwytujący, odpalany z gwintowanej lufy, który po jej opuszczeniu wysuwałby skośne skrzy­ dła i leciał do celu napędzany przez lekki silnik turboodrzutowy. W momencie osiągnięcia rejonu celu miały otwierać się pokrywy z tyłu pocisku, umożliwiając opuszczenie korpusu przez1 00 wirujących kul tworzących śmiercionośną chmurę niszczącą cel. Przewidywano, że stanowiska startowe będą rozmieszczone wzdłuż całego brytyj­ skiego wybrzeża, w gotowości do przechwycenia radzieckich bom­ bowców lecących z prędkością do Ma=0,8. W porównan iu do konwencjonalnie sterowanych pocisków rakietowych , projekt wyróżniał się dużą prędkością wznoszenia i zasięgiem. Prototyp działa do wystrzeliwania pocisków został zbudowany przez Vickers­ Armstrong i zainstalowany w Weybridge. Green Lizard był dla armii celem ostatecznym, ale Wallis postanowi! wykorzystać ten program jako początek znacznie poważniejszych prac nawiązujących do projektu dlugodystansowego 16

samolotu pocztowego. Nowy program otrzymał nazwę Wild Goose, co było nawiązaniem do kształtu płatowca w rzucie z góry, który był podobny do lecącej gęsi. Pierwsze loty modeli Wild Goose startu­ jących z ręki przeprowadzono w Weybridge, a dalsze próby modeli z własnym napędem prowadzono w National Aeronautical Estab­ lishment w Thurleigh. Modele, napędzane silni kami rakietowymi, były zdalnie sterowane z ziemi, ale mogły też wykorzystywać włas­ nego autopilota. Dwa pierwsze starty Wild Goose zakończyły się niepowodzeniem, No1 uległ przeciągnięciu, a No2 natychmiast uderzył w ziemię. Było to spowodowane niekorzystnym wpływem stanowiska startowego na opuszczający go obiekt i zmarnowano dużo czasu i pieniędzy aby zadowalająco rozwiązać ten problem. W końcu zastosowano specjalny wózek startowy, który zapewniał od­ sunięcie pocisku od strefy zaburzeń wokół niego, oraz zwiększono dwukrotnie ciąg silnika rakietowego do 250 funtów (111 daN). 19 stycznia1950 w czasie śnieżnej zadymki pocisk poprawnie wystartował i rozpoczął wznoszenie, ale po chwili załamał trajektorię lotu i uderzył w ziemię. Było to spowodowane awarią systemu zdalnego sterowania. Próbę określono jednak jako sukces i po niezbędnych przeróbkach systemu sterowania postanowiono konHeston J. C.9

�

�:=::=:

�

tynuować loty. Ich miejscem stało się nieużytkowane już przez RAF lotnisko Pred annack w Kornwalii. Wózek startowy został ustawiony na szynach, przez co stanowisko startowe Wild Goose stało się cięższe i bardziej skomp l i kowane. Dopiero w kwietniu 1952 Wild Goose wykonał pierwszy bardziej pomyślny lot, ale pod jego koniec znów pojawiły się kłopoty ze sterowaniem i pocisk uległ zniszczeniu po zderzeniu z budynkiem . Ponieważ Wild Goose był obiektem bezp ilotowym , trudno było dokladnie określić jego charakterystyki lotne. Pojawiły się także rozb ieżności pom iędzy założeniami Wal l isa i wynikami badań tunelo-

� n

n

n

Projekt Baynesa wg patentu 664 058 wych przeprowadzonych przez National Physical Laboratory. Aby dokladnie zbadać charakterystyki lotne, podpisano z firmą Heston Aircraft Ltd . kontrakt na bud owę małego pilotowanego samolotu o zmien nej geometri i . Otrzymał on oznaczenie JC.9 (C od nazwiska głównego konstruktora - Cornwalla), został zbudowany i d ostarczony w częściach do Weybridge . Z nie do końca wiad omych powodów, Wal lis nigdy go jednak nie zmontował i ostatecznie samolot został zni szczony. Prawd opodobnie obawiano się narażać życie pilota w próbach tak oryginal nej konstrukcj i . W 1951 M i nistry of Supply wyd ało specyfikację ER. 110T n a naddźwiękowy samolot doświadczalny. Kilka wytwó rni przedstawiło swoje propozycje samolotów np. ze skrzydłami o dużym skosie, w układzie delta, a także ze zmiennym skosem skrzydeł, jak w przy­ padku samol otu Bristol Typ 183 napędzanego siln ikiem Nene . Z

