этот же пост,но с маленькими картинками
Авиационный музей в Ле Бурже.
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
http://www.dogswar.ru
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Руководство French Air поручило SNCASO разработать современный перехватчик, работы над ним начались в октябре 1948.
Sud Ouest представил свой проект 7 июля 1950 . Окончательный конракт был подписан 1 марта 1951 (n° 2119/51)должны были быть созданы два прототипа с различными крыльями: (6 и 7 % относительной толщины), параметры третьего прототипа должны были быть определены чуть позже,но он так и не был построен.
В августе 1951 было представлено устройство с ТРД "Marboré" . Скорость в соответствии с контрактом должна была составлять M = 1,40.Сотрудники уже фактически построили сверхзвуковой перехватчик,когда обнаружились проблемы с ракетным двигателем (на самолете Leduc). В итоге первый прототип совершил свой первый вылет 02 марта 1953 без ракетного двигателя,пилотируемый Jacques Guignard.
**
На основе результатов лётных испытаний двух опытных образцов в 1954 г. были заказаны два других экземпляра усовершенствованной конструкции SO.9050 «Trident II».
Испытание первого из них (с турбореактивным двигателем) прошло 17 июля 1955 г., а 21 декабря начались полеты самолёта и с ракетным двигателем.
**
В 1955 г. фирма получила заказ на изготовление 6 самолётов для эксплуатационных испытаний (облёт первого из них состоялся 3.05.1957 г.). Во время полётов была достигнута расчетная скорость (в горизонтальном полете равная - 2000 км/ч), а также установлено несколько мировых рекордов по скороподъемности и высоте.
**
В процессе лётных испытаний произошли две катастрофы (в 1956 г.- во время посадки, а в 1957 г.- во время взлёта), которые по всей вероятности, повлияли на то, что в серийное производство был принят самолёт «Мираж», хотя предполагалось, что SO.9050 «Trident II» станет основным типом истребителя-перехватчика в системе воздушной обороны стран Западной Европы.
**
**
**
Во время 18-месячной программы испытаний самолет совершил более 100 полетов, в конечном счете достигая скорости Mach 1.8 и высоты 20000 метров (65000 футов).
**
**
** заправка
Trident II погиб в результате несчастного случая 21 мая 1957 г.
**
** на авиасалоне в 1955 году
** двигатель со снятым обтекателем
**
** вид сзади
а теперь посмотрим на него в музее: общий вид зала,он в дальнем левом углу
наш самолет:Самолёт SNCASO SO.9000 «Trident I» представляет собой построенный по классической схеме среднеплан с прямым крылом малого удлинения, оснащенным элеронами (размах 0,8 м, хорда 0,6 м) и закрылками.
Профиль крыла имеет постоянную хорду 2,4 м и относительную толщину 4%(а где же 6 и 7 процентов?). Элероны включены в систему управления параллельно с дифференциальным стабилизатором.
При испытаниях было отмечено, что поперечная управляемость самолёта лучше расчетной. Поэтому уже во время их проведения было уменьшено передаточное отношение с целью уменьшения отклонения элеронов на 1/3, а затем на 2/3.
В конце концов элероны были сделаны неподвижными. Поэтому крыло самолёта SO.9050 «Trident II» оснащено только закрылками, расположенными по всему размаху, так что поперечное и продольное управление обеспечивается работой дифференциального горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V 12°.
ближе
Другой характерной особенностью самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» является наличие поворотного киля, причем все три плоскости хвостового оперения с точки зрения конструкции и размеров совершенно идентичны (все они имеют оси поворота, расположенные на 1/3 хорды от носка) и взаимозаменяемы. Привод органов управления выполнен по необратимой схеме.
В фюзеляже веретенообразной формы с конической передней частью находятся кабина пилота, топливные баки, ракетный двигатель.
В самолёте SNCASO SO.9000 «Trident I» была применена негерметичная кабина (пилот для полёта надевал специальный комбинезон), представляющая собой одно целое с конической передней частью фюзеляжа, которая в аварийных ситуациях могла отделяться от самолёта и стабилизироваться специальным парашютом.
Такое стабилизированное падение должно было продолжаться до определенной высоты, на которой открывался основной парашют. Удар в момент приземления должен был амортизироваться вонзающимся в землю остроконечным носом фюзеляжа. В отличие от этой системы на самолёте SO.9050 «Trident II» применены герметичная кабина и катапультируемое сидение.
Расположенные в средней части фюзеляжа баки горючего и окислителя закреплены таким образом, что в случае аварийной ситуации во избежание взрыва они также катапультируются.
турбореактивный двигатель на законцовке крыла
Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убирается вперед, в фюзеляж. Шасси обеспечивает использование самолетом неподготовленных аэродромов с травяным покрытием.
**
Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию, а консоли крыла и оперение выполнены по двухлонжеронной схеме. В самолете широко используются клееные конструкции (особенно при изготовлении многослойной обшивки).
**
Силовая установка комбинированного типа состоит из двух турбореактивных двигателей, размещенных в гондолах на концах крыла, и ракетного двигателя, установленного в хвостовой части фюзеляжа.
**
Ракетный двигатель может работать с различным числом включенных камер и является основным в двигательной установке, тогда как выполняющие вспомогательную функцию турбореактивные двигатели облегчают старт и подъем, обеспечивают полет на малых скоростях, посадку и т.п.
**
Применение форсажных камер в турбореактивных двигателях резко изменило ситуацию. В результате ЖРД стал выполнять функции вспомогательного двигателя, обеспечивающего необходимую тягу во время подъема и максимальную скорость в горизонтальном полете.
**
На опытных образцах самолёта SNCASO SO.9000 «Trident I» устанавливались турбореактивные двигатели без форсажных камер фирмы «Тюрбомека» «Марбор» II тягой 3,92 кН (400 кГ) и трехкамерный ракетный двигатель SEPR 251 с максимальной тягой 3912,26 кН (3750 кГ) и временем работы до 4,5 мин.
**
В самолётах SO.9050 «Trident II» были применены турбореактивные двигатели с форсажными камерами - сначала «Вайпер» (MD.30) фирмы «Армстронг сиддли» тягой 7,35 кН (750 кГ), а затем (начиная с четвертого летного образца) «Габизо» фирмы «Тюрбомека» тягой 10,79 кН (1100 кГ) без форсирования и 14,71 кН (1500 кГ) с форсированием, а также двухкамерный ракетный двигатель SEPR 631 с максимальной тягой 29,42 кН (3000 кГ). Таким образом, SO.9050 «Trident II» стал первым самолётом, у которого значение тяги в момент старта превышало взлетный вес.
**
**
Варианты:
SO.9000 Trident I Два самолета построено.Первый самолет был построен в Истре и завершен в конце 1952 года,второй самолет разбился во время своего первого полета в сентябре 1953 года. Трехкамерный ракетный двигатель SEPR 481 был установлен на самолете, каждая камера давала 2,755 lbf (12,250 N) тяги
SO.9050 Trident II 10 предсерийных самолета было заказано в 1953 году. Мощные турбореактивные двигателя Turbomeca Gabizo (2,645 lbf (11.77 kN) тяги) вместе с двухкамерным ракетным двигателем SEPR 631 (каждая камера имела отдельное зажигание). первый полет 21 декабря 1955.
вид снизу,тут видны и закрылки и элероны
основные стойки
Наш самолет это сохранившийся SO.9000-01 Trident попавший в музей еще в 1956 году.
передняя стойка
Trident 1
Двигатель:
2 × Turbomeca Marboré турбореактивный,
1 × SEPR 481 3х камерный жидкостной ракетный двигатель, 2,775 lbf (12.37 kN)на камеру
Trident II
турбореактивные двигателя Turbomeca Gabizo (2,645 lbf (11.77 kN) тяги) вместе с двухкамерным ракетным двигателем SEPR 631
Тактико-технические характеристики SNCASO «Trident I» / «Trident II» Размах крыла, м 8,15 / 6,86 Длина, м 14,0 / 12,95 Высота, м 3,13 / 3,13 Площадь несущей поверхности, м2 9,2 / 14,5 Масса пустого самолета, кг – 2625 Нормальная взлетная масса, кг 5000 / 5150 Масса самолета при посадке, кг 3000 / - Масса топлива во внутренних баках, кг 2265 / – Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 543 / 355 Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 – / 207 Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,12 / 0,88 Максимальное число Маха 1,7 / 2,0 Максимальная скорость полета, км/ч – / 2000 Посадочная скорость, км/ч – 180 Вертикальная скорость, м/с – 100 Время подъема на высоту 15 000 м, мин – 2,5 Потолок (практ./макс.), м 18 000/(22000-25000) Длина разбега, м – 500 Длина пробега, м – 500