משתמש:Lirdon/בלקברן בקניר

**בלקברן בקניר**
**Blackburn Buckaneer**
מאפיינים כלליים
סוג	מטוס תקיפה
ארץ ייצור	בריטניה
יצרן	בלקברן מטוסים; הוקר סידלי
טיסת בכורה	30 באפריל 1958
תקופת שירות	17 ביולי 1962 – 31 במרץ 1994 (31 שנים)
צוות	2
יחידות שיוצרו	209
משתמש ראשי	חיל האוויר הבריטי
אורך	19.33 מטר
גובה	4.95 מטר
מוטת כנפיים	13 מטר
שטח כנפיים	47.8 מטר רבוע
משקל ריק	13,608 קילוגרם (30,000 ליברות)
משקל טעון	28,123 קילוגרם (62,000 ליברות)
מהירות מרבית	580 קשר (1,070 קילומטר בשעה) – מאך 0.95
טווח טיסה מרבי	3,700 קילומטר (2,000 מייל ימי)
סייג רום	40,000 רגל (12,000 מטר)
עומס כנף	588 קלוגרם למטר רבוע
	2 מנועי טורבו מניפה רולס-רויס ספיי סימן 101 – 49 קילו ניוטון (11,000 ליברות כוח) כל אחד
	2 מנועי טורבו מניפה רולס-רויס ספיי סימן 101 – 49 קילו ניוטון (11,000 ליברות כוח) כל אחד
תרשים

בלקברן בוקניר (באנגלית: Blackburn Buccaneer) הוא מטוס תקיפה סילוני תת-קולי בריטי שעוצב בשנות ה-1950 לטובת הצי המלכותי הבריטי. לאחר התמזגותה של חברת בלקברן בחברת הוקר סידלי שמו של המטוס הרשמי הפך להוקר סדלי בוקניר, אבל כינוי זה לא דבק והשימוש בו היה מועט.

פיתוח[עריכת קוד מקור | עריכה]

לאחר סוף מלחמת העולם השנייה, הצי הבריטי מצא את עצמו מנסה להתמודד עם התעצמותו המהירה של הצי הסובייטי. ספציפית האתגר הגדול היו הסיירות מסדרת סוורדלוב שהיו מסווגות כסיירות קלות והיו מהירות, חמושות היטב, ומרובות. בשביל להתמודד עם הספינות הללו הצי הבריטי העדיף, במקום לייצר ספינת מלחמה חדשה, לעצב מטוס תקיפה חדש שיוכל לפעול מנושאות המטוסים הבריטיות. כמו כן הצי רצה יכולת לבצע תקיפה גרעינית על נמלים בעזרת מטוס קל יחסית.

האדמירליות הוציאה מפרט דרישות למטוס תקיפה M.148T שסומן גם כ-N.A.39 בשנת 1952. כתריסר חברות מטוסים בריטיות התחרו על החוזה וחברת בלקברן נבחרה ביולי 1955 עם חוזה ליצור של 20 מטוסי אב טיפוס שתוכננו להמריא לראשונה באפריל 1958.

בבלקברן, בניגוד להלך הרוח בתקופה זאת במקום לתכנן מטוס לטיסה בגובה ומהירות גבוהים, החליטו לתכנן מטוס שיטוס מהר ונמוך ככל הניתן, מתחת לגובה המכ"ם בשביל לשמור על גורם ההפתעה.

ההשערה הייתה שהמטוס שהיה בפיתוח בבלקברן הקדים את כל העולם ביכולת תקיפה בגובה נמוך ומהירות גבוהה בכשלוש שנים. עקב כך הוטל מעטה סודיות על כל תוכנית הפיתוח ואף הומעטה התכתבות על התוכנית. המטוס במהלך פיתוחו קיבל מספר שמות קוד – BNA (ראשי תיבות של Blackburn Naval Aircraft), BANA (ראשי תיבות של Blackburn Advanced Naval Aircraft) ולבסוף המטוס קיבל את הכינוי בננה או בננה ג'ט.

בהתחלה המטוס כלל מבנה אף מעוגל ורחב וכלל תא טייס צד-בצד, אך לטובת הגדלת מהירות טיסה, האף הוצר ותא הטייס שונה לתצורת טנדם. גוף המטוס בהתאם לחוק השטחים, וכן בשביל לשפר ביצועי המראה ונחיתה שולבה במטוס מערכת בקרת שכבת הגבול.