powodu wielkich nadziei jakie żywi ono wobec nowo budowanych samolotów oraz wymagań wojska na samoloty transsoniczne, a nie nad dźwiękowe, specyfikację ER.110T anulowano. Wal l i s rozpoczął wówczas dwa inne programy nazwane Cascade i Heyday. Cascade m i ał być samolotem naddźwiękowym pionowego startu ze skrzydłami, które mogły otwierać się do góry jak żaluzje . N ational Physical Laboratary wykonało nawet pewne badania w ramach tego projektu. Gdy brak pieniędzy mógł wstrzymać dalsze prace, Wal l i s zaczął szukać innych, poza RAF i M i nistry of Supply, źródeł finansowania. Trochę pieniędzy znal azł w marynarce, gdzie rozpoczęto prace nad torpe dami dalekiego zasięgu o napędzie rakietowym . N ajważniejszą sp rawą stało się dobranie takiego kształtu torpedy, aby zapewnić wokół niej lamin arny opływ strug wody (kadłub stawia wtedy najm niejszy opór). Efektem tyĆh prac stał się Heyday, torpeda o przekroju owalnym napędzana czterolopatową śrubą. Modele badano w basenach w Weymouth, ale pon ieważ nie osiągnięto założonego stopnia przepływu laminarnego prace zostały wstrzymane. Także firma Armstrong Whitworth prowadziła wstępne prace nad zmienną geometrią uwieńczone projektem naddźwiękowego myśl iwca A.W.59. Znany konstruktor Leslie Everett Baynes, twórca wielu orygi nalnych szybowców i lekkich samolotów, rozpoczął w 1947 poważne badania nad zmienną geometrią. 11 marca 1949 złożył on w u rzędzie patentowym opracowanie pt. " l mp rovements in High-Speed Ai rcraft" i uzyskał 2 stycznia 1952 patent nr 664058. Baynes opatentował cały samolotjako zi ntegrowany statek powietr­ zny ze statecznikiem pionowym i usterze niem poziomym, które m i ało równoważyć dodatkowy moment pochylaj ący powstający w czasie zwiększania kąta skosu skrzydeł, które nie tylko mogły niesymetry­ cznie zmieniać kąt skosu, ale także kąt zakli nowania względem kadłuba. Poza tym usterzenia poziome i pionowe mogły zwiększać kąt skosu w m iarę wzrostu prędkości. W 1949 Baynes przedstawił M i n i stry of Supply projekt dwusilni kowego myśl iwca naddźwię­ kowego poparty wynikami własnych badań tunelowych, ale mimo początkowego zainteresowania nie uzyskał jego finansowania. N ie zrażony nie powodzen iem opatentował swoje rozwiązania w Wielkiej Brytanii, Francji i USA, a w 1956 przedstawił Ministry of Supply i US N avy nowy projekt myśliwca. Teoretyczne zalety jego rozwiązań były bezdyskusyjne, ale duża masa i kompli kacja mechanizmów napędza­ jących elementy sterujące spowodowały ich od rzucenie i późniejsze wycofanie się Baynes·a z prac nad zmienną geometrią . M i mo kontynuowania prac n a d W i l d Goose, Wallis postanowił rozpocząć nowy projekt, który otrzymał nazwę Swallow (Jaskółka). M i al on stać się kulminacją jego marzeń, samolotem mogącym

17

Barn es Wallis demonstruje jeden z modeli klasy Swallow odpowia­ dający wymaganiom O.R. 330

przelecieć non-stop z Londynu do Sydney z prędkością 500 węzłów (926 km/h) na wysokości 50000 stóp (15240 m). Wallis rozważał radykalną zmianę obrysu zewnętrznego kadłuba. w kształcie l itery delta z powiększonym grzbietem i skrzydłami doczepionymi w jego końcowej części. Skrzyd ła zwiększając kąt skosu do wartości mak­ symalnej miały tworzyć wraz z kadłubem kształt jaskółczego ogona i stąd zapewne wzięła się nazwa samolotu. Swallow został sfi­ nansowany przez M inistry of Supply i stał się pod stawowym p rogra­ mem dotyczącym zmiennej geometrii, zajmując miejsce Wild Goose. W 1955 Wallis przeprowadził próby modelu o dł ugości 2 , 44 m , napędzanego sil nikiem rakietowym, n a poligonie artyleryjskim w Larkhill w Wiltshire. Samolot miał kształt grota od strzały ze skrzy­ dłami o zmie nnej geometrii i sil nikami um ieszczonymi w gondolach nad i pod ich końcówkam i . W czasie zmiany kąta skosu skrzydeł gondole silnikowe obracały się zachowując równoległość osi ciągu Jeden z modeli zaprojekto­ wanych przez Wallisa w ramach programu Heyday

