sci_tech Евгений Иванович Ружицкий Американские самолеты вертикального взлета

В данном издании собраны все (во всяком случае доведенные до экспериментальных аппаратов) "вертикалки", разрабатывавшиеся в США.Вообще складывается впечатление, что реализация вертикально взлетающего самолета была в США чем то вроде навязчивой идеи. Пожалуй, количество доведенных до "железа" аппаратов составляет половину таковых во всем мире. Хотя первую успешную и производимую серийно "вертикалку" пришлось брать у англичан (Харриер).

Перевод не всегда точен в терминах. Например, общепринятый термин "авторотация" переведен как "самовращение". Невысокое качество скана - лучшее из найденных в сети.

ru ru
Book Designer 5.0, FictionBook Editor Release 2.5 05.07.2010 BD-FA2182-CCA4-DF42-539B-4851-60DA-B092B0 1.0 Американские самолеты вертикального взлета 2000

Евгений Иванович Ружицкий

Американские самолеты вертикального взлета

Серия «Современная авиация»

Белл XV-3

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами

Первый экспериментальный вертолет-самолет Белл XV-3 с трехлопастными винтами

С целью получить летательный аппарат, совмещающий особенности вертолета и самолета, предпринимались многочисленные попытки создания прообразуемых винтокрылых летательных аппаратов с поворотными винтами, получивших за рубежом название конвертопланов, а у нас - вертолетов-самолетов. Эти аппараты были снабжены поворотными винтами большого диаметра с шарнирным креплением лопастей и малой нагрузкой на ометаемую площадь, как у вертолетов, что обеспечивало возможность вертикального взлета при относительно небольшой мощности силовой установки.

Вертолеты-самолеты имели такую же компоновку, как и обычные самолеты. Наиболее простая компоновка достигалась при расположении винтов на концах крыльев: при повороте винтов такой вертолет-самолет становился подобен вертолету двухвинтовой поперечной схемы. При вертикальном взлете поток от винтов затормаживался, обдувая крыло, что создавало потерю в тяге винтов. Максимальная скорость вертолетов-самолетов получалась небольшой вследствие малой энерговооруженности.

Второй экспериментальный вертолет-самолет Белл XV-3 с двухлопастными винтами

Винты приводились во вращение непосредственно от двигателей, установленных в гондолах, поворачивающихся вместе с винтами, или от двигателей, установленных в фюзеляже или в отдельных гондолах, так, чтобы при переходе поворачивались только винты. В горизонтальном полете вертолет-самолет управлялся, как самолет, - с помощью обычных самолетных органов управления, а при вертикальных режимах - как вертолет, с помощью управления циклическим и общим шагом винтов. Предполагалось, что вертолет-самолет сможет в случае аварии двигателя совершить посадку по-самолетному, с планированием с частичным наклоном винтов, или, как вертолет, на режиме авторотации.

фирмой «Белл» в течение многих лет проводилась большая научно-исследовательская и экспериментальная работа в области создания вертолетов-самолетов под руководством конструкторов Артура Янга и Бертрана Келли, а затем и Роберта Лихтена. На проведенном армией США в 1950 г. конкурсе на лучший проект самолета для фронтовой разведки и спасательной службы фирмой «Белл» был представлен проект вертолета-самолета с поворотными винтами. Из 17 рассмотренных проектов были выбраны три проекта винтокрылых аппаратов, в том числе и проект вертолета-самолета фирмы «Белл». По итогам конкурса армией и ВВС США в 1951 г. был заключен контракт с фирмой «Белл» на постройку двух экспериментальных вертолетов-самолетов и проведение их летных испытаний.

Постройка первого вертолета-самолета фирмы «Белл», получившего сначала обозначение ХН-33, а затем XV-3, затянулась и была закончена только в начале 1955 г.: 10 февраля 1955 г. состоялась первая его официальная демонстрация, а 11 августа 1955 г. - первый вертикальный взлет и полеты на режиме висения, а затем переходы к горизонтальному полету с наклоном винтов до 15° (летчик-испытатель Флойд Карлсон). В последующих испытаниях 25 октября 1956 г. в полете на высоте 60 м при наклоне винтов на 20° С ВВП потерял управляемость из-за механической неустойчивости и упал, при этом летчик-испытатель Дик Стенсбери получил тяжелые повреждения, а СВВП был разрушен.

Дальнейшие летные испытания были продолжены в 1958 г. на втором СВВП сначала с двухлопастными винтами, затем с трехлопастными. Первый полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной посадкой был совершен 18 декабря 1958 г. летчиком-испытателем Биллом Квинленом. В последующих полетах была достигнута скорость 212 км/ч на высоте 1220 м. В 1962 г. С ВВП был передан для летных испытаний в НИЦ им. Лэнгли NASA, где успению летал на вертолетных режимах и совершал неполные переходы к самолетному режиму с наклоном винтов на 30 - 40 , летчик-испытатель Флойд Карлсон. Кроме того, вертолет-самолет испытывался на специальном стенде, на котором осуществлялся полный переход к самолетному режиму полета. Всего вертолет-самолет XV-3 совершил более 250 полетов и выполнил 110 полных переходов, налетав 450 ч. В полетах достигались скорость 290 км/ч и высота 3660 м. Испытания были продолжены в 1965 г. в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли, однако были прекращены из-за отрыва гондолы с винтом и повреждения вертолета-самолета.

Модель многоцелевого вертолета-самолета для армии США

Армия и ВВС США возлагали большие надежды на развитие вертолета-самолета XV-3, считая, что он является наиболее подходящим для разведки, спасательной службы и связи. Фирмой «Белл» был разработан ряд проектов военных и пассажирских вертолетов-самолетов. На них предполагалось устанавливать два ГТД в гондолах под крыльями, скорость Должна была составлять 400 км/ч.

Конструкция

Вертолет-самолет Белл XV-3 представляет собой моноплан с одним ПД, двумя поворотными винтами и полозковым шасси.

Фюзеляж имеет хорошие аэродинамические формы. В носовой части расположена кабина с большой площадью остекления, в которой размещаются летчик, второй летчик или наблюдатель и двое пассажиров, или раненый на носилках с санитаром.

Крыло прямое, средне-расположенное, имеет сравнительно небольшую площадь, так как рассчитано для создания подъемной силы только на крейсерской скорости. На концах крыльев размещаются небольшие гондолы с поворотными винтами. Обшивка носка крыла может сниматься для доступа к валам трансмиссии. На крыле имеются элероны и выдвижные закрылки.

Хвостовое оперение выполнено, как у обычных самолетов, с большим по площади вертикальным оперением, с рулем направления, на киле установлен стабилизатор размахом 4 м с рулями высоты.

Шасси полозковое, имеет очень простую конструкцию, колея шасси 2,8 м.

Схема вертолета-самолета Белл XV-3

Винты трехлопастные, диаметром 7,2 м, установлены в гондолах на концах крыла. Втулки винтов имеют пересекающиеся вертикальные и горизонтальные шарниры, расположенные на 0,44 м (0,12R) от оси вращения, и компенсаторы взмаха. Втулки винтов закрыты обтекателями. Цельнометаллические клееные лопасти имеют прямоугольную форму в плане и геометрическую крутку 20°.

Силовая установка. Винты приводятся во вращение от звездообразного поршневого двигателя воздушного охлаждения Пратт-Уитни R-985 мощностью 450 л.с, установленного в центральной части фюзеляжа. Из-за недостаточной мощности двигателя максимальная скорость была ограничена до 280 км/ч, достижение большей скорости было возможно только при установке более мощного двигателя; предполагалось установить двухвальный ГТД Лайкоминг Т-53 мощностью 825 л.с.

Управление. На вертолетных режимах вертолет-самолет управляется, подобно вертолету поперечной схемы, благодаря управлению циклическим и общим шагом несущих винтов, а на самолетных режимах - по amp;обно самолету. При переходе от вертолетного режима к самолетному винты наклоняются на 90° с помощью червячной передачи от электромоторов. Процесс перехода занимает 15 - 20 с. Вертолет-самолет может продолжать полет при любом промежуточном положении винтов во время перехода.

Характеристики СВВП XV-3

Размеры:

размах крыла 9,5 м

длина фюзеляжа 9,4 м

высота 4,2 м

площадь крыла 10,8 м2

диаметр поворотных винтов 7,62 м

отметаемая площадь 2x45,6 м2

коэффициент заполнения 0,04

Двигатели 1 ПД Пратт-Уитни R-985

взлетная мощность 450 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 2180 кг

масса пустого СВВП 1630 кг

емкость баков 380 л

нагрузка на ометаемую площадь 24,8 кгс/м2

нагрузка на мощность 4,85 кгс/л.с.

Летные данные:

максимальная скорость 280 км/ч

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами Белл XV-15 на режиме висения

Белл XV-15

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами

С началом военных действий во Вьетнаме, в которых была продемонстрирована высокая эффективность вертолетов, ограничивавшаяся недостаточной их скоростью, армия США стала проявлять повышенный интерес к преобразуемым скоростным винтокрылым аппаратам с поворотными винтами. В 1965 г. были разработаны требования армии к транспортному СВВП с поворотными винтами с взлетной массой 13 т, однако в 1968 г. из-за недостатка средств для создания такого СВВП было решено сперва разработать демонстрационный СВВП с меньшей в три раза взлетной массой 4,5 т.

Осенью 1972 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» получили от армии США и NASA контракты по 0,5 млн. долл. на конкурсные исследования экспериментального СВВП с новоротными винтами. В апреле 1973 г. для проведения дальнейших исследований была выбрана фирма «Белл», представившая проект СВВП «Модель 301» и получившая контракт стоимостью 26 млн. долл. от армии и NASA на постройку и летные испытания двух экспериментальных СВВП под обозначением XV-15; руководство их разработкой осуществлял ведущий конструктор Кеннет Вернике.

Постройка первого экспериментального СВВП XV-15 началась в середине 1974 г., в изготовлении фюзеляжа и оперения приняла участие фирма «Рокуэлл». Постройка СВВП была завершена в мае 1976 г., в октябре 1976 г. на нем были установлены поворотные винты.

Летные испытания первого СВВП на режиме висения начались 3 мая 1977 г. После проведения 50-часовых заводских испытаний самолет был доставлен в НИЦ им. Эймса NASA для испытаний в аэродинамической трубе. В начале 1977 г. была завершена постройка второго СВВП XV-15, который до начала летных испытаний прошел также испытания в аэродинамической трубе НИЦ им. Эймса. В натурной аэродинамической трубе исследовались все режимы полета (до скорости 335 км/ч), определялись летные и динамические характеристики, оценивались устойчивость и управляемость. Результаты испытаний были использованы при подготовке к летным испытаниям второго СВВП XV-15. Серьезные проблемы возникли с вибрациями и устойчивостью системы «винт-пилон-крыло», что потребовало изменения конструкции.

Переход СВВП Белл XV-15 от вертикального взлета к горизонтальному полету

Первый полет второго экспериментального СВВП XV-15 состоялся 23 апреля 1979 г. на режиме висения, а 24 июля 1979 г. был совершен первый полет по полному профилю (летчик-испытатель Рон Эрхард); в горизонтальном полете была достигнута скорость 300 км/ч. В апреле 1980 г. была достигнута скорость 486 км/ч на высоте 2530 м, а в июне 1980 г. - максимальная скорость 557 км/ч на высоте 4880 м, значительно превосходившая рекорды скорости вертолетов, но не зарегистрированная в качестве мирового рекорда. На вертолетном режиме самолет летал вбок со скоростью 46 км/ч и назад 18 км/ч. Выполнялись горки с перегрузкой 2д и полеты с креном 60°. Имитировались посадки на режиме самовращения винтов при скорости снижения 15,7 м/с; такую посадку можно выполнять с винтами, повернутыми па 60°. На СВВП XV-15 летали летчики армии и корпуса морской пехоты.