למרות שהמטוס היה חדיש ומורכב למדי תוכנית הפיתוח עמדה בזמנים, ראשון המטוסים, מספר זנב XK486 המריא לטיסת הבכורה שלו ב-30 באפריל 1958. ב-19 בינואר 1960 המטוס ביצע את נחיתתו הראשונה על הנושאת מטוסים אה"מ ויקטוריוס (אנ') והחל במבדקים וניסויים על גביה. באוגוסט אותה השנה הצי הבריטי נתן למטוס את השם הרשמי בוקניר אס. סימן 1 (Buccaneer S.Mk.1 או בקיצור S.1). ה-S בשם באה לציין את יכולת התקיפה הגרעינית של המטוס.

הבונדסמרינה (חיל הים של גרמניה המערבית) היה מאוד מעוניין במטוסי בוקניר לפטרול חופים ויכולת תקיפה ימית, אבל סחבת מצד הבריטים וכן רצונם של הפוליטיקאים גרמנים לרכוש מטוס קרב אחד לכל הצרכים הצבאיים מנע אופציה זאת ובמקומו נרכש ה-F-104 סטארפייטר.

בוקניר S.2[עריכת קוד מקור | עריכה]

באותה תקופה המטוס כלל שני מנועי טרבו סילון מדגם דה הווילנד ג'ירון ג'וניור עם דחף סטטי של 7,100 ליברות כל אחד. הדחף הנמוך של המנועים גרם לכך שהמטוס לעתים דרש המראה מנושאות מטוסים עם מלאי דלק נמוך יחסית בשביל להקטין את משקל המטוס ולבצע תדלוק אווירי זמן קצר אחרי המראה. כמו כן המטוס סבל מזרימת אוויר לא סדירה בכונס האוויר של המנוע שהיו גורמים להזדקרויות מדחס וסטגנציה.

ולכן עוד בתקופת הניסויים ולפני קבלת ראשוני המטוסים הסדרתיים לשירות, הצי בחן אפשרות של החלפת המנועים בדגם בוקניר סימן 2 (S.2). אחרי תקופת בחינה נבחר מנוע הרולס-רויס ספיי סימן 101 שלא דרש שינוי מבני קיצוני באזור האחורי של בית המנוע שדרכו עברה מסגרת מבנית מרכזית. למרות שנדרש עיצוב מחדש של כונס המנוע בגלל שלמנוע היתה מניפה בכונס עם שטח פנים גדול יחסית. שניים ממטוסי הקדם ייצור הוסבו למנועי ספיי והראשון שבהם המריא במאי 1963. עם שדרוג המנוע שודרגו מערכות בקרת שכבת הגבול שניצלה את זרימת האוויר הגבוהה יותר ואפשרה מהירות המראה ונחיתה נמוכות יותר. כמו כן שודרגו כני הנסע של המטוס, מערכת החשמל ומערכת ההפלטה.

בשנת 1965 3 מטוסי ניסוי לדגם השתתפו במבדקי יכולת על גבי נושאת המטוסים יו.אס.אס לקסינגטון האמריקאית. בסיום פעילות זאת, אחד המטוסים ביצע טיסה מקנדה לאנגליה ללא תדלוק (מרחק של כ-3,100 קילומטר) והציג את השיפור בביצועי נצילות הדלק, הגלדת הטווח והיעילות של המטוס.

בוקניר S.50[עריכת קוד מקור | עריכה]

בוקניר P.150[עריכת קוד מקור | עריכה]

בשנת 1956 פורסם מפרט דרישה מבצעית כללית מספר 339 (GOR.399) לפיתוח מטוס תקיפה על קולי מתקדם בעל יכולת תקיפה בכל מזג אוויר עם מהירות מירבית של מאך 2+ בגובה רב ומאך 1.2 בגובה נמוך, עם יכולת המראה ונחיתה קצרה ואף יכולת המראה ונחיתה אנכית, אם אפשרי.