18

d o osi samolotu . Ponieważ Ministry of Supply było coraz bardziej krytycznie nastawione z powodu ci ągłego przedłużania kolejnych programów Wal l isa i gwałtownym wzrost ich kosztów, Vickers Arm­ strong musiał od 1954 pokrywać połowę kosztów badań. W tym czasie wyd ano wymagania O . R . 330 (Operational Re­ quirement No 330) na naddźwię kowy samolot bom bowo-rozpoznaw­ czy o bardzo dużym zasięgu. Wallis, aby przedłużyć finansowanie prac przez armię, przedstawił wariant Swallow spełniający te wyma­ gania. M iał to być czterosilnikawy samolot z sil nikami w obracanych gondolach na końcach skrzydeł. W wersj i nuklearnego bombowca atakującego z d użej wysokości miał posiadać komorę bombową w stożkowym zakończeniu kadłuba, z której bomby wyrzucane byłyby do tył u , dając maszynie czas na oddalenie się i w ten sposób chroniąc ją przed skutkami wybuchu jąd rowego . Inną propozycją rozwiązania problemu obrony powietrznej była koncepcja samolotu patrolowego o dużej d ługotrwałości lotu, zdol­ nego do działania w każdych warunkach atmosferycznyc h . Dzięki zmiennej geometri i i dużej doskonałości konstrukcji mógłby on, przy skrzydłach ustawionych prosto, bardzo dł ugo pozostawać n a pułapie. W momencie pojawienia się zagroże nia składalby skrzydła stając się samolotem przechwytującym , który za pomocą kierow­ anych pocisków rakietowych ni szczyłby wroga. W następstwie dokumentu White Paper, przedstawionego p rzez Duncana Sandy w 19 5 7 , postanowiono wstrzymać finansowanie budowy większości projektów samolotów załogowych . W czerwcu 1957 ten sam los spotkał i projekt Swallow, na który do tej pory wydano ponad milion funtów. M imo tego nadal trwały loty swobodne modeli Swallow, finansowane wspólnie przez RAE i Vickersa. W paźd zierniku 1957 odbyło się spotkanie, którego celem było określenie dalszych kierunków rozwoj u . M iało ono zdecydować, czy budować mały załogowy samolot o zmiennej geometrii, czy też wszystkie wysiłki skierować na badania tunelowe w RAE. Wall is nie był zadowolony z żadnej z tych propozycj i , został zmuszony do szukania innych możliwości finansowan ia. Zwrócił się zatem do Johna Stacka, szefa American M utual Weapons Development Pro­ gramme Office (AMWDPO) w Paryżu . Delegacja AMWDPO udała się do Weybridge, a Wal l i s pojechał do NASA w Langley Fie l d . Dla Amerykanów konce pcja zmiennej geometrii mogła być bardzo użyteczna d l a nowego projektu samolotu uderzeniowego, ale ich konce pcje były dalekie od tego nad czym myślał Wallis. Mimo to, w grudniu 1958 doszło do porozu mienia pomiędzy AMWDPO, rządem JKM i firmą Vickers, na mocy którego miano wspólnie sfinansować sześciomiesięczny program badań załogowego samolotu o zmiennej geo me tri i . W efekcie Amerykanie otrzymali wszystki e d ane

posiadane przez Wa l l isa, ale stru mień pien iędzy z AMWDPO popłynął do Langley Fie l d , a nie na finansowanie programów bry­ tyjskich. W czerwcu 1 9 5 9 J o h n Stack wrócił z n i e p o m y ś l n y m i iadomościam i . Badania przeprowadzone w Langley Field wykazały, że nie jest możliwe uzyskanie zakładanej przez Wallisa d osk­ onałośc i . W odróżnieniu od teoretycznych założeń, obracane gon­ dole skrzydłowe zmn iejszały doskonałość do połowy wartości oniecznej do poprawnego lotu. Poza tym wystąpił problem zadzie­ rania nosa samolotu przy dużych kątach zakl inowania. Uzyskane wyniki oznaczały koniec jednego z najamb it­ Projekt Swallow ni ejszych programów w historii lotnictwa. Nie był to jednak koniec brytyjskich rozważań o możl iwości zastosowani a skrzydeł o zmiennej geometrii. Firma Engl ish Electric Aviation, biorąc udział w konkursie na samolot wg GOR339 (General Ope rational Requirement), wydanych w drugiej połowie 1957, i zakończonym powstaniem TSR . 2 , badała w i e l e n iekonwencjonalnych schematów mogących spełnić te wymagania .vłączając w to i zmienny skos skrzydeł. Jedną z wczesnych propozycji był dwumie­ jscowy, dwusilnikowy górnopłat ze skrzy­ dłami o zmiennym skosie, przesuwającymi się wzdłuż kadłuba w czasie zmiany skosu. iał on mieć długość 25,9 m, rozpiętość maksymalną 15,24 m i minimalną 10,67 m. Jednak szybko stwierdzono, że firma nie posiada d oświadczeń b a d awczych związanych ze zmienną geometrią i d l atego orojekt nie był dalej rozwijany. W kolejnych latach RAF i Royal Navy razem wydały Joint NavaljAir Staff Req uire­ ment 346 na supersamolot przewidywany na lata siedemdziesiąte. Szef Operational Re· ą u i re m e nts ( O R ) m y ś l a ł o s a m o l o c i e przechwytującym dale kiego zasięgu , operu­ jącym zarówno z baz l ądowych jak i z pokła­ dów l otniskowców, o prędkości maksymal nej ędu Ma=2,5-4,5 i zasięgu do przebazo­ ania 6000 mil (9650 km). Potrzebowano akże samolotu uderzeniowego m ogącego rzenieść 10000 funtów (4540 kg) bomb w

>