В 1981 г. СВВП XV-15 успешно демонстрировался на авиакосмическом салоне в Париже, а с 1982 г. оба самолета XV-15 использовались в летных испытаниях в рамках программы JVX. Этой программой предусматривалась разработка многоцелевого СВВП V-22 для армии, ВВС, ВМС и корпуса морской пехоты США, способного выполнять широкой круг задач: перевозку грузов и десантников, разведку, ПЛО, РЭБ, поиск и спасение, непосредственную поддержку войск, борьбу с вертолетами и самолетами противника. В 1983 г. фирма «Белл» приступила к испытаниям СВВП XV-15 на борту десантного вертолетоносца LPH-10 «Триполи», во время которых были выполнены 54 вертикальных взлета и посадки, взлеты с коротким разбегом, а также проводились испытания по подъему грузов, поиску и спасению с воды, заправка топливом в полете, полеты в режиме следования рельефу местности. Демонстрировалась возможность использования СВВП для перевозки пассажиров с крыши зданий, СВВП совершал посадку на площадку перед зданием сената.

К 1992 г. самолеты XV-15 налетали более 600 ч., в 1990 г. на СВВП XV-15 была достигнута высота 3000 м за 4 мин 29 с я высота 6879 м с грузом 453 кг, которые представлялись как мировые рекорды, но не были зарегистрированы. Позже, 20 августа 1992 г., во время демонстрационного полета второй СВВП XV-15 потерпел аварию на режиме висения па высоте 12 м, перевернулся и упал, летчики смогли покинуть самолет через аварийный люк. Первый СВВП XV-15 после завершения летных испытаний был передан в NASA, где использовался в качестве тренажера для летчиков СВВП V-22.

Демонстрация посадки СВВП XV-15 на палубу вертолетоносца

Конструкция

СВВП выполнен но схеме моноплана с высокорасположенным крылом, двумя ГТД с поворотными винтами на концах крыла, двухкилевым оперением и трехопориым шасси.

фюзеляж типа «полумонокок», изготовлен из алюминиевых сплавов. В негерметизированной кабине экипажа летчики сидят рядом; используются катапультные кресла «Рокуэлл» LW-3B. С правого борта имеется дверь размером 1,37x0,81 м. Из кабины экипажа есть дверь в грузовую кабину, в которой, кроме испытательного оборудования, возможно размещение грузов или 9 пассажиров. Размеры кабины: длина 4,5 м, ширина 1,5 м, высота 1,5 м, площадь пола 5,4 м2, объем кабины 8,5 м3.

Крыло прямое, высокорасположенное, неразрезное, имеет постоянную хорду 1,56 м. Относительное удлинение 6,12. Для предотвращения ударов лопастями на самолетном режиме имеет угол обратной стреловидности 6°30. Угол поперечного V=2°r угол установки 3 . В конструкции крыла используется усовершенствованный профиль NACA 64А-223. Панели обшивки слоистой сотовой конструкции, толщиной 19 мм. Механизация крыла состоит из односекционных закрылок и элеронов-закрылок. Закрылки могут отклоняться на углы 20°, 40° и 75°, а элероны-закрылки - на 47°. При полете на режиме висения за счет максимального отклонения закрылок потери тяги винтов уменьшаются на 6%.

Поворотные винты трехлопастные. Лопасти изготовлены из нержавеющей стали и крепятся ко втулке из титанового сплава с помощью торсионов и осевых шарниров. Крепление втулки к валу двигателя полужесткое, с помощью эластомерного шарнира, допускающего отклонение плоскости вращения винта на 12° на вертолетном режиме полета. Винты не имеют тормозов, складывание лопастей не предусмотрено. Лопасти имеют постоянную хорду 0,355 м, относительная толщина лопасти у комля 28%, на конце - 8%, крутка лопасти 35°, угол конусности лопастей 2,5°, коэффициент заполнения винта 0,089.

Демонстрация эксплуатации СВВП XV-15C вертолетной площадки на крыше здания

Окружная скорость концов лопастей на вертолетном режиме 225 м/с, на самолетном - 183 м/с. Масса лопасти 54,5 кг. Позже, в 1982 г., NASA и фирма «Белл» по контракту стоимостью 12,8 млн. долл. разработали и изготовили новые винты с лопастями из композиционных материалов на основе волокон графита. Лопасти имели крутку, увеличенную до 43°, корневую хорду 0,507 м и концевую 0,127 м. С новыми лопастями предполагалось увеличение статического потолка до 3050 м, максимальной взлетной массы до 6800 кг и скорости до 600 км/ч.

Оперение двухкилевое, цельнометаллическое. Размах стабилизатора 3,91 м. Вертикальные кили имеют рули направления, стабилизатор - рули высоты. Угол установки стабилизатора может меняться.

Схема СВВП XV-15

Шасси трехопорное, от канадского СВВП Канадэр CL-84. Все опоры имеют спаренные колеса. Передняя опора убирается назад, основные - вперед в обтекатели по бокам фюзеляжа. Шасси рассчитано на вертикальную скорость снижения 3,05 м/с. База шасси 4,8 м, колея 2,64 м.

Силовая установка. Турбовальные двигатели Лайкоминг LTC1K-4K с передним выводом вала установлены в гондолах на концах крыла. Двигатель LTC1K-4K является модификацией вертолетного ГТД Лайкоминг T-53-L-13 и рассчитан на работу при различных углах поворота гондолы.. ГТД имеет осецентробежный компрессор, кольцевую противоточную камеру сгорания, осевую турбину компрессора и одноступенчатую силовую турбину. Масса сухого двигателя 234 кг (без сопловой трубы), длина двигателя 1,21 м, максимальный диаметр 0,58 м. Удельный расход топлива 0,234 кг/л. с.-ч. Воздухозаборники ГТД снабжены противообледенительной системой.

Кабина и оборудование СВВП XV-15

Топливная система. Топливо расположено в двух крыльях баках-отсеках общей вместимостью 870 л. Масса масла 62 кг. Трансмиссия имеет два промежуточных и два основных редуктора (по одному для каждого двигателя), проходящий в крыле синхронизирующий вал и центральный редуктор. Синхронизирующий вал обеспечивает привод винтов при отказе одного ГТД. Поворот гондол осуществляется с помощью винтовых домкратов. Винты могут отклоняться от горизонтального положения на угол 95°. При взлете с коротким разбегом угол поворота винтов равен 60 - 75°. Переход самолета от полета на режиме висения к горизонтальному полету может быть выполнен за И-12с.

Система управления бустерная, с гидравлическим приводом, дублированная. При полете на вертолетных режимах самолет управляется с помощью рычага «шаг-газ» и ручки управления циклическим шагом винтов. В крейсерском полете поперечное управление осуществляется с помощью элеронов-закрылок (флаперонов), путевое - с помощью рулей направления, а продольное - рулей высоты. Рули могут использоваться и на вертолетных режимах при соответствующей скорости. Самолет оснащен двумя автоматическими системами управления: трехосевой системой SCAS управления и повышения устойчивости и системой FFS с использованием механизмов загрузки.

Оборудование и системы. На СВВП установлены три гидравлические системы: для управления поворотными винтами, привода поверхностей управления и аварийная. Рабочее давление 210 кг/см2.

В состав электрической системы входят два генератора постоянного тока (30 В, 300 А), статические преобразователи, две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи (12 В, 13 А/ч).

Система кондиционирования фирмы «Гаррет». Имеется кислородный баллон (давление 127 кг/см2).

Характеристики СВВП XV-15

Размеры:

размах крыла:

с учетом гондол двигателей 10,72 м

без гондол 9,8 м

длина самолета 12,83 м высота самолета

(винты в горизонтальном положении) 4,67 м

площадь крыла 15,7 м2

диаметр поворотных винтов 7,62 м

ометаемая площадь 2x45,6 м2

Двигатели 2 ГТД Лайкоминг LTC1К-4К

взлетная мощность 2x1550 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете 5900 кг

при взлете с коротким разбегом 6805 кг

пустого снаряженного 4340 кг

топлива 675 кг

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость

на самолетном режиме 615 км/ч

экономическая крейсерская скорость 370 км/ч

максимальная скороподъемность 15 м/с статический потолок

без учета влияния земли 2635 м

с учетом влияния земли 3200 м

динамический потолок 4570 м

дальность полета 820 км

СВВП Белл-Боинг V-22

Белл-Боинг V-22 «Оспри»

Многоцелевой самолет с поворотными винтами

Фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» с 1982 г. осуществляют совместную разработку по программе JVX (Joint Services Advanced Vertical Lift Aircraft) многоцелевого самолета с вертикальным взлетом и посадкой с поворотными винтами, который должен был в 2000 году поступить на вооружение корпуса морской пехоты, ВМС и ВВС США. Программе JVX предшествовала программа НХМ, требования к которой были выработаны в 1980 г. министерством обороны США и по которой в 90-х годах предусматривалась замена десантно-транспортных вертолетов Боинг-Вертол СН-46 и Сикорский СН-53 для корпуса морской пехоты. Среди проектов рассматривались СВВП с поворотными винтами.

В 1981 г. фирма «Белл» представила данные о своем проекте СВВП D.327, который по существу являлся предшественником СВВП JVX и предназначался для перевозки 24 десантников, а также для поисково-спасательных операций. СВВП должен был иметь два поворотных винта диаметром 10,5 м, а силовая установка его должна была состоять из двух ГТД с взлетной мощностью по 4380 л.с. В носовой части предусматривалось размещение турельной установки с пулеметами калибром 7,62 мм и системы ночного видения. СВВП должен был иметь максимальную взлетную массу при вертикальном взлете 15 740 кг, а при взлете с коротким разбегом - 19 050 кг, максимальную перевозимую нагрузку 4540 кг, крейсерскую скорость 480 км/ч и боевой радиус 370 км.

В конце 1981 г. при рассмотрении проекта военного бюджета США на 1983 ф.г. было выдвинуто требование разработать усовершенствованный СВВП JVX, который мог бы использоваться всеми видами вооруженных сил по совместной программе, предусматривающей создание многоцелевого летательного аппарата JVX в первую очередь для корпуса морской пехоты с целью замены вертолетов СН-46 и СН-53, а также для ВМС и ВВС и даже для армии.

Техническая группа в составе представителей всех видов вооруженных сил и NASA провела сравнительный анализ различных схем вертикально взлетающих аппаратов, среди которых были усовершенствованный вертолет, винтокрыл, вертолет с соосными несущими винтами, использующими концепцию опережающей лопасти, СВВП с новоротными винтами и СВВП с подъемно-маршевыми ТРДД, и пришла к выводу, что только СВВП с поворотными винтами сможет выполнять все виды заданий, предусмотренных в программе JVX.

Первоначально расчетная стоимость программы JVX оценивалась в 25 млрд. долл., но вскоре была увеличена до 35,6 млрд. долл., в том числе на НИОКР было выделено 2,2 млрд. долл., а на серийное производствово - 33,4 млрд. долл. Предусматривалось серийное производство 1086 самолетов: 552 - для корпуса морской пехоты, 284 - для армии, 200 - для ВВС и 50 -для ВМС.

В начале 1983 г. были определены основные требования к СВВП JVX:

выполнение длительного полета с крейсерской скоростью 465 км/ч;

максимальная скорость при броске 510-555 км/ч;

взлетная масса 17 240 - 18 145 кг и максимальная платная нагрузка 4540 кг;

статический потолок без учета влияния земли 1220 м при температуре 25°С;

максимальная дальность полета 3700 км без дозаправки и максимальный боевой радиус 1300 км;

сохранение возможности при выходе из строя одного двигателя набора высоты 4570 м с максимальной нагрузкой в кабине при одном работающем двигателе, полета на одном двигателе до цели и посадки с пробегом длиной 30 м при скорости ветра 28 км/ч;

выполнение разворота на 180° при скорости 465 км/ч не более чем за 15 с;

диапазон перегрузок от + 4g до -1g.