המפרט השאפתני הביא לתוכניות פיתוח מרובות שהגיעו לשיאן בפיתוחו של ה-BAC TSR-2. למרות שחיל הים ראה בבוקניר משודרג כמושלם לדרישות המפרט ואף קידם אותו על אף ההתנגדות של חיל האוויר המלכותי שלא רצה בכלל לבחון כל מטוס שפותח לטובת הצי, בלקברן עצמם לא הגדילו לעשות ולהציג תכנונים כל שהם עד לאחר שפיתוח ה-TSR-2 כבר בוטל. באותה עת הדגמים שהוצגו היו P.140 שהיווה מטוס קרב על קולי, P.145 שהיווה מטוס תקיפה ורסטילי, ו-P.150 שהיה לפיתוח המתקדם ביותר של המטוס, על הנייר. ה-P.150 כלל מבנה מוארך, כנפיים חדשות, כני נסע בתצורה של ארבעה קנים, מערכות אוויוניקה חדשות, מנועי ספיי עם מבער אחורי. ויכולת טיסה במאך 1.8 והיה צפוי להיות זול בהרבה ממתחריו. אבל התכנון לא יושם שכן בתקופה זאת אנגליה כבר החליטה להמשיך עם שיתוף פעולה בריטי-גרמני-איטלקי שבעקבותיו פותח הפאנאוויה טורנדו.

מאפיינים[עריכת קוד מקור | עריכה]

מבנה[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערך מורחב – מבנה כלי טיס

המטוס כולל מבנה אחוד למחיצה מאלומיניום המעוצב על פי חוק השטחים עם הצרה משמעותית באזור הכנפיים והתרחבות בולטת בצורת גיבנת לקראת אזור המבנה האחורי. הצרה זאת הקטינה את הגרר במהירויות עבר-קוליות והגדילה את יציבות כלי הטיס בטיסה מהירה בקרבת הקרקע. מנועי המטוס הותקנו בצידי הגוף וכללו מבנה כונס ארוך שפלש קדימה וצינור פליטה שנגמר עוד לפני זנב המטוס. בשביל להימנע משטף האוויר של המנוע, הגה הגובה הותקן בקצהו העליון של סנפיר מייצב הכיוון (בתצורה המכונה זנב T).

גוף המטוס היה מחולק לשלושה חלקים – המבנה הקדמי שכלל את אף המטוס, תא הטייס, כן הנסע הקדמי, תא האוויוניקה הקדמי, וכונסי האוויר של המנועים. המבנה המרכזי שכלל את תיבות הכנפיים (עליהן הותקנו הכנפיים עצמן), בתי המנוע, בתי כני הנסע הראשיים, תא הפצצות הפנימי, ובאזור הגיבנת את תא האוויוניקה האחורי. האזור האחורי כלל את מייצב הכיוון, מייצב הגובה, מעצור האוויר, ו-וו הנחיתה.

שיטות לכרסום וחישול שימשו לייצור מרכיבים מבניים מרכזיים כגון קורות, מסגרות מבניות, ואורכנים. בשביל לעזור למטוס להתמודד עם עומסי הטיסה הגבוהים בטיסה המטוס כלל מרכיבים מבניים מפלדה, כמו כן חלק מהעומסים פוזר במטעה החיצוני. המטוס שני אורכנים מפלדה כבדים בגחון המטוס בצידי תא הפצצות הפנימי ושלוש מסגרות עיקריות מפלדה במבנה המרכזי שתיחמו את בתי המנוע של המטוס. המבנה המרכזי עצמו חולק לשלושה אזורים – תאי הדלק שהותקנו במרכז הגוף מעל לתא הפצצות, תא ההידראוליקה, ותא הפצצות.

כנפיים[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערך מורחב – כנף (תעופה)

כנפי המטוס היו משוכות בצורה סהרית, דקות ובעלות מיתר ארוך יחסית בהתקנה מרכזית (באמצע גובה גוף המטוס). זווית המשיכה של הכנפיים הייתה 40 מעלות ברבע הראשון של מוטת הכנף ומתמתנת עד 30 מעלות ו-12 דקות לאורכה.

אל שתי המסגרות המבניות האחוריות במבנה המרכזי של המטוס היו מתחברות קורות כנפיים מפלדה, שתיים לכל כנף, שתיחמו את תיבת הפיתול של הכנף. מבנה קשיח זה עזר לשאת את הנטל של טיסה בקרבת הקרקע. שאר מבנה הכנף כלל מעטה שכורסמו מחלקים שלמים של אלומיניום. כמו כן הכנפיים כללו מנגנון קיפול כנף בשליש מאורך הכנף. הכנפיים התקפלו כלפי מעלה בכ-120 מעלות. בשביל שיפור זרימת האוויר על גבי הכנף הוספו מחוללי מערבולות בחצי החיצוני של הכנפיים לקראת שפת ההתקפה.

במהלך השדרוג של המטוס לדגם S.2 בקצות הכנפיים הוספו מעין הארכות קצרות בצורת משולש, מה שאפשר הגדלת מוטת הכנף ללא שינוי הגודל של המטוס במהלך חנייה. שינוי זה תוכנן לשפר את ביצועי המטוס בגובה רב, אבל הביא ליצירת סדקים מבניים מרובים בכנפיים ולכן ההארכות הוסרו במהלך השירות של המטוס.

כני נסע ו-וו עצירה[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערכים מורחבים – כני נסע , וו עצירה

תמונות של כני הנסע של המטוס

המטוס כלל תצורת כני נסע סטנדרטי למדי, עם שני כני נסע ראשיים וכן נסע קדמי בנוסף למעין מגלש קטן בזנב המטוס למניעת פגיעת זנב בקרקע. כן הנסע הקדמי מתקפל אחורנית וכולל יכולת ניהוג קרקע. כני הנסע הראשיים מעוגנים בכנפיים ומתקפלים לכיוון גוף המטוס.

בדומה למטוסים המיועדים לפעול מנושאות מטוסים המטוס וו עצירה סטנדרטי. אבל היחודיות של המטוס כאן באה לידי ביטוי בצורה המיוחדת בה המטוס משוגר ממעוט. לפני שיגור, קושרים את וו העצירה לקרקע ומהדקים עד אשר המטוס מטה אף מעלה ונעמד בזווית על כני הנסע הראשיים.

הנעה[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערך מורחב – מנוע סילון

תמונות של מנועי המטוס
מטוס S.50 דרום אפריקאי שבו פורק כונס האוויר לטובת גישה למנוע המטוס. תמונה המדגימה את הכונס המעוגל והצר של מטוס S.1. תמונה המדגימה את הכונס האליפטי והגדול יחסית של מטוס S.2.

דגמי S.1 המטוס הונע על ידי שני מנועי טורבו-סילון דה הווילנד ג'ירון ג'וניור עם דחף סטטי של 7,100 ליברות כל אחד. כונס האוויר של המנועים היו צרים ומעוגלים עם סנפירים בתוך התעלה. כאמור המנועים הללו היו חלשים יחסית וסבלו מזרימת אוויר לא סדירה בגלל מבנה הכונס שגרמו להזדקרויות מדחס וסטגנציה.

בדגמי S.2 מנועים אלו הוחלפו במנועי טורבו-מניפה הרולס-רויס ספיי סימן 101 בעלי דחף של 11,000 ליברות כל אחד. כונסי האוויר הצרים והמעוגלים הוחלפו בכונסים אליפטיים רחבים.

דלק[עריכת קוד מקור | עריכה]

תמונות דוגמה למערכת הדלק של המטוס

המטוס כלל 8 מיכלי דלק פנימיים שהותקנו בתוך ולאורך המבנה המרכזי בין המנועים ומעל לתקרת תא הפצצות הפנימי. מיכלי הדלק עבדו בזוגות בצורה של מיכל ראשי ומשני. כלומר היו ארבעה מיכלים ראשיים וארבעה משניים. ארבעת המיכלים המשניים הזינו את המיכלים הראשיים שמהם נלקח דלק ישירות למנועים. תצורה זאת של עבודה בזוגות אפשרה שמירה על מיקום מרכז המסה במקום מוגדר לאורך הטיסה בשביל למנוע סיכון לערעור יציבות המטוס. מיכלים נוספים שניתן להתקין על המטוס, כגון המיכל התצורתי במיכל הפצצות, או המיכלים הנתיקים היו מזינים את המיכלים הראשיים גם כן. מערכת הדלק פעלה בעזרת לחץ פניאומטי על ידי חוק הכלים השלובים בכל המיכלים פרט למיכל הפצצות התצורתי שהופעל על ידי משאבות חשמליות.

המטוס כלל נקודת תדלוק קרקעי אחת. כמו כן המטוס כלל דוקרן לטובת תדלוק אווירי.

המטוס יכל גם לשאת פוד לתדלוק אווירי בכנף שמאל שפורס עוגן ומסוגל לשמש כמטוס תדלוק למטוסים אחרים (שיטת ה-Buddy Tanker).

הידראוליקה[עריכת קוד מקור | עריכה]

חשמל[עריכת קוד מקור | עריכה]

בדגם S.1 הבוקניר כלל מערכת חשמל אחת שסופקה על ידי שני גנרטורים המותקנים על גבי חטיבת האביזרים של המנועים עם גיבוי של גנרטור חירום וסוללה. בדגם S.2 ו-S.50 המטוס כלל שתי מערכות חשמל נפרדות שהופעלו על די שני הגנרטורים שסיפקו כוח לצרכנים במקביל ועל ידי כך יצרו יתירות ואמינות גדולים יותר.

פניאומטיקה ומערכת בקרת שכבת הגבול[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערך מורחב – מערכת בקרת שכבת הגבול

בשביל לשפר את ביצועי כלי הטיס במהלך המראה ונחיתה על גבי נושאות מטוסים המטוס משתמש במערכת בקרת שכבת הגבול המזרימה אוויר על גבי הכנפיים והגאי הגובה. האוויר נלקח מהדרגה האחרונה במדחס של מנוע הסילון והזרימה אותו דרך צנרת משותפת לשני המנועים להגה הגובה, לכנפיים – לשפת התקפה, מדפים ומאזנות. כמו כן המערכת הזאת הייתה אחראית לאמצעי הפשרה על גבי השמשה של החופה, הכנפיים והגאי הגובה. במטוסי S.1 מערכת בקרת שכבת הגבול על גבי הכנפיים פעלה רק בחלק החיצוני של הכנף בעוד בדגם S.2 הוספה יכולת הזרמת אוויר על גבי החלק הפנימי יותר גם כן.

המערכת היתה מזרימה אוויר בשפת ההתקפה של הכנפיים לדחיית התנתקות הזרימה, על גבי המדפים והמאזנות להקטנת מהירות הגישה והמראה, והגה הגובה כדי לשפר את יכולת השליטה בעלרוד והקטנת הסיכוי לכניסה להזדקרות עמוקה.

היגוי ובקרת טיסה[עריכת קוד מקור | עריכה]

ערך מורחב – מערכת בקרת טיסה

הבוקניר כלל מספר רב של אמצעים יחודיים בתחום ההיגוי. המטוס כלל משטח מאזנות גדול יחסית שנמשך כמעט לאורך שני שליש מאורך שפת הזרימה של הכנף. בעוד בטיסה רגילה המאזנות עבדו בצורה רגילה– שליטה בגלגול על ידי הטיית המשטחים בניגוד אחד לשני, בהמראה ונחיתה המאזנות של כלי הטיס כללו פונקציה הדומה לפלפרון – שימוש במשטח המאזנת כמדף, עם הורדת שפת הזרימה של שני המאזנות מטה ליצירת עילוי ושימוש בהבדל בזווית הזאת בין שני המשטחים לשליטה בגלגול. אחת התופעות של משטח זה היה נטייה של המטוס להוריד את אפו במהלך שליטה על משטח זה.

הגה הגובה של המטוס כאמור היה מותקן בצורת זנב T בקצהו העליון של מייצב הכיוון והיה למשטח אחיד הנע כמקשה אחת בדומה ל-F-104. הייחוד במשטח זה היה משטח מדף בשפת הזרימה של ההגה שנטה מעלה במהלך הורדת מדפים בשביל להעלות את זנב המטוס שנטה לרדת בגללם. בשביל לסייע ליעילות המשטח ולמנוע מהמטוס מלהיכנס להזדקרות עמוקה, בה משטח הגה הגובה נכנס למערבולות מהכנף שלא מאפשרות לו לקביל זרימה שתאפשר לו לנהג במטוס, המשטח כלל פתחים להזרמת אוויר ממערכת בקרת שכבת הגבול בשפה התחתונה של המשטח.