Компания Breguet спроектировала четырехмоторный транспортный самолет укороченного взлета и посадки Br.941, который мог использоваться в гражданских и военных целях. Этот самолет использовал метод отклонения спутной струи винта для создания дополнительной подъемной силы. Четыре двигателя были установлены в гондолах далеко впереди передней кромки крыла так, что спутная струя от их винтов обдувала без отрыва все крыло и выпущенные двухщелевые закрылки, установленные по его размаху. Так как вся задняя кромка крыла оказалась занятой закрылками и места для элеронов не осталось, для поперечного управления самолетом использовались интерцепторы, установленные по четыре на верхней поверхности каждой консоли крыла ...

Министерство авиации Франции 22 февраля 1960г. заказало опытный образец. Он представлял собой свободнонесущий высокоплан со скошенной вверх задней частью фюзеляжа, в которой имелась погрузочно-разгрузочная аппарель. Убирающееся трехопорное шасси имело носовую стойку со спаренными колесами и тандемные колеса на основных стойках, которые убирались в обтекатели, расположенные с каждой стороны фюзеляжа. Силовая установка состояла из четырех турбовинтовых двигателей Turbomеca Turmo IIID мощностью 1200 л. с.

Опытный самолет поднялся в воздух 1 июня 1961г. Компания Бреге получила контракт на поставку четырех серийных транспортных самолетов Br.941S. Серийный самолет отличался от опытного более мощными двигателями Турбомека Турмо, удлиненной носовой частью для установки большого обтекателя радиолокационной антенны и модифицированного заднего грузового люка. Управляемые экипажем из двух человек, эти самолеты могли перевозить до 57 пассажиров или 40 военнослужащих, или до 24 носилок.

Первый серийный самолет Br.941S совершил полет 19 апреля 1967г. Все четыре экземпляра поступили на эксплуатацию в ВВС Франции, но больше машин построено не было. Надеялись, что с помощью корпорации McDonnell Aircraft Corporation заказы могут появиться в США, но их так и не поступило.

Тактико-технические характеристики:

Размах крыла, м 23.40
Длина самолета,м 23.75
Высота самолета,м 9.65
Площадь крыла,м2 83.80
Масса, кг
пустого самолета 13460
максимальная взлетная 26500
Тип двигателя 4 ТВД Turbomеca Turmo IIID3
Мощность, л.с. 4 х 1500
Максимальная скорость, км/ч 450
Крейсерская скорость, км/ч 400
Практическая дальность, км 1000
Практический потолок, м 9500
Экипаж, чел 2
Полезная нагрузка: 57 пассажиров или 40 солдат или 24 носилок

Источник текста-

Breguet designed a four-engined STOL (short take-off and landing) transport that would be suitable for civil or military use. This Breguet 941 relied upon the deflected-slipstream technique to generate additional lift. To provide this capability, the four engines were mounted in nacelles at the wing leading edges so that an optimum slipstream from their propellers was distributed over the entire span of the wing. Full-span double-slotted trailing edge flaps were provided, these also being within the slipstream when deployed to maximise their effect, and with no wing trailing edge available for ailerons to be installed for roll control, four hinged spoilers were provided on the upper surface of each wing.

Breguet"s proposal appealed to the French air ministry, and a prototype was ordered on 22 February 1960. Like most large-volume transports, it was of cantilever high-wing configuration, with an upswept rear fuselage to incorporate a rear loading ramp. Its heavy-lift capability was highlighted by retractable tricycle landing gear that incorporated twin nosewheels, with tandem-wheel main units that retracted into fairings on each side of the fuselage. Powerplant comprised four 895kW Turbomeca Turmo HID turboprops, and the prototype was flown for the first time on 1 June 1961. Subsequent testing of the prototype resulted in Breguet receiving a contract from the French government for the supply of four production transports under the designation Breguet 941S.

The production aircraft differed from the prototype by having more powerful Turbomeca Turmo engines, a longer nose to permit the installation of a large radome, and modification of the rear cargo door to allow for the airdrop of heavy loads. Operated by a crew of two, these aircraft could provide accommodation for up to 57 civil passengers, or 40 fully-equipped troops, or 24 stretchers. The first of the production Br.941S aircraft made its initial flight on 19 April 1967, and testing proved that with an all-up weight of 22000kg, which was in excess of an assault mission take-off weight, the Br.941S could become airborne in only 185m.

All four of the production aircraft entered service with the Armee de I"Air, but no additional examples were built. There had been hopes that, with assistance from the McDonnell Aircraft Corporation, orders might be generated in the USA, but despite a demonstration tour in America, no production orders were received.

Specification

CREW	2
PASSENGERS	55-60
ENGINE	4 x Turbomeca Turmo III D-3 turbo-prop, 1105kW
WEIGHTS
Take-off weight	26500 kg	58423 lb
Empty weight	13120 kg	28925 lb
DIMENSIONS
Wingspan	23.4 m	77 ft 9 in
Length	23.8 m	78 ft 1 in
Height	9.4 m	31 ft 10 in
Wing area	83.4 m 2	897.71 sq ft
PERFORMANCE
Max. speed	520 km/h	323 mph
Cruise speed	480 km/h	298 mph
Ceiling	8500 m	27900 ft
Range w/max.fuel	3100 km	1926 miles
Range w/max.payload	800 km	497 miles

Comments

[email protected] , 02.11.2016

[email protected] , 02.11.2016 Keren & cadas .. info nya bermanfaat ..

Hugh Perry Colonel USAF (Ret) , 28.08.2010 In October 1969 as a major I had the great privilege of flying the Breguet 941S with the French AF at Mont-de-Marsan Air Base. I represented the USAF Tactical Airlift Center, Pope AFB, NC. My pilot companion, Major Weldon Burden represented the USAF Flight Test Center, Edwards AFB, CA., accompanied by an Aeronautical Test Engineer, Larry Colburn, GS-13. Our host was Squadron Commander Captain Piercy, FAF. We were well received and our evaluation was assisted in every way. The outcome concluded that the 941S was too small for the 463L cargo and air delivery system standard across the US military services. Otherwise, we learned great respect for the 941S flying performance and advanced Short Takeoff & Landing design. I consider my brief partnership with the French Air Force a highlight of my 34 US Air Force career.

[email protected] , 02.12.2006 What is the take off roll

Do you have any comments about this aircraft ?

[ 47 ]

(меньшие потери тяги), облегчает проблему размещения трубопроводов в крыле, а также ведет к повышению эффективности сдува вследствие увеличения отнощения Vc/Vco- Применение УПС позволяет получить Сушах = 4 ... 5. Реализация столь высоких значений Сушах крыла требует соответствующего повышения эффективности оперения, в частности, вследствие применения на нем УПС. Для применения УПС важно обеспечить равномерность выдува на левой и правой половинах крылч и оперения, как при нормальной работе, так и при отказах двигателей.

11.2.3. Комбинированные методы

К этим методам можно отнести отклонение спутной струи от винтов с помощью закрылков, внешнюю и внутреннюю обдувку закрылков струей от ТРДД, а также повыщение несущей способности крыла с помощью струйного закрылка.

Первый метод является весьма эффективным средством сокращения взлетно-посадочных дистанций для винтовых самолетов. Суть его заключается в предотвращении срыва потока при весьма больших углах отклонения закрылков за счет энергии струи винтов, в увеличении эффективной скорости обдувки крыла и повороте с помощью механизации вектора тяги.

В качестве примера может быть назван самолет Бреге 941, крыло которого имеет трехщелевой закрылок, обдуваемый потоком от четырех винтов, приводимых во вращение четырьмя ТВД. При отклонении закрылка на угол 63 = 45° можно получить Оутзх > 5,5 (рис. 11.5). Применение такой механизации на самолете Бреге 941 при взлетной массе 21 т обеспечивает взлетную дистанцию 1взл = 285 м и посадочную Lnoc = 255 м.

Если количество движения воздуха, вводимого в пограничный слой, превышает требуемое для поддержания безотрывного обтекания при умеренных углах атаки, возникает явление, известное под названием суперциркуляции, в результате чего Су возрастает до очень больщой величины, зависящей от количества движения воздуха, отводимого от силовой установки в крыло. Выхлопные газы двигателя направляются в крыло и выбрасываются поверх закрылков, что позволяет для самолета обеспечить Су > 7. Такая схема реактивного закрылка, объединяющая несущую систему самолета с силовой установкой в единое целое, была реализована в Англии на экспериментальном самолете HS.126. Подобная схема дает наибольший аэродинамический эффект, однако ее практическое применение представляет трудную инженерную проблему, связанную с конструированием протоков, изоляцией и использованием! внутреннего объема крыла.

Применение закрылка с внешним обдувом струей ТРДД снизу исключает необходимость усложнения конструкции крыла внутренними протоками, но вводит некоторые новые проблемы. При взлете и посадке реактивная струя от подвешенных под крылом дви-

Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при 63 = 45°:

/ - о обдувом крыла; 2 - без обдува потоком от виитов

Рис. 11.6. Зависимость Су от величины при внешнем обдуве закрылка

струей ТРДД снизу

гателей направляется на отклоненные закрылки. При этом подъемная сила создается не только вследствие изменения направления вектора тяги, но также и суперциркуляцией, обусловленной распространением влияния потока, обдувающего закрылок, на всю поверхность. Эффективность закрылка повышается за счет сходящей с него вихревой пелены. Срыв потока предотвращается, так как часть струи проходит через щели в закрылках и сообщает энергию пограничному слою.

Коэффициент подъемной силы крыла с таким закрылком может быть представлен в виде суммы:

Су = Сус=о + ЛСц Sin (бстр + + Асуг,

где Сус =0 - коэффициент подъемной силы крыла без выдува реактивной струи; ti - статический коэффициент восстановления тяги; бстр - угол отклонения струи реактивного закрылка; а - угол атаки; Асу - приращение подъемной силы из-за суперциркуляции. Типичная зависимость Су = f (с) представлена на рис. 11.6.

При рассматриваемом способе механизации крыла изменяется и продольная сила. Коэффициент продольной силы от выдува реактивной струи на закрылке может быть определен по следующей формуле:

с, = цс cos (а + б р) - - (11.11)

Исследования показали, что при рационально выбранных параметрах закрылка и положения сопла двигателя статический коэффициент восстановления тяги ti может достигать величин порядка 0,85 ... 0,90 при максимальных углах отклонения струи. Практическая реализация данной концепции, возникшей в середине 50-х годов, стала возможна лишь в последнее время (само-

Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная, сдув с носка отсутствует):

/ - Cj, =}