В конце 1983 г. стратегическое авиационное командование ВВС провело оценку возможностей использования СВВП JVX для патрулирования и охраны баз баллистических ракет MX, а в начале 1984 г. были уточнены прежние и добавлены новые требования к СВВП JVX. В частности, межремонтный срок службы основных динамических систем должен быть не менее 1500 ч (среднее время обслуживания 5 чел.-ч на один летный час), а жизненный цикл самолета должен быть не менее 20 лет (при эксплуатации в мирных условиях). Критические элементы конструкции должны выдерживать попадание пуль калибром 7,62 и 12,7 мм, а также выполнять свои функции при попадании снарядов калибром 30 мм. Кроме того, для СВВП предусматривались:

минимальная радиолокационная, тепловая, визуальная, акустическая и электромагнитная заметность;

средства защиты экипажа и электрооптических датчиков от воздействия лазерного оружия;

нахождение на плаву в течение 2 ч при вынужденной посадке на воду с волнением 4 балла;

уклонение от поражения ЗУР при выполнении радиоэлектронной разведки с учетом безопасного вертикального снижения со скоростью не менее 10,1 м/с (желательно 17,8 м/с);

размещение в кабине 12 раненых па носилках в сопровождении двух санитаров или четырех грузовых поддонов размером 1,02x1,22 м;

система заправки топливом в полете;

взлет и посадка при наклоне глиссады 12°;

перевозка грузов массой 4540 кг (желательно 5440 кг) на внешних узлах подвески;

герметизация кабины экипажа и использование усовершенствованного радиоэлектронного оборудования;

катапультные кресла, обеспечивающие покидание самолета на земле;

расчетная дальность полета без промежуточной заправки 3810 км при скорости не менее 465 км/ч.

Летом 1983 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» сообщили первые сведения о проекте СВВП, получившем сперва обозначение «Модель 901-Х» и разработанном с учетом опыта проектирования и испытаний экспериментального СВВП Белл XV-15.

Переход СВВП V-22 от вертикального взлета к горизонтальному полету

СВВП должен был иметь два трехлопастных поворотных винта диаметром 11,6 м, силовую установку из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-717 мощностью по 4380 л.с, максимальную взлетную массу при вертикальном взлете 18 145 кг, а при взлете с коротким разбегом - 22 680 кг, в кабине должно размещаться 24 десантника, максимальная крейсерская скорость 590 км/ч. В декабре 1983 г. ВМС выдали фирмам «Белл» и «Боинг-Вертол» контракт стоимостью 18,4 млн. долл. на постройку натурных макетов СВВП «Модель 901-Х».

В 1985 г. проекту СВВПГ разработанному по программе JVX, было присвоено обозначение V-22 и название «Оспри» (скопа). К этому времени были проведены испытания семи моделей СВВП в аэродинамических трубах общей продолжительностью 4700 ч, а также испытания двух экспериментальных вертолетов-самолетов Белл XV-15 продолжительностью более 600 ч, во время которых были достигнуты максимальная скорость в горизонтальном полете 553 км/ч, в пологом пикировании - 635 км/ч и перегрузка 3,1 д.

В 1985 г. большая часть исследований по программе JVX была завершена. После тщательного изучения требований каждого рода войск были определены четыре типа боевых задач, которые должны были выполнять самолеты JVX.

СВВП JVX, предназначенные для корпуса морской пехоты, где они должны заменить транспортные вертолеты СН-46 и СН-53, и получившие обозначение MV-22, должны перевозить 24 вооруженных десантника или грузы общей массой 2 610 кг на расстояние 370 км со скоростью 460 км/ч, и совершать полет на режиме висения с этой нагрузкой на высоте 915 м при температуре 33°С; в варианте для материально-технического снабжения перевозятся грузы массой 3765 кг на внешней подвеске на расстояние 93 км со скоростью 460 км/ч. Использование СВВП MV-22 в КМП должно существенно повысить гибкость применения подразделений КМП в боевых операциях. Скорость и дальность позволяют им действовать далеко от береговой черты и доставлять войска и технику в глубокий тыл противника.

ВМС предполагали использовать самолет JVX в качестве поисково-спасательного под с обозначением HV-22 с радиусом полета 850 км и крейсерской скоростью 460 км/ч для эвакуации четырех пострадавших. Во время выполнения спасательной операции СВВП должен обладать возможностью совершать полет на режиме висения на высоте 2135 м при температуре 28 ° С и выполнять взлет и посадку с неподготовленной площадки. Рассматривался также противолодочный вариант SV-22 для замены палубных противолодочных самолетов S-3A «Викинг», предполагалось закупить 300 СВВП SV-22.

ВВС намеревались применять СВВП JVX под обозначением CV-22 для выполнения специальных заданий, включающих перевозку 12 десантников или грузов массой -1300 кг в кабине с радиусом полета -1300 км и крейсерской скоростью 460 км/ч, в середине маршрута самолет должен летать на режиме висения без учета влияния земли на высоте 915 м при температуре 33°С.

Армия считала, что транспортные самолеты JVX будут промежуточным шагом к усовершенствованному транспортному винтокрылому аппарату ACR (Army Cargo Rotorcraft), который сможет появиться в начале XXI века. Самолет JVX под обозначением MV-22 в варианте для армии должен быть рассчитан на перевозку 24 солдат или 12 раненых на носилках, или грузов массой 4540 кг в кабине, с этой нагрузкой в кабине или на внешней подвеске должен иметь радиус действия 55 км при скорости -460 км/ч, статический потолок 1220 м при температуре воздуха 35°С и перегоночную дальность 3890 км. Однако вскоре армия отказалась от участия в разработке и ликвидировала свой заказ на 284 СВВП.

Демонстрация взлета СВВП V-22 с неподготовленной площадки

По программе JVX, неоднократно пересматривавшейся в процессе разработки, было намечено построить шесть опытных самолетов для летных испытаний и три планера для статических и усталостных испытаний. Первый опытный самолет намечалось передать для летных испытаний в начале 1988 г., а последующих пять - в течение года. Самолеты №1 и №3 предполагалось использовать для определения огибающей летных характеристик и прочностных ограничений, а самолет №2 - для испытаний системы управления и силовой установки. Самолет №4 намечалось использовать в ВВС для эксплуатационных и оценочных испытаний, а также в качестве дублера самолета №2 для испытаний силовой установки. СВВП №5 и №6 должны были проходить эксплуатационные и оценочные испытания в подразделениях корпуса морской пехоты и ВМС, а также использоваться для проверки радиоэлектронного оборудования. На самолетах №1 и №2 были установлены катапультные кресла.

Общий объем летных и оценочных испытаний должен был составить 4200 ч, причем летчики-испытатели фирм «Белл» и «Боинг-Вертол» должны налетать 2900 ч, а остальные 1300 ч будут приходиться на строевых летчиков ВМС, ВВС И корпуса морской пехоты. Программу всех летных испытаний намечалось завершить до конца 1990 г.

Постройка первого опытного самолета V-22 была завершена 23 мая 1988 г. на заводе фирмы «Белл» в Форт-Уэрте, а 19 марта 1989 г., через полгода после намеченного срока, состоялся его первый полет продолжительностью 12 мин с винтами, повернутыми только на 5° (летчик-испытатель Дорман Кент). Первый полет второго опытного СВВП V-22 (летчик-испытатель Рой Хонкинс) состоялся 9 августа 1989 г., четвертого - 21 декабря 1989 г., а затем третьего самолета. К середине 1991 г. четыре опытных СВВП налетали 585 ч и совершили более 400 полетов, достигнув следующих результатов: скорость в горизонтальном полете 396 км/ч; скорость в пологом пикировании 647 км/ч; перегрузка 2,3д; потолок 6560 м; перегоночная дальность - 2440 км. Были продемонстрированы: перевозка груза массой 1815 кг на внешней подвеске со скоростью 327 км/ч; посадка на палубу десантного вертолетоносца «Уосп»; моделирование полета по приборам и имитация заправки топливом в полете.

Во время первого полета пятого опытного СВВП V-22 11 июля 1991 г. произошла авария: в полете на режиме висения на высоте - 5м самолет сделал резкий крен влево, задел гондолой за ВПП и упал. Оба летчика катапультировались, при этом один из них получил легкие ранения. Авария была вызвана нарушением электрической цепи в системе управления. Самолет был разрушен, и его решено было не восстанавливать.

Огибающая летных характеристик СВВП V-22 в сравнении с вертолетом и самолетом с ТВД

Испытания оставшихся самолетов были продолжены, и они совершили к середине 1992 г. еще 150 полетов. Однако 20 июня 1992 г. произошла катастрофа четвертого опытного самолета во время переходного режима (с самолетного на вертолетный), когда гондолы с винтами были повернуты на 60°. На борту самолета были замечены вспышки огня, самолет упал с высоты 8 м. Находившиеся на борту три члена экипажа и четыре специалиста фирмы «Боинг» погибли. Полеты оставшихся СВВП были прекращены и возобновлены только через год после доработки конструкции поворотных гондол и топливной системы.

В начале 1994 г. во время летных испытаний СВВП V-22. выявился бафтинг на больших углах атаки и рыскания. Причиной бафтинга оказались вихри, сходящие с обтекателя стыка крыла с фюзеляжем. Для устранения бафтинга было решено установить но бокам верхней части фюзеляжа перед обтекателем горизонтальные аэродинамические гребни и провести испытания СВВП №3 с установленными гребнями.

В конце 1994 г. фирмы «Белл» и «Боинг Геликонтер» совместно с командованием авиационных систем ВМС завершили последний этап работы по критическому анализу состояния программы СВВП V-22 «Оспри» и окончательно утвердили конструкцию серийного СВВП; поступление первых СВВП V-22 «Оспри» на вооружение корпуса морской пехоты США было намечено на 2001 г. Сроки выполнения этапов, объем серийного производства и стоимость программ неоднократно пересматривались, причем сроки отодвигались, число намеченных к серийному производству СВВП уменьшалось от заказанных 1086 сперва до 913, а затем до 682, потом до 657 и до 617 и далее до 605 и затем до 523, соответственно изменялась и общая стоимость программы, в которой стоимость НИОКР возрастала, а стоимость серийного производства из-за сокращения числа закупаемых СВВП уменьшалась.

Официальная церемония представления первого опытного СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри» для корпуса морской пехоты

В 1997 г. министерство обороны США утвердило вновь измененные планы закупки уже 458 СВВП; из них для корпуса морской пехоты - 360 MV-22, для ВМС - 48 HV-22 и для ВВС - 50 CV-22. Самолеты MV-22 предназначены для замены военно-транспортных и десантно-транспортных вертолетов СН-46 и СН-53. Самолеты HV-22 должны использоваться в основном в качестве поисково-спасательных и транспортных, a CV-22 - для выполнения специальных заданий.

Программой начального серийного производства предусматривалась постройка четырех предсерийных СВВП V-22: первый предсерийный СВВП был построен в конце 1996 г. и совершил первый полет 5 февраля 1997 г., к февралю 1998 г. все четыре предсерийных СВВП совершили 157 полетов и налетали 274 ч, достигнув скорости 633 км/ч на высоте 6900 м, а к октябрю 1998 г. налетали 770 ч. С учетом испытаний шести опытных самолетов общий налет превысил 1950 ч (в 1350 полетах). В сентябре 1998 г. на одном из предсерийных СВВП был выполнен перелет дальностью 3200 км на высоте 5030 м со средней скоростью 463 км/ч.

Во время испытании предсерийных СВВП их конструкция вновь подверглась изменению для улучшения летно-технических характеристик. Запас топлива во внутренних баках был увеличен до 7940 л, что позволило увеличить радиус действия до 930 км. Была установлена система заправки топливом в полете; РЛС для обеспечения полета в режиме следования рельефу местности, многоцелевой тактический терминал для получения информации от самолетов ДРЛО Боинг Е-3 и спутников, усовершенствованный бортовой компьютер и другое оборудование.

Программа серийного производства началась только в 1998 ф.г. с постройки первой партии из пяти самолетов, предусматривается постепенное увеличение ежегодного темна постройки до 24 самолетов с завершением поставок в 2021 ф. г. Первый серийный СВВП V-22 был передан корпусу морской пехоты 14 мая 1999 г. Помощник командующего КМП генерал Т. Дейк подчеркнул, что «скоро тысячи морских пехотинцев буду!1 летать на этом революционном самолете. СВВП «Оспри» доставит корпус морской пехоты в XXI век».

Министерство обороны США уделяет большое внимание финансированию программы СВВП V-22, оставив ее среди наиболее приоритетных программ. Общая стоимость ассигнований на НИОКР в 1984- 1998 ф.г. по программе V-22 уже превысила 5 млрд. долл. Общая стоимость НИОКР и производства 458 СВВП оценивается в 35,4 млрд. долл., что делает ее самой дорогостоящей из существующих программ СВВП, а расчетная цена серийного самолета без учета стоимости НИОКР и эксплуатации составит 44 млн. долл., что значительно выше расчетной.

В 1998-1999 гг. продолжалась оценочные испытания СВВП в вооруженных силах, которые проходили успешно: демонстрировалось выполнение различных боевых заданий. Однако 8 апреля 1990 г. во время посадки СВВП MV-22 для корпуса морской пехоты он потерпел катастрофу, в которой погибли четыре члена экипажа и 15 десантников. На высоте 110 км (OCR:так в тексте - явная ошибка!), когда винты были повернуты на 90°, СВВП имел скорость 77 км/ч и продолжал снижаться. Предполагается, что во время снижения воздушные винты попали в режим вихревого кольца, в результате чего произошло резкое уменьшение силы тяги винтов и началось неуправляемое падение.

В 1999 г. фирмы «Белл» и «Боинг» начали разработку тактического военно-транспортного СВВП, создаваемого для замены известного военно-транспортного самолета С-130, В предполагаемом проекте СВВП выполнен по схеме с двумя тандемно расположенными крыльями и четырьмя поворотными винтами от СВВП V-22. Разработка нового СВВП, получившего обозначение QTR (Quart Tilt Rotor - четыре поворотных винта), поддерживается вооруженными силами США,

С 1985 г. в США министерство обороны, Федеральное управление гражданской авиации (РАЛ) и NASA проводили исследова ния проектов гражданских СВВП с поворотными винтами, разрабатываемых на базе проекта СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри». В 1993 г. в конгрессе США представи телями FAA и министерства транспорта США был сформирован комитет, занимающийся изучением возможностей разработки и экономической целесообразности гражданских СВВП с поворотными винтами. Фирмы «Белл» и «Боинг» провели демонстрацию гражданского варианта СВВП V-22, который был признан чрезмерно большим и дорогим для гражданского применения, поэтому фирмами была начата совместная разработка нового гражданскою СВВП ВВ.609, меньшего, чем V-22, и приближающегося но размерам к экспериментальному СВВП XV-15.

Демонстрация эксплуатации СВВП V-22 на авианосце «Уосп»

Конструкция

СВВП выполнен по схеме высокоплана с прямым крылом, двухкилевым оперением, двумя ГТД и поворотными винтами в гондолах на концах крыла и трехопорным шасси.

Фюзеляж имеет конструкцию типа «полумонокок» с прямоугольным сечением. Длина фюзеляже 17,47 м. Конструкция изготовлена из алюминиевых и титановых сплавов и отличается высоким применением КМ - до 41% (масса фюзеляжа 1800 кг).

СВВП CV-22 для отрядов специального назначения

В носовой части расположена трехместная кабина экипажа, в которой установлены бронекресла, способные выдерживать попадание пуль калибром 12,7 мм и перегрузку 30g в продольном направлении и 14,5д - в вертикальном. С правой стороны фюзеляжа в передней части находится входная двухсекционная дверь; верхняя секция открывается вверх и внутрь кабины, а нижняя - вниз наружу и имеет встроенный трап. В кабине размером 7,37x1,83x1,8 и объемом 24,3 м3 могут разместиться па сиденьях вдоль бортов 24 десантника с вооружением или 12 раненых на носилках с сопровождающими санитарами или грузы массой до 9070 кг, для загрузки которых имеется лебедка с усилием 907 кг и задний грузовой люк с опускающейся рампой, а в иолу предусмотрены роликовые направляющие. Боковые обтекатели используются для уборки основных опор шасси и размещения дополнительных топливных баков и оборудования систем кондиционирования.

Крыло высокорасположенное, кессонного типа, с двумя лонжеронами и постоянной хордой, равной 2,54 м, имеет небольшой угол обратной стреловидности. Крыло почти полно стью изготовлено из графито-эпоксидных КМ со стыковыми узлами из титановых сплавов. Верхняя и нижняя панели обшивки монолитной конструкции с отфрезерованными нервюрами и стрингерами. Трехсекционные носки консолей крыла изготовлены из алюминиевого сплава с сотовым заполнителем «номекс». Механизация крыла состоит из четырех секций элевонов, внешняя пара которых используется для поперечного управления. Площадь элевонов 4,12 м2. Привод элевонов осуществляется с помощью ЭДСУ и гидроусилителей. Крыло крепится к круговой опоре диаметром 2,3 м, выполненной из нержавеющей стали и обеспечивающей на 90° поворот крыла, устанавливаемого вдоль фюзеляжа при размещении СВВП на палубе авианесущего корабля.

Использование V-22 в боевых операциях

Поворотные винты трехлопастные, с шарнирным креплением лопастей трапециевидной формы в плане. Корневая хорда 0,87 м, концевая - 0,56 м, крутка лопасти 45°. Лопасти изготовлены из угле- и стеклопластика. В конструкции шарниров лопастей используются эластомерные подшипники. Винты имеют сие темы торможения и складывания лопастей. Вращение винтов связано между собой синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла. Поворот гондол на 97,5° осуществляется с помощью гидропривода с винтовым механизмом.

Оперение двухкилевое, полностью выполнено на графитоэпоксидного материала. Стабилизатор (размах 5,61 м, площадь 8,22 м2) установлен над хвостовым обтекателем фюзеляжа. Общая площадь двух вертикальных килей 12,45 м.

Шасси трехопорное, убирающееся, со спаренными колесами. Носовая опора убирается назад в отсек иод передней частью фюзеляжа. Основные опоры убираются в боковые обтекатели. Конструкция шасси рассчитана на посадку с вертикальной скоростью 4,5 м/с Колеса основных опор имеют дисковые углеродные тормоза. База шасси 6,59 м, колея шасси 4,62 м.

Применение СВВП MV-22 для десантирования солдат

Силовая установке состоит из двух ГТД Аллисон T406-AD-400, установленных в поворотных гондолах на концах крыла вместе с винтами. Турбовальный ГТД имеет 14-ступенчатый осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину газогенератора и двухступенчатую силовую турбину. Расход воздуха 16,1 кг/с, степень повышения давления 14, удельный расход топлива на режиме максимальной продолжительной мощности - 0,19 кг/л.с.-ч. Двигатель имеет редуктор и систему управления FAD ЕС Длина двигателя (без редуктора) 1,96 м, ширина - 0,67 м, высота - 0,86 м.

Масса сухого двигателя 440 кг.

Топливная система имеет 13 баков-отсеков общей емкостью 7627 л. В каждом боковом обтекателе фюзеляжа в передней части имеется по одному баку-отсеку; в нравом обтекателе в задней части имеется дополнительный бак. В кессонах консолей находятся 10 баков-отсеков, пара внешних баков служат в качестве расходных. На носке правой консоли крыла расположен штуцер заправки топливом под давлением; на верхней поверхности каждой консоли имеется по одной горловине системы заправки самотеком. Сбоку в нижней части носовой секции фюзеляжа предусмотрен узел крепления штанги заправки топливом в полете. Для перегоночных полетов в грузовой кабине возможна установка четырех дополнительных топливных баков с общим объемом 9220 л.

Компоновочная схема СВВП V-22

Система управления. Для управления на вертолетных режимах применяются системы управления общим и циклическим шагом поворотных винтов. В крейсерском полете для поперечного управления используются два внешних элевона. Для продольного управления служит одно-секционный руль высоты площадью 4,82 м², а для путевого - два руля направления площадью по 1,64 м² на вертикальных килях. Привод поверхностей управления осуществляется с помощью гидроусилителей и электродистанционной системы управления с тройным резервированием.

Бортовое оборудование включает две независимые и одну запасную гидравлическую систему с рабочим давлением 350 кгс/см². В состав электросистемы входят два генератора переменного тока (40 кВА), два генератора переменного тока (50/80 кВа), выпрямители, преобразователи, аккумуляторная батарея емкостью 15 А/ч. Носки крыла и вертикальных килей имеют противообледенительную систему с надувными протекторами. Лобовое остекление, передние кромки воздухозаборников двигателей, лопасти и коки винтов имеют электрообогрев. В поисково-спасательном варианте на правой передней двери устанавливается спасательная лебедка.

Заправка топливом в полете СВВП MV-22

Радиоэлектронное оборудование состоит из навигационной системы TACAN, систем VOR/ILS, радиосвязного оборудования УКВ и KB диапазонов, системы опознавания и др. Информация от системы ТА CAN, VOR/ILS, радиовысотомера, гировертикали выводится на четыре цветных дисплея. В кабине имеется пятый дисплей для отображения карты местности. Используется РАС AN/APO-174 для обеспечения полетов в режиме следования рельефу местности. На самолете установлены две ЭВМ AN/AYK-14 для обработки боевого задания. Для экипажа предусмотрено использование систем, обеспечивающих пилотирование в ночных условиях, и нашлемных очков ночною видения. Для предупреждения об атаке ракетами «воздух-воздух» имеется система AN/AAR-47.

Вооружение зависит от варианта СВВП. Предусмотрены места для крепления в кабине пулеметов калибром 7,62 мм и 12,7 мм, а под носовой частью фюзеляжа - турели с пушками. Имеются также узлы для подвески противолодочных торпед, противокорабельных управляемых ракет и ракет «воздух-воздух».

Характеристики СВВП V-22 «Оспри»

Размеры:

длина самолета со сложенным крылом и винтами 19,09 м

высота самолета:

на земле с гондолами в вертикальном положении 6,73 м

со сложенным крылом и винтами 5,51 м

максимальная ширина с вращающимися винтами 25,78 м

размах крыла без учета гондол 14,02 м

площадь крыла, включая надфюзеляжную часть 35,49 м²

диаметр поворотных винтов 11,61 м

ометаемая площадь 2x105,36 м2

Двигатели 2 ГТД Аллисон T406-AD-400

взлетная мощность 2x4585 кВт/ 2x6150 л.с.

Массы и нагрузки:

нормальная взлетная при вертикальном взлете 21 545 кг

максимальная взлетная при взлете с коротким разбегом 24 950 кг

пустого снаряженного 15 032 кг

максимальная платная нагрузка:

перевозимая в кабине 9070 кг

перевозимая на внешней подвеске 6805 кг

запас топлива:

нормальный 6125 кг

с дополнительными баками для перегоночных полетов 11 885 кг

Летные данные:

максимальная крейсерская скорость на самолетном режиме 638 км/ч

на вертолетном режиме у земли 185 км/ч

при перевозке груза на внешней подвеске 396 км/ч

статический потолок без учета влияний земли 915м

дальность полета:

при вертикальном взлете со взлетной массой 21 150 кг

и платной нагрузкой 5445 кг 953 км

при взлете с коротким разбегом со взлетной массой 24 950 кг

и платной нагрузкой 9070 кг 2224 км

Макет административного СВВП Белл-Боинг ВВ.609 с поворотными винтами

Белл-Боинг-Агуста ВА.609

Легкий административный СВВП с поворотными винтами

В 1995 г. фирмы «Белл Геликоптер Текстрон» и «Боинг», продолжая совместную разработку и испытания многоцелевых военных СВВП V-22 «Оспри», приступили к исследованиям легкого административного СВВП, которые начались с оценки потребностей рынка и определения требований потенциальных заказчиков. К этому времени Федеральным агентством авиации (FAA) совместно с NASA уже был проведен большой объем исследований возможного рынка гражданских СВВП с учетом запросов авиакомпаний местных воздушных линий для междугородного сообщения и были разработаны требования к СВВП для этих целей. Однако оптимальный СВВП по требованиям FAA и NASA, предусматривавшим перевозку 20 - 28 пассажиров на маршрутах протяженностью 740 км с взлетом и посадкой в черте города, практически соответствовал военному варианту СВВП V-22 и, следовательно, должен был иметь очень высокую стоимость и эксплуатационные расходы, не приемлемые для местных воздушных линий.

Поэтому фирмы «Белл Геликоптер Текстрон» и «Боинг» решили отказаться от разработки СВВП для МВЛ, считая, что больший спрос смогут вызвать СВВП в классе легких административных самолетов с ТВД с близкими к ним летными характеристиками, но с возможностью вертикального взлета и посадки в уже имеющихся во многих городах вертопортах, что не требовало создания для СВВП специальной инфраструктуры. Изучив потребности потенциальных авиакомпаний и частных владельцев, высказавших пожелание приобрести административные СВВП, фирмы установили, что наибольшим спросом будет пользоваться СВВП с экипажем из одного или двух летчиков, рассчитанный на перевозку от 6 до 9 пассажиров (из расчета средней массы пассажира 80 кг и его багажа 20 кг) с максимальной крейсерской скоростью 500 км/ч и максимальной дальностью 1300 км при высоте полета 7500 м.

СВВП должен иметь силовую установку из двух ГТД, обеспечивающую возможность продолжения полета при отказе одного двигателя на вертолетных и самолетных режимах; его оборудование должно обеспечивать полет по приборам в сложных метеорологических условиях с использованием «стеклянной» кабины и цифровой системы управления полетом; предусматривалось широкое применение композиционных материалов в конструкции и использование противообледенительных систем. Максимальная взлетная масса СВВП должна была составлять не более 7265 кг, а максимальная масса перевозимой нагрузки приближаться к 2500 кг.

Проектирование СВВП, получившего обозначение ВВ.609 (Bell-Boeing), фирмы начали уже в конце 1995 г., опираясь на опыт успешной разработки и испытаний экспериментального СВВП XV-15, близкого по размерам к проектируемому СВВП ВВ.609Г и используя новые технические решения, полученные при разработке и испытаниях большего по размерам СВВП V-22. Это позволило сравнительно быстро выполнять инженерную разработку проекта СВВП и уже в ноябре 1996 г. на очередной ежегодной конференции Национальной ассоциации административной авиации NBAA представить модель СВВП ВВ.609 и информацию о его характеристиках. В июне 1997 г. на авиакосмическом салоне в Париже впервые был показан макет СВВП и определились первые покупатели. В дальнейшем макет СВВП ВВ.609 демонстрировался на авиационных выставках в Дубае (ОАЭ) в ноябре 1997 г., а затем на выставках в Берлине, Фарнборо и Сингапуре, где было подписано соглашение об образовании совместного предприятия (СП) для управления разработкой СВВП между фирмой «Белл Геликоптер Текстрон» и итальянской фирмой «Агуста». К этому времени ведущая самолетостроительная фирма «Боинг» приняла решение отказаться от совместной разработки СВВП ВВ.609, сохранив участие в дальнейшей разработке СВВП V-22. Планировалось, что новое СП будет заниматься не только серийным производством легкого административного СВВП, получившего новое обозначение ВА.609 (Bell-Agusta), в США и Европе, но и маркетингом, и послепродажным обслуживанием.

Изготовление элементов конструкции СВВП и их испытания были начаты в 1997 г., а в 1998 г. началась подготовка серийного производства и изготовление первого из четырех опытных самолетов, официальная церемония выкатки которого должна была состояться в начале 1999 г., но была перенесена на 2000 г. Летные испытания планируются в объеме 1800 ч, сертификация по американским нормам летной годности FAR планируется в середине 2001 г., а позже - сертификация по европейским нормам JAR.

Демонстрация макета СВВП ВВ 609 на выставке в Сингапуре в 1998 г

Разработка СВВП ВВ.609 начала финансироваться фирмами «Белл» и «Боинг» из собственных средств, стоимость разработки первоначально оценивалась в 500 млн. долл., а расчетная цена самолета была определена в 8 - 10 млн. долл. Для серийного производства СВВП было решено построить новый специализированный завод в г. Меза, оснащенный современным технологическим оборудованием, Предполагалось, что к началу серийного производства СВВП ВА.609 в 2001 г. будут получены заказы на 100 СВВП, причем уже в 1998 г. было заказано 78 самолетов для 16 стран;

по мнению фирмы «Белл», потенциальный рынок оценивается в 1000 СВВП ВА.609 даже без учета военных вариантов.

СВВП ВВ.609 сразу же начал разрабатываться в нескольких вариантах;

стандартном пассажирском на 9 мест и в варианте с увеличенной плотностью пассажиров - на 12 мест;

административном на 6 и 9 мест с улучшенной планировкой кабины и повышенным комфортом для пассажиров;

санитарном с размещением в кабине двух носилок и трех кресел для обслуживающего персонала и необходимого медицинского оборудования;

поисковом и спасательном с размещением в кабине четырех кресел и одних носилок и необходимого спасательного оборудования.

Оборудование кабины в административном варианте на 9 (а) и 6 (б) пассажиров и в поисково-спасательном варианте (в)

Предполагалось, что СВВП ВА.609 сможет использоваться для пассажирских и транспортных перевозок на местных авиалиниях и частными владельцами, для санитарных перевозок и для поисковых и спасательных операций, для полицейской службы и для борьбы с ввозом наркотиков. Особенно большие надежды возлагаются на использование СВВП для обслуживания морских буровых платформ, в связи с чем в Ближневосточном регионе была образована фирма PTI (Petroleum Tiltrotor International), контролируемая нефтяной и газовой компанией в Дубае и ставящая целью продажу и техническое обслуживание СВВП.

Большие перспективы ожидаются и для военного применения, в первую очередь для поиска и спасения экипажей сбитых или потерпевших аварию военных самолетов и вертолетов, а затем, возможно, и для других целей, включая использование для непосредственной поддержки наземных войск, для десантирования специальных подразделений и мя борьбы с боевыми вертолетами, то есть для выполнения тех же задач, которые возлагаются па СВВП V-22. При этом ожидается, что у СВВП ВА,609 благодаря меньшим размерам и стоимости и большей гибкости применения может быть достигнута более высокая боевая эффективность. В 1998 г. интерес к СВВП ВА.609 проявил корпус морской пехоты США, предполагая его использовать в качестве учебно-тренировочного при подготовке летчиков для СВВП V-22 и в качестве многоцелевого для береговой охраны.

Определены оптимальные условия взлета и эксплуатации СВВП: совершив вертикальный взлет на вертолетном режиме, СВВП благодаря большой энерговооруженности с поворотом винтов достигает скорости 370 км/ч за одну минуту, набирая высоту 180 м, а полный переход к самолетному режиму совершает, пролетев расстояние 1850 м. Далее, продолжая набирать высоту в самолетной конфигурации, СВВП за 15 мин, пролетев расстояние 33 км, достигает крейсерской высоты 6100 м и максимальной крейсерской скорости полета 500 км/ч. Проведенные испытания моделей СВВП в аэродинамической трубе показали, что крейсерская скорость может быть увеличена до 520 км/ч и более. Сопоставление огибающих летных характеристик СВВП ВА.609, вертолета и административного самолета с ТВД показывает, что СВВП по скорости и высоте полета почти вдвое превосходит вертолет, а самолету уступает лишь немного по скорости и больше по высоте полета.

Изучение вероятных маршрутов в Ближневосточном регионе показало, что типичными для СВВП в этом регионе станут полеты на расстояние 1340 км, выполняемые за 2,9 ч; для используемых в этом районе вертолетов типичными являются полеты на расстояние 535 км, для выполнения которых требуется 2,5 ч. Приведенные расчеты показывают, что при эксплуатации с площадок, расположенных на уровне моря в условиях МСА + 20°С, СВВП по сравнению с вертолетом обладает почти в четыре раза большей транспортной производительностью, поэтому даже если он будет стоить вдвое дороже, эксплуатация его будет более рентабельной.

Схема СВВП ВВ.609

Конструкция

СВВП выполнен но схеме моноплана с двумя ТВД и поворотными винтами и трехопорным шасси.

Фюзеляж герметизированный, круглого сечения, диаметром 1,76 м, выполнен из алюминиевых сплавов с широким применением КМ и звукоизоляции для уменьшения уровня шума, имеет кабину длиной 5,6 м спереди размещаются два кресла для экипажа (возможен экипаж из одного летчика, тогда кресло рядом занимает пассажир), за ними шесть кресел по два в ряду с проходом между ними 0,38 м, высота прохода 1,95 м; при максимальной плотности в кабине размещается 12 пассажирских кресел, расположенных спинками к стоикам кабины. В кабине с левого борта имеется прямоугольная дверь шириной 0,9 м и высотой 1,2 м, за кабиной расположен багажный отсек объемом 1,35 м3.

Крыло высокорасположенное, с постоянной хордой, имеет небольшой угол обратной стреловидности -10° и поперечного V -3°.

Механизация крыла состоит из закрылок и флаперонов.

Оперение Т-образное, с управляемым прямым стабилизатором трапециевидной формы в плане и стреловидным килем с рулем направления.

Шасси трехопорное, убирающееся, изготовлено фирмой «Мессье-Даути» и имеет сдвоенные колеса

Расчетные характеристики СВВП ВА.609

Размеры:

длина самолета 13,42 м

ширина с вращающимися винтами 18,3 м

высота самолета 4,5 м

размах крыла (по осям поворотных гондол) 10 м

Двигатели 2 ГТД Пратт-Уитни Канада РТ6С-67А взлетная мощность 4x2600 л.с.

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 7265 кг

пустого снаряженного самолета 4765 кг

максимальная полезная нагрузка 2500 кг

Летные данные:

максимальная крейсерская скорость 510 км/ч

эксплуатационный потолок 7205 км максимальная дальность полета:

с нормальным запасом топлива 1390 км

с дополнительными баками 1850 км

носовой опоре и по одному колесу на главных опорах, база шасси 5,8 м, колея 3 м.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД РТ6С-67А взлетной мощностью по 2600 л.с. фирмы «Пратт-Уитни Канада», размещенных в поворотных гондолах на концах крыльев. Поворот гондол осуществляется с помощью гидравлических приводов фирмы «Даути».

Винты трехлопастные, диаметром 7,9 м, с бесшарнирным креплением лопастей, лопасти прямоугольной формы в плане, изготовлены из КМ и имеют геометрическую крутку 30°. Вращение винтов синхронизировано с помощью механической трансмиссии.

Оборудование. На СВВП будет установлена цифровая ЭДСУ с тройным резервированием и бортовым компьютером фирмы «Лир Астроникс», а также цифровой комплекс авионики «ПроЛайн» 21 фирмы «Рокуэлл Коллинз», по желанию заказчика может устанавливаться спутниковая система навигации.

Белл Х-22А

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами в кольцевых каналах

Экспериментальный вертикально взлетающий самолет Х-22А разрабатывался фирмой «Белл Аэросистемз» по объединенной программе ВВС, армии и флота США. Самолет предназначался для исследования аэродинамических и механических проблем, связанных с проектированием, постройкой и проведением испытаний вертикально взлетающего самолета с расположенными тандемом крыльями и винтами в кольцевых каналах. Предполагалось использовать самолет в военном и гражданском вариантах: во флоте самолет мог найти применение в качестве десантно-транспортного, противолодочного, поискового и самолета связи, базирующегося на авианосцах; в ВВС и армии - в качестве военно-транспортного для снабжения стартовых площадок ракет и боевого самолета непосредственной поддержки. В гражданском варианте самолет мог использоваться /удя перевозки пассажиров из города в аэропорты.

Летные испытания СВВП Х-22А на переходных режимах

Фирма «Белл Аэросистемз» начала заниматься исследованиями вертикально взлетающих самолетов с винтами в кольцевых каналах с 1953 г., разработав ряд проектов таких СВВП. В ноябре 1962 г. флотом США был заключен контракт на сумму 32 млн. долларов на проектирование, постройку и проведение летных испытаний двух экспериментальных СВВП Х-22А (фирменное обозначение D2127). Руководство программой разработки осуществлялось флотом США.

В процессе разработки было изготовлено восемь моделей для испытаний в аэродинамической трубе, в том числе модель самолета в 1/5 натуральной величины с несущей системой. Было разработано аналоговое устройство с шестью степенями свободы для моделирования условий полета на горизонтальном и вертикальном режимах, предназначенное для исследования характеристик управляемости и отработки техники пилотирования. Были проведены также испытания на флаттер модели в 1/7 натуральной величины, показывающие отсутствие вибрации при скорости, превышающей на 25% предельную скорость пикирования. Испытания на бафтинг показали, что вибрация не наступает при скорости полета до 340 км/ч. В испытаниях воздушного винта в кольцевом канале определялись условия возможного срыва потока. Были проведены также акустические испытания винтов в кольцевых каналах.

Постройка первого экспериментального СВВП под руководством вице-президента фирмы Н. Виллкокса была завершена 25 мая 1965 г. Первый полет состоялся 17 марта 1966 г., самолет начал проходить летные испытания, по 8 августа он разрушился при аварийной посадке из-за отказа гидравлической системы. Постройка второго самолета была завершена в конце 1966 г., а 26 января 1967 г. он совершил первый полет.

В соответствии с контрактом фирма «Белл Аэросистемз» должна была провести летные испытания двух экспериментальных СВВП в объеме 225 ч. Летные испытания начались с полетов на режиме висения, после чего исследовались характеристики на вертикальных и переходных режимах, затем были проведены испытания при взлете и посадке с малой длиной разбега и пробега при повороте каналов с винтами на угол 30 - 35°. Испытания с системой изменения устойчивости проводились на втором СВВП, сперва с разомкнутой системой, в которых сигналы от системы изменения устойчивости не подавались в систему управления самолета, а затем с замкнутой системой управления.

К 1968 г. второй СВВП Х-22А совершил 100 полетов, выполнив 240 вертикальных взлетов и посадок и 54 полных перехода, В испытаниях достигалась скорость 370 км/ч и был выполнен рекордный полет на режиме висения на высоте 2440 м. В 1980 г. общий налет составил более 200 ч. Летные испытания продолжались до 1984 г.

Макет многоцелевого СВВП Белл D.190B

Фирмой «Белл» был разработан ряд вариантов самолета Х-22А: учебно-тренировочный для обучения летчиков вертикально взлетающих самолетов; тактический истребитель, на котором может быть установлено вооружение весом до 1700 кг; противолодочный, который сможет взлетать с палубы авианосца в перегрузочном варианте с помощью катапульты и будет иметь радиус действия 280 км, включая полет на режиме висения в течение 30 мин; десантно-транспортный, который мог бы использоваться для снабжения судов.

Были проведены проектные исследования транспортного СВВП Белл Р-2022, имеющего большие размеры фюзеляжа и снабженного более мощными ГТД. Самолет должен был соответствовать ТТТ SOR.210 и иметь взлетную массу 13 т, максимальную скорость 600 км/ч и дальность 925 км. Он был рассчитан на транспортировку 30 десантников. Был также разработан проект гражданского СВВП, рассчитанного на перевозку 50- 100 пассажиров на короткие расстояния.

Фирмой «Белл» был разработан также ряд проектов легких многоцелевых СВВП с двумя винтами в кольцевых каналах на концах кры да для ВВС, один из которых Белл D.190 был построен в виде макета, но не получил развития.

Конструкция

СВВП Х-22А выполнен по схеме моноплана с расположенными тандемом крыльями, поворотными винтами в кольцевых каналах на концах крыльев, четырьмя ГТД и трехопорным шасси.

Конструкция цельнометаллическая, из высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов и стали. Требованиями вооруженных сил предусматривалось, что самолет сможет иметь общий налет 1000 часов и совершить 5000 посадок.

Фюзеляж типа «полумонокок» прямоугольного сечения. В носовой части размещается двухместная кабина летчиков с расположенными рядом сиденьями. Катапультные кресла Дуглас «Эскапак» с ракетными ускорителями обеспечивают возможность катапультирования при нулевой скорости и высоте полета.

Кабина оборудована двойным управлением. Сиденье первого летчика расположено слева, сиденье второго летчика - справа; па приборной доске перед летчиками установлены пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля работы двигателей установлены на центральной консоли.

На центральной консоли расположена панель запуска двигателей, связное и навигационное оборудование; на левой консоли - панель управления связной аппаратурой и самопишущие приборы. На правой консоли сгруппированы потенциометры для регулирования системы переменной устойчивости.

Доступ в кабину обеспечивается с помощью откидывающихся панелей фонаря с левой и правой стороны кабины. Остекление кабины большой площади обеспечивает всесторонний обзор. В грузовой кабине самолета может быть размещено 6 пассажиров или 540 кг груза. Имеются боковая дверь и задний грузовой люк, снабженный погрузочной рампой+

Схема СВВП Х-22А

Крылья прямые, переднее крыло среднерасположенное, заднее - высокорасположенное с хордой 2,31 м и профилем NACA 2419. На заднем крыле в гондолах установлены ГТД; винты в поворотных кольцевых каналах установлены на обоих крыльях, на выходе из каналов имеются рулевые поверхности.

Вертикальное оперение однокилевое, без руля направления, роль горизонтального оперения выполняет заднее крыло.

Силовая установка самолета состоит из четырех ГТД Дженерал Электрик T58-GE-8B с задним выводом вала, установленных попарно в гондолах в корневой части заднего крыла. Топливо содержится в одном топливном баке емкостью 1980 л, расположенном в цельнометаллической части фюзеляжа.

Трансмиссия. ГТД через систему валов и редукторов приводят во вращение винты в кольцевых кан amp;\ах. Каждый винт имеет Т-образный редуктор, понижающий скорость вращения винтов до 2590 об./мин при взлете.

Винты диаметром 2,13 м трехлопастные, лопасти трапециевидной формы в плане, стеклопластиковые, со стальными лонжеронами, установлены в поворотных кольцевых каналах на крыльях. Диапазон изменения углов установки лопастей 55°.

Для обеспечения вертикального взлета и посадки кольцевые каналы с винтами могут поворачиваться на 95°. В горизонтальном полете передние каналы имеют угол установки + 2°, задние каналы -3°. Скорость поворотов каналов 5 °/с, время поворота каналов из вертикального положения в горизонтальное 18 с. Поворот кольцевых каналов осуществляется с помощью гидромеханических приводов.

Шасси убирающееся, трехопорное, с носовой опорой со сдвоенными колесами, главные опоры имеют по одному колесу. При уборке передняя опора шасси убирается назад, главные опоры - вбок. База шасси 4,88 м, колея 2,44 м.

Управление самолетом обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага винтов и отклонением рулевых поверхностей в потоке от винтов.

На режиме висения продольное управление осуществляется путем изменения шага передних и задних винтов, поперечное управление - изменением шага левой и правой групп винтов, путевое управление - отклонением рулевых поверхностей, установленных на выходе из каналов в потоке от винтов.

В горизонтальном полете путевое управление обеспечивается дифференциальным изменением тяги винтов, поперечное и продольное - рулевыми поверхностями. Максимально допустимое ускорение по тангажу и крену 3 рад/с, по рысканью - 0,65 рад/с.

Управление шагом винтов и рулями обеспечивается с помощью дублированной гидравлической системы с давлением гидросмеси 210 кгс/см2. Управление поворотом кольцевых каналов осуществляется с помощью переключателей, установленных на ручке управления. На центральной консоли установлена аварийная система поворота каналов.

На переходных режимах полета для предотвращения взаимовлияния сигналов управления используется механическое смесительное устройство с изменяемым передаточным отношением.

Оборудование. Вертолет снабжен дублированной системой повышения устойчивости с электрогидравлическим триммером. Система повышения устойчивости разработана фирмой «Белл» и используется на режиме висения и переходных режимах, обеспечивая демпфирование но трем осям. В горизонтальном полете система повышения устойчивости выключается.

Система VSS (Variable Stability System) предназначена для исследования характеристик управляемости и динамических характеристик самолета Х-22А, а также вертикально взлетающих самолетов других типов. Система VSS имеет 80 каналов, из которых 55 могут использоваться одновременно, и включена в цепь управления первого летчика. Органы управления второго летчика остаются соединенными с рулевыми поверхностями самолета. При включении системы VSS система повышения устойчивости отключается.

Силовая установка и трансмиссия СВВП Х-22А

Система изменения устойчивости VSS позволяет изменять основные параметры системы управления, включая мощность управления, чувствительность управления, усилия на ручках управления, усилия для преодоления трения в проводе управления и передаточное отношение в системе управления. В соответствии с ТТТ система должна обеспечивать изменение различных видов колебаний самолета, переменное демпфирование угловых перемещений, переменное демпфирование по высоте, переменную стабилизацию положения самолета и различные способы изменения вертикальных сил при соответствующем изменении таких параметров, как скорость, что позволяет моделировать характеристики различных типов вертикально взлетающих самолетов.

На ручке управления обоих летчиков имеются кнопки для включения системы VSS. После выключения системы самолет немедленно возвращается в первоначальные условия устойчивости и управляемости. Регулирование системы производится с помощью потенциометров, сгруппированных на правой консоли.

Пилотажно-навигационные приборы включают указатель воздушной скорости, радиовысотомер, гировертикаль, указатель высоты полета. Новым в группе пилотажно-навигационных

Характеристики СВВП Х-22А

Размеры:

размах переднего крыла с каналами 7 м

размах заднего крыла с каналами 11,9м

длина 12,06 м

высота 6,3 м

площадь переднего крыла 12,9 м2

площадь заднего крыла 26,57 м2 Двигатели 4 ГТД Дженерал Электрик T-58-GE-8B

взлетная мощность 4х 1250 л.с. Массы и нагрузки: максимальная взлетная

при вертикальном взлете 7980 кг

нормальная взлетная

при вертикальном взлете

со всеми работающими двигателями 6800 кг

взлетная при вертикальном взлете

с тремя работающими двигателями 6620 кг

пустого самолета 4760 кг платная нагрузка

при вертикальном взлете 540 - 680 кг

платная нагрузка

при взлете с разбегом 180 м 1380 кг

запас топлива 1760 л

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость 603 км/ч

крейсерская скорость 523 км/ч

статический потолок 1830 м

Указатель угла поворота кольцевых каналов, установленный рядом с указателем воздушной скорости.

Белл ATV

Экспериментальный СВВП с поворачивающимися ТРД

Одним из способов сохранения горизонтального положения фюзеляжа для реактивного самолета на всех режимах полета является применение поворачивающихся реактивных двигателей, которые при взлете и посадке устанавливаются в вертикальное положение, создавая вертикальную тягу, а при переходе к горизонтальному полету - в горизонтальное положение. Для таких самолетов весьма сложной является проблема управления и устойчивости на различных режимах полета. Крыло у такого самолета должно сохранять обычное положение, и поворачиваться могут лишь двигатели, так как в случае поворота крыла при режиме перехода неизбежен срыв. Рациональность такой схемы для скоростного самолета представлялась спорной, тем не менее в США фирмой «Белл Аэросистемз» проводились исследования экспериментального СВВП с поворачивающимися ТРД, получившего обозначение ATV (Air Test Vehicle).

Указывалось, что СВВП построен главным образом для изучения управляемости и устойчивости при взлете с использованием тяги ТРД, поэтому достижение большой скорости не становилось основной задачей. СВВП Белл ATV успешно прошел летные испытания сперва на привязи с 1953 г., первый вертикальный взлет и посадка были произведены 16 ноября 1954 г.г позже совершились переходы к горизонтальному полету. Результаты испытаний СВВП ATV были использованы при разработке проекта СВВП Белл D-188A,

Конструкция

СВВП Белл ATV представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, с двумя ТРД и лыжными шасси, он имеет простую конструкцию, в которой использованы фюзеляж и центроплан крыла от планера, а полозковое шасси от вертолета. К стойкам шасси под фюзеляжем прикреплена защитная перегородка, предохраняющая нижнюю часть фюзеляжа от действия горячих газов ТРД при работе их в вертикальном положении над землей. Открытая кабина летчика размещена в носовой части фюзеляжа.

Экспериментальный СВВП Белл ATV и его схема

Силовая установка. По бокам фюзеляжа под крылом на оси, проходящей через центр тяжести, шарнирно установлены два ТРД Фэрчайлд J-44. Для вертикального взлета и посадки ТРД поворачиваются в вертикальное положение, а при переходе к горизонтальному полету двигатели устанавливаются в горизонтальное положение. На двигателях J-44 модифицированы топливная и масляная системы для работы в вертикальном и горизонтальном положении. Проводка управления двигателями проходит внутри оси, на которой они установлены. Топливо подается к двигателям но гибким шлангам.

Система управления. При вертикальном взлете и посадке, а также при висения и полете с малыми скоростями самолет управляется с помощью системы струйных рулей, использующей сжатый воздух, подаваемый к реактивным соплам, расположенным на концах крыла и на хвосте, установленного сверху фюзеляжа ТРД Турбомека-Континентал «Палуст», используемого как компрессор.

При полете с горизонтальной скоростью самолет управляется с помощью рулей направления и высоты и элеронов. Это управление жестко связано с управлением реактивными соплами.

Для поперечного управления на вертикальных режимах используются два реактивных сопла на концах крыла, которые имеют щелевые отверстия по длине и могут поворачиваться, так как связаны коленчатыми рычагами и жесткими тягами с элеронами. Когда элероны стоят в нейтральном положении, то сопла, поворачиваясь, устанавливаются так, что их отверстия обращены назад: при отклонении элеронов сопла поворачиваются в разные стороны.

Для путевого и продольного управления на самолете установлен хвостовой узел с двумя реактивными соплами, к которым подается воздух по каналу, проходящему сверху фюзеляжа. Для продольного управления используется сопло, расположенное в горизонтальной плоскости. С помощью жесткой тяги, соединенной одним концом с рулем высоты и другим с рычагом на насадке, сопло может поворачиваться. Для путевого управления используется сопло, установленное в вертикальном положении и связанное с рулем направления; при повороте руля сопло поворачивается.

Характеристики СВВП Белл ATV

Размеры:

размах крыла 7,93 м

длина самолета 6,4 м

площадь крыла 12 м2

Двигатели 2 ТРД Фэрчайлд J-44

статическая тяга 2x450 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 90 кг

нагрузка на крыло 75 кг/м

Летные данные:

максимальная расчетная скорость 240 км/ч

Макет истребителя Белл D-188A

Белл D-188A

Проект вертикально взлетающего истребителя-бомбардировщика

Проект сверхзвукового вертикально взлетающего истребителя-бомбардировщика D-188A разрабатывался фирмой «Белл Аэросистемз» по заказу ВВС и флота США с 1955 г. В 1959 г. работы над проектом истребителя-бомбардировщика Белл D-188A были доведены до стадии постройки макета, однако в дальнейшем они были приостановлены в связи с прекращением их финансирования. Общая сумма расходов ВВС и флота США, а также фирмы «Белл» на научно-исследовательскую работу, связанную с проектированием самолета, составила 17 млн. долл., а общий объем НИОКР но проекту D-188A превысил 500 000 ч работы инженерно-технического персонала.

По расчетам фирмы «Белл», истребитель-бомбардировщик D-188A c силовой установкой из восьми ТРД Дженерал Электрик J85-5 с суммарной взлетной тягой 11 600 кг должен был обладать следующими характеристиками:

- совершать вертикальный взлет и набор высоты со скороподъемностью 30 м/с;

- совершать полет с крейсерской скоростью, соответствующей числу

М = 0,9, на высоте около 10 700 м на дальность 1100 км;

- разгоняться на высоте 10 700 м от скорости, соответствующей числу М = 1, до скорости, соответствующей числу М = 2, менее чем за две минуты;

- иметь перегоночную дальность 3700 км при скорости, соответствующей числу М = 0›9;

- при перехвате пролетать 630 км со скоростью, соответствующей числу М = 2, и возвращаться на базу с высоты 18 000 м с оптимальной крейсерской скоростью;

- при взлете с разбегом пролетать с крейсерской скоростью расстояние 1050 км, а затем 250 км со скоростью, соответствующей числу М=2, с последующим бомбометанием с больших высот.

Разрабатывавшийся истребитель-бомбардировщик Белл D-188A имел комбинированную силовую установку из восьми ТРД. фюзеляж был выполнен по правилу площадей и отличался большим удлинением. Крыло высокорасположенное, прямое, тонкое, с малым удлинением, Л, = 2,42, снабжено элеронами и не имело закрылок.

Силовая установка состояла из восьми ТРД Дженерал Электрик vI85-GE-5; два подъемно-маршевых двигателя расположены в хвостовой части фюзеляжа, четыре - в поворачивающихся гондолах на концах крыла, и два подъемных двигателя установлены вертикально в носовой части фюзеляжа непосредственно за кабиной летчика. Все шесть подъемно-маршевых двигателей снабжены форсажными камерами и развивают суммарную тягу 10 970 кгс, подъемные ТРД развивают тягу 2360 кгс.

Гондолы на концах крыльев поворачиваются на 100° от горизонтального положения до вертикального, и установленные в них двигатели создают горизонтальную и вертикальную тягу и обеспечивают торможение. На режиме вертикального взлета, когда гондолы находятся в вертикальном положении, обтекатели воздухозаборников смещаются вверх на 0Г25 м, увеличивая площадь воздухозаборников.

Управление самолетом на режимах вертикального взлета и посадки и перехода обеспечивается струйной системой управления с помощью сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров, установленных в фюзеляже двигателей. Воздух подается к четырем соплам на концах фюзеляжа и крыльев и затем вытекает через них, обеспечивая управление. Управление по тангажу может осуществляться также изменением тяги передних и задних пар двигателей в фюзеляже.

В кабине установлены обычные органы управления. На центральной панели расположены приборы управления огнем и навигационные приборы, а также экран радиолокатора. Предусмотрена установка прибора, показывающего расположение центра тяжести самолета, к которому подключены датчики ТРД, создающие вертикальную тягу.

Схема силовой установки СВВП Белл D-188A и дефлекторов для отклонения струи газов

Для вертикального взлета гондолы на концах крыла должны устанавливаться в вертикальное положение, а у размещенных в них четырех двигателях включаются форсажные камеры. Затем запускаются подъемные ТРД в передней части фюзеляжа, а двигатели в хвостовой части фюзеляжа, имеющие дефлекторы для отклонения выхлопной струи, переводятся на режим форсажа для вертикального взлета. Самолет должен отрываться от земли, когда все двигатели развивают общую тягу 12 840 кгс. При этом тяговооружеп-ность самолета составляет 1,14, а вертикальная скороподъемность 0,9- 1,5 м/с.

Предусматривалась система аварийного выключения двигателей, связывающая попарно противоположно расположенные двигатели. Если во время вертикального полета тяга одного из двигателей уменьшится до величины ниже установленной, эта система должна выключить не только вышедший из строя двигатель, но и противоположный двигатель.

При использовании взлета с разбегом дальность и платная нагрузка СВВП D-188A могут быть значительно увеличены. При разбеге гондолы занимают горизонтальное положение, а дефлекторы полностью открываются для обеспечения максимального ускорения. Непосредственно перед отрывом от земли гондолы на концах крыла должны отклоняться, а дефлекторы поворачиваться, обеспечивая отклонение струи газов вниз. При этом вертикальная составляющая тяги складывается с аэродинамической подъемной силой, обеспечивая взлет с укороченным разбегом.

Проблемы разрушения взлетно-посадочной площадки также исследовались фирмой «Белл»: определялись температуры и распределение давлений, создаваемых направленной вниз струей газов двигателей и эрозия стартовых площадок вследствие воздействия струи газов. Было проведено более 1700 стендовых испытаний, которые показали, что обычные бетонные плиты могут длительное время выдерживать температуру 1650°С. создаваемую работающими ТРД J85-5 с форсажными камерами. Было также установлено, что обычные грунтовые поверхности после обработки смолами могут служить стартовыми площадками, а если использовать алюминиевые плиты, защищающие поверхность от непосредственного воздействия газов, то разрушения почвы не возникает даже после нескольких сот взлетов.

Вооружение самолета предполагалось размещать на внешней подвеске: две УР «Мартин» «Булпап» класса «воздух-земля» и три УР «Сайдуиндер» класса «воздух-воздух».

Проект СВВП Белл D-188A не получил дальнейшего развития, но результаты проведенных фирмой «Белл» исследований были . использованы при разработке проектов боевых СВВП в США и Германии (СВВП VJ-101C).

Белл Х-14А

Экспериментальный СВВП с отклонением вектора тяги ТРД

Необходимую для взлета реактивного самолета вертикальную тягу можно также получить для горизонтально установленных ТРД отклонением вниз потока газов с помощью специальных устройств. Недостатком такой системы являются потери в тяге вследствие поворота потока, а также трудность балансировки самолета. Необходимо, чтобы линия приложения силы тяги проходила через центр тяжести самолета, чтобы не возникло дестабилизирующих моментов.

Экспериментальный СВВП Х-14 был разработан фирмой «Белл Аэросистемз» по заказу ВВС США для исследований устойчивости и управляемости реактивных СВВП с отклонением потока газов ТРД. Контракт на проектирование и постройку одного экспериментального СВВП Х-14 был заключен в 1955 г. Для ускорения разработки на самолете были использованы элементы конструкции других самолетов: крыло самолета «Бонанза» и хвостовое оперение самолета «Бич» Т-34. Для СВВП была разработана струйная система управления с отбором воздуха от компрессоров ТРД.

Летные испытания были начаты в октябре 1956 г., первый полет на режиме висения был выполнен 19 февраля 1957 г., а 24 мая 1958 г. был совершен первый переход от вертикального полета к горизонтальному (летчик-испытатель Дэвид Хоу) и была достигнута скорость 257 км/ч.

Экспериментальный СВВП Белл Х-14А

Проект боевого СВВП Белл Х-14С с вооружением

В 1959 г. самолет был передан в NASA в НИЦ им. Эймса для модернизации и испытаний. Первоначально на самолете были установлены два ТРД Армстронг-Сидлди Вайпер ASV8 со статической тягой по 795 кгс. Отклонение потока газов ТРД осуществляется при помощи поворотных реактивных сопел. В NASA самолет был модифицирован: ТРД Вайпер были заменены на ТРД Дженерал Электрик J85, имеющие большую тягу и обеспечивающие больший расход воздуха для системы управления. Была несколько изменена система управления.

Модифицированный самолет получил обозначение Х-14А и использовался в NASA для исследований проблем управления и демпфирования колебаний во время вертикального взлета и посадки, а также для обучения летчиков вертикально взлетающих самолетов. На СВВП Х-14Л совершались полеты на режиме висения на малых высотах для изучения влияния близости земли, полеты на высотах до 15 м для оценки маневренности при малых скоростях до 55 км/ч вперед и назад и до 40 км/ч вбок. Летные испытания СВВП Х-14Л успешно продолжались без аварий до 1981 г.

На базе экспериментального СВВП Х-14Л был разработан проект легкого двухместного тактического боевого СВВП Х-14С для непосредственной поддержки с тремя ТРД, установленными рядом в носовой части фюзеляжа. Летчики должны были располагаться рядом в кабине с небольшим фонарем. Шасси предполагалось выполнить убирающимся, главные опоры должны были убираться назад в обтекатели на крыле, используемые также как топливные баки, носовая опора - в фюзеляж. СВВП Х-14С должен был иметь большее по размаху и площади крыло с узлами подвески для различного вооружения: авиационных бомб, контейнеров с НЛР или пушками и баков с напалмом. Для повышения грузоподъемности рассматривалась возможность взлета с коротким разбегом.

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасполо-женным крылом, двумя ТРД и трехопорным шасси.

Крыло прямое, от самолета «Бонанза», снабжено элеронами.

Фюзеляж имеет открытую двухместную кабину экипажа с расположенными рядом сиденьями. Кабина защищена ветровым стек лом.

Оперение от самолета Бич Т-34, однокилевое, с рулем направления и рулем высоты.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовой опорой. Все опоры имеют большой ход амортизаторов.

Силовая установка состоит из двух ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5, установленных рядом в носовой части фюзеляжа. Сопла двигателей, расположенные под центральной частью фюзеляжа, могут поворачиваться, отклоняя поток газов. Топливо размещается в двух подвесных баках под крылом.

Управление на горизонтальном режиме полета осуществляется обычными аэродинамическими рулями, а на вертикальных режимах полета - при помощи струйной системы управления с реактивными соплами, установленными в носовой и хвостовой части фюзеляжа и на концах крыльев и связанными с расположенными в кабине рулевыми педалями и колонкой управления. Переход самолета от вертикального полета к горизонтальному осуществляется путем постепенного отклонения сопел двигателей назад, при этом увеличивается скорость полета, крыло создает необходимую подъемную силу. Для перехода к вертикальной посадке уменьшается скорость полета, поток газов отклоняется вперед, обеспечивая торможение, а тяга ТРД увеличивается, обеспечивая полет на режиме висения, затем уменьшается - для вертикальной посадки.

Характеристики СВВП Белл Х-14А

Размеры:

размах крыла 10,4 м

длина самолета 7,62 м

высота самолета 2,44 м

площадь крыла 11 м2

Двигатели 2 ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5

тяга взлетная 2х 1205 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1450 кг

нагрузка на крыло 132 кг/м2

Экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 в полете на режиме висения

Вертол VZ-2

Экспериментальный СВВП с поворотными крылом и винтами

При использовании для СВВП воздушных винтов с большой нагрузкой, у которых большая скорость отбрасываемого потока воздуха, поворот винтов более рационально осуществлять вместе с крылом, чтобы избежать потерь в тяге, возникающих при работе винтов над крылом. Кроме того, в таком случае вся несущая система, состоящая из воздушных винтов, двигателей и системы трансмиссии, жестко укреплена на поворотном крыле и представляет единый агрегат, а расположение крыла в потоке от винтов позволяет осуществлять поворот крыла без угрозы срыва потока на больших углах атаки.

В связи с большим интересом к таким СВВП в NASA были проведены обширные аэродинамические испытания. Были проведены продувки крыла с установленными на нем винтами и крыла и винтов отдельно в диапазоне углов атаки от 0 до 90°, показавшие, что, хотя при некоторых положениях во время переходного полета возможен частичный срыв потока на крыле, однако во всех положениях располагаемой мощности будет достаточно для выполнения перехода.

Переход СВВП Вертол VZ-2 к горизонтальному полету

На основании результатов испытаний был разработан проект четырехвинтового пассажирского самолета с взлетной массой 2? т. Расчеты показали, что для самолета с нагрузкой на крыло около 200 кг/м2 снабженного четырьмя винтами с нагрузкой на ометаемую площадь при вертикальном взлете 160 кгс/м2 и рассчитанного на крейсерскую скорость полета 600 - 640 км/ч‹ располагаемой мощности будет достаточно для вертикального взлета.

В NASA была построена летающая модель четырехвинтового пассажирского самолета, которая испытывалась в свободном полете для изучения устойчивости и управляемости при взлете и посадке, а также на режиме висения. Винты приводились во вращение электродвигателями. Управлялась модель самолета операторами с земли с помощыо радио. Были проведены также испытания модели СВВП с поворотными крылом и шестью винтами.

Для оценки на практике особенностей СВВП с поворотными крылом и винтами вертолетной фирмой «Вертол» был построен небольшой экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 по объединенному заказу транспортного корпуса армии и научно-исследовательского отдела флота США. СВВП Вертол VZ-2 являлся первым СВВП с поворотными крылом и винтами и не предназначался для достижения больших скоростей, поэтому он имел упрощенную конструкцию и плохие аэродинамические формы. Основное назначение самолета - испытание в полете системы поворота крыла; результаты испытаний были использованы при проектировании и постройке более тяжелых экспериментальных СВВП. Постройка СВВП VZ-2 была завершена в начале 1957 г.г и он начал проходить наземные и летные испытания; первый полет на режиме висения был совершен 13 апреля 1957 г., а первый переход от режима висения к горизонтальному полету - 15 июля 1958 г. (летчик-испытатель Ла Вассар), летные испытания были завершены 23 сентября 1959 г.

Позже фирмой «Боинг-Вертол» был разработай ряд проектов СВВП с поворотным крылом и винтами. Один из них, Боинг-Вертол 147, являлся развитием СВВП VZ-2 с улучшенными обводами фюзеляжа и двумя ТВД па поворотном крыле; предполагалось, что он сможет использоваться в качестве летного многоцелевого СВВП для ВВС и армии США. В другом проекте военно-транспортного СВВП для ВВС предполагалось использовать силовую установку из четырех ТВД на поворотном крыле. Все эти проекты остались нереализованными.

Конструкция

СВВП VZ-2 (фирменное обозначение Вертол 76) имеет очень простую конструкцию. По компоновке он представляет моноплан с высокорасположенным крылом, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж самолета ферменной конструкции, частично закрыт обшивкой. В носовой части фюзеляжа размещена кабина летчика со сферическим фонарем от вертолета Белл 47.

Модель легкого многоцелевого СВВП Боинг-Вертол 147

Крыло прикреплено к фюзеляжу на шарнирах и под действием гидравлических силовых цилиндров может поворачиваться на 90°. Крыло имеет цельнометаллическую конструкцию. Форма крыла в плане прямоугольная. Профиль сечения крыла NACA 4415 с увеличенной кривизной носка. Относительное удлинение крыла К=5. Крыло снабжено закрылками и элеронами.

Оперение Т-образное, со сравнительно большим килем с рулем направления и управляемым стабилизатором. Профиль сечения стабилизатора NACA 0012.

Силовая установка. Сверху фюзеляжа установлен один ГТД Лайкоминг T-53-L-I мощностью 825 л.с, который через систему трансмиссии приводит во вращение два воздушных винта, установленных в гондолах на крыле, и два рулевых винта в хвостовом оперении. Сопло ГТД несколько отклонено вбок, чтобы вертикальное оперение находилось в стороне от потока газов.

Проект военно-транспортного СВВП Боинг-Вертол для ВВС

Воздушные винты диаметром 2,9 Mi трехлопастные, имеют лопасти прямоугольной формы в плане с геометрической круткой.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с хвостовой опорой.

Система управления. В кабине установлены обычные вертолетные органы управления: ручка, рычаг «шаг-газ» и педали путевого управления. Число приборов по сравнению со стандартным оборудованием вертолета Белл 47 увеличено. Управление поворотом крыла осуществляется летчиком с помощью специального рычажка, установленного на ручке управления. В горизонтальном полете самолет управляется с помощью обычных аэродинамических рулей. Система управления выполнена таким образом, чтобы на всех режимах летчик управлял самолетом одними и теми же рычагами.

При вертикальных режимах поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги винтов; для продольного и путевого управления используются два рулевых четырехлопастных винта диаметром 0,61 м, установленных в киле и стабилизаторе и приводимых во вращение с помощью механической трансмиссии от ГТД.

Характеристики СВВП Вертол VZ-2

Размеры:

размах крыла 7,3 м

длина фюзеляжа 8,2 м

площадь крыла 10,7 м2

Двигатели

1 ГТД Лайкоминг T-53-L-I

взлетная мощность 825 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1600 кг

масса пустого 1135 кг

удельная нагрузка на крыло 150 кгс/м2 удельная нагрузка на

ометаемую площадь 120 кгс/м2

удельная нагрузка па мощность 1,94 кгс/л.с.

Патентная заявка Ч. Циммермана на винтовой СВВП с крылом малого удлинения

Воут XF5U-1 «Скиммер»

Опытный вертикально взлетающий истребитель

Первые проекты СВВП с воздушными винтами, совершающих взлет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, начали разрабатываться в начале 30-х годов в США и позднее во Франции и Германии. В 1933-1935 гг. известным ученым-аэродинамиком Ч. Циммерманом и авиационными инженерами Р. Превиттом и Л. Леонардом в США проводились аэродинамические исследования моделей экспериментальных СВВП с вертикальным положением фюзеляжа. В разработанных ими проектах СВВП должны были использоваться воздушные винты большого диаметра, подобные несущим винтам вертолетов, чтобы получить необходимую для взлета вертикальную тягу; однако такие винты в горизонтальном полете не позволяли из-за большого сопротивления получить высокий КПД и достичь больших скоростей.

В связи с этим в 1936 г. в США в Национальном совещательном комитете по аэронавтике NASA под руководством Ч. Циммермана был проведен большой объем исследований моделей СВВП и были разработаны методы расчета воздушных винтов на различных режимах полета. При соответствующей мощности двигателей винты могли обеспечить возможность вертикального взлета и посадки и полета на режиме висения.

Оригинальный проект СВВП с вертикальным положением фюзеляжа был предложен Ч. Циммерманом еще в 1933 г. и оформлен в патентной заявке в 1938 г. Особенностью его компоновки является использование крыла очень малого удлинения (к=1), почти круглой формы в плане с двумя винтами большого диаметра, установленными с перекрытием в гондолах на концах крыла. Винты вращаются в стороны, противоположные направлению вращения сходящих с концов крыла вихрей; вращение винтов предполагалось синхронизировать с помощью механической трансмиссии. Такое размещение винтов должно было значительно уменьшить индуктивное сопротивление системы «винт-крыло» и в результате получить аэродинамическое качество 4, что позволяло, во-первых, достигать больших скоростей полота, а во-вторых, существенно расширить диапазон скоростей горизонтального полета за счет уменьшения минимальной скорости.

Вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке должно было обеспечиваться с помощью специального убирающегося шасси. Задняя часть крыла вместе с горизонтальным и вертикальным оперением при этом должна была отклоняться.

В проекте такого СВВП предлагалось размещать летчика в лежачем положении, чтобы фонарь кабины не выступал за обводы крыла. Предполагалось, что такой СВВП сможет совершать вертикальный взлет и посадку и летать на режиме висения подобно вертолету и вместе с тем будет обладать максимальной скоростью полета до 800 км/ч. Силовая установка должна обязательно состоять из двух двигателей, чтобы при выходе из строя одного из двигателей во время взлета и посадки или на режиме висения, когда самолет поддерживается в воздухе лишь благодаря создаваемой винтами тяге, можно было совершить безопасную посадку с одним работающим двигателем. Посадка па режиме авторотации с неработающими двигателями, возможная для вертолета, не допускалась для такого СВВП из-за большей, чем у вертолетов, нагрузки на ометаемую винтами площадь и, соответственно, очень больших скоростей снижения.

Проведенные в NASA исследования воздушных винтов показали, что может быть найдено компромиссное решение и может быть создан винт, получивший название «ненагруженный пропеллер», для которого можно получить достаточно высокий относительный КПД на режимах вертикального взