Начало 50-х годов. Французы начинают создавать серию истребителей-перехватчиков с различными аэродинамическими схемами, различной конфигурацией крыльев и различными двигателями реактивного типа. Первым из созданных самолетов был «Trident I». В последующем было построены самолеты «Гриффон», «Жерфо», «Мираж», «Дюрандаль» и 022 от компании «Ледюк». Первые наработки по истребителю с высокой скороподъемностью проводит компания SNCASO в 1948 году. Так появился на свет французский самолет под названием SO.9000 «Trident I». Через некоторое время самолет назвали просто «Trident I». Он имел комбинированный турборакетный двигатель, и в марте 1953 года этот самолет совершает свой первый полет, а через 2.5 года, достигает скорости в 1.7 Маха.
Для пробных полетов были изготовлены 2 опытных образца. Они проходили испытания до 1955 года включительно. Используя полученные результаты испытаний, французские конструкторы, создают два следующих образца – модифицированные SO.9050 «Trident II». Первый полет турбореактивной модификации самолета происходит в середине 1955 года, а в конце года начались полеты модификации с ракетным двигателем. В этом же году компания получает заказ на создание шести истребителей для проведения эксплуатационных полетов. Первый полет эти самолеты совершили в 1957 году. При проведении полетов была достигнута проектная скорость – 2000 км/ч, а также был установлен ряд мировых рекордов по высоте и скороподъемности. Не обошлось при испытании без жертв и катастроф :
- 1956 год. Во время приземления терпит катастрофу один из образцов;
- 1957 год. Во время взлета терпит крушение еще один образец SO.9050 «Trident II».
Вероятно, данные катастрофы сыграли не последнюю роль в том, что на вооружение приняли «Мираж», ведь считалось, что именно SO.9050 «Trident II» станут основными истребителями-перехватчиками не только французских вооруженных сил, но и ряда других государств.
Конструкция и устройство SO.9000 «Trident I»
Опытный образец самолета компании SNCASO истребитель-перехватчик построен по схеме классического типа. Это среднеплан, имеющий прямое крыло с малым удлинением, элероны и закрылки. Размах составляет 80 сантиметров, хорда 60 сантиметров. Крыло имеет профиль с постоянной хордой 2.4 метра и относительную толщину 4 процента. Элеронами управляли с помощью дифференциального стабилизатора по системе управления. Испытания показали, что поперечное управление было гораздо лучше проектных данных. Поэтому в ходе последующих испытаний постепенно уменьшают передаточное отношение на элероны на 60 процентов. Последние испытания проводились с неподвижными элеронами. А модифицированные самолеты «Trident II» имели полностью неподвижные элероны. Закрылки расположили по всей площади размаха, продольно-поперечное управление осуществлялось с помощью дифференциально-горизонтального оперения с углом сечения -12 градусов. Еще одна интересная особенность SO.9000 «Trident I – поворотный киль, где все 3 плоскости оперения хвостовой части конструктивно идентичны. Каждая плоскость имеет ось поворота на треть хорды от носка, и могут быть взаимозаменяемы. Привод оборудования управления изготовлен по схеме необратимого типа. Фюзеляж имеет веретенообразную форму с передней частью конического исполнения, в которой расположили кабину для пилотов, баки с топливом и двигатель ракетного типа. Кабина пилотов – негерметичного типа, пилот должен был использовать для полетов спецкомбинезон. Она представляет собой единое целое с передней частью фюзеляжа конической формы.
В экстренных случаях кабина отделялась от фюзеляжа и стабилизировалась спецпарашютом. На данном спецпарашюте кабина планировала до заданной высоты, где срабатывал парашют основного использования. Удар о землю смягчала остроконечная конструкция носовой части фюзеляжа. На «Trident II» стали применять герметичную кабину и сидение с катапультой. Топливные баки при аварии также катапультируются, что снизило вероятность послеаварийного взрыва. Шасси 3-х стоечного исполнения с колесами одинарного типа убирались вперед вовнутрь фюзеляжа. Такое шасси обеспечило самолету возможность взлета-посадки на грунтовые ВВП. Конструкция фюзеляжа полумонококового исполнения, а крылья и оперения выполнены по 2-х лонжеронной схеме. При создании самолета широко использовали клей при сборке конструкции, например при сборке обшивки многослойного типа. Двигательная установка – 2 турбореактивных двигателя, расположенных на концевиках крыла и ракетного ускорителя, расположенного в корме фюзеляжа. Ракетный ускоритель имел возможность работы с разным числом используемых камер и был основным двигателем самолета, а турбореактивные движки использовались для старта-подъема-посадки и полета на небольших скоростях. Создание турбореактивных двигателей с форсажными камерами в корне меняет ситуацию. Теперь ракетный двигатель становится вспомогательным и применяется в основном при подъеме и при наборе сверхскоростей. На первых самолетах «Trident I» устанавливали турбореактивные движки без форсажа от компании «Тюрбомека» - «Марбор» II, которые обеспечивали тягу 400кГ, и 3-х камерный ракетный ускоритель SEPR 251, обеспечивающий тягу 3900 кН. Время работы ракетного ускорителя около 270 секунд. Модификация «Trident II» получила новые движки – турбореактивные с форсажем «Вайпер» (MD.30), обеспечивающий тягу 750кГ, потом «Габизо», который обеспечивал тягу 1100кГ. Ракетный ускоритель установили SEPR 631 с характеристиками тяги 3000кГ (29.4 кН). Это был первый самолет, который на момент взлета имел тягу больше собственного веса.
Основные характеристики «Trident I» и «Trident II»:
- крыло 8.1/6.8 метра;
- длина 14/13 метров;
- высота 3.1 метра;
- вес неснаряженного самолета 2.6 тонны;
- средний вес 5/5.1 тонны;
- вес топлива 2.2 тонны;
- достигнутые результаты 1.7/2 Маха;
- скорость до 2 тысяч км/ч;
- необходимая скорость для посадки 180 км/ч;
- вертикальные скорости до 100 м/с;
- высотный потолок 18/25 километров;
- время набора высоты в 15 километров 150 секунд;
- разбег-пробег 500 метров.
Для пробных полетов были изготовлены 2 опытных образца. Они проходили испытания до 1955 года включительно. Используя полученные результаты испытаний, французские конструкторы, создают два следующих образца – модифицированные SO.9050 «Trident II». Первый полет турбореактивной модификации самолета происходит в середине 1955 года, а в конце года начались полеты модификации с ракетным двигателем. В этом же году компания получает заказ на создание шести истребителей для проведения эксплуатационных полетов. Первый полет эти самолеты совершили в 1957 году. При проведении полетов была достигнута проектная скорость – 2000 км/ч, а также был установлен ряд мировых рекордов по высоте и скороподъемности. Не обошлось при испытании без жертв и катастроф :
- 1956 год. Во время приземления терпит катастрофу один из образцов;
- 1957 год. Во время взлета терпит крушение еще один образец SO.9050 «Trident II».
Вероятно, данные катастрофы сыграли не последнюю роль в том, что на вооружение приняли «Мираж», ведь считалось, что именно SO.9050 «Trident II» станут основными истребителями-перехватчиками не только французских вооруженных сил, но и ряда других государств.
Конструкция и устройство SO.9000 «Trident I»
Опытный образец самолета компании SNCASO истребитель-перехватчик построен по схеме классического типа. Это среднеплан, имеющий прямое крыло с малым удлинением, элероны и закрылки. Размах составляет 80 сантиметров, хорда 60 сантиметров. Крыло имеет профиль с постоянной хордой 2.4 метра и относительную толщину 4 процента. Элеронами управляли с помощью дифференциального стабилизатора по системе управления. Испытания показали, что поперечное управление было гораздо лучше проектных данных. Поэтому в ходе последующих испытаний постепенно уменьшают передаточное отношение на элероны на 60 процентов. Последние испытания проводились с неподвижными элеронами. А модифицированные самолеты «Trident II» имели полностью неподвижные элероны. Закрылки расположили по всей площади размаха, продольно-поперечное управление осуществлялось с помощью дифференциально-горизонтального оперения с углом сечения -12 градусов. Еще одна интересная особенность SO.9000 «Trident I – поворотный киль, где все 3 плоскости оперения хвостовой части конструктивно идентичны. Каждая плоскость имеет ось поворота на треть хорды от носка, и могут быть взаимозаменяемы. Привод оборудования управления изготовлен по схеме необратимого типа. Фюзеляж имеет веретенообразную форму с передней частью конического исполнения, в которой расположили кабину для пилотов, баки с топливом и двигатель ракетного типа. Кабина пилотов – негерметичного типа, пилот должен был использовать для полетов спецкомбинезон. Она представляет собой единое целое с передней частью фюзеляжа конической формы.
В экстренных случаях кабина отделялась от фюзеляжа и стабилизировалась спецпарашютом. На данном спецпарашюте кабина планировала до заданной высоты, где срабатывал парашют основного использования. Удар о землю смягчала остроконечная конструкция носовой части фюзеляжа. На «Trident II» стали применять герметичную кабину и сидение с катапультой. Топливные баки при аварии также катапультируются, что снизило вероятность послеаварийного взрыва. Шасси 3-х стоечного исполнения с колесами одинарного типа убирались вперед вовнутрь фюзеляжа. Такое шасси обеспечило самолету возможность взлета-посадки на грунтовые ВВП. Конструкция фюзеляжа полумонококового исполнения, а крылья и оперения выполнены по 2-х лонжеронной схеме. При создании самолета широко использовали клей при сборке конструкции, например при сборке обшивки многослойного типа. Двигательная установка – 2 турбореактивных двигателя, расположенных на концевиках крыла и ракетного ускорителя, расположенного в корме фюзеляжа. Ракетный ускоритель имел возможность работы с разным числом используемых камер и был основным двигателем самолета, а турбореактивные движки использовались для старта-подъема-посадки и полета на небольших скоростях. Создание турбореактивных двигателей с форсажными камерами в корне меняет ситуацию. Теперь ракетный двигатель становится вспомогательным и применяется в основном при подъеме и при наборе сверхскоростей. На первых самолетах «Trident I» устанавливали турбореактивные движки без форсажа от компании «Тюрбомека» - «Марбор» II, которые обеспечивали тягу 400кГ, и 3-х камерный ракетный ускоритель SEPR 251, обеспечивающий тягу 3900 кН. Время работы ракетного ускорителя около 270 секунд. Модификация «Trident II» получила новые движки – турбореактивные с форсажем «Вайпер» (MD.30), обеспечивающий тягу 750кГ, потом «Габизо», который обеспечивал тягу 1100кГ. Ракетный ускоритель установили SEPR 631 с характеристиками тяги 3000кГ (29.4 кН). Это был первый самолет, который на момент взлета имел тягу больше собственного веса.
Основные характеристики «Trident I» и «Trident II»:
- крыло 8.1/6.8 метра;
- длина 14/13 метров;
- высота 3.1 метра;
- вес неснаряженного самолета 2.6 тонны;
- средний вес 5/5.1 тонны;
- вес топлива 2.2 тонны;
- достигнутые результаты 1.7/2 Маха;
- скорость до 2 тысяч км/ч;
- необходимая скорость для посадки 180 км/ч;
- вертикальные скорости до 100 м/с;
- высотный потолок 18/25 километров;
- время набора высоты в 15 километров 150 секунд;
- разбег-пробег 500 метров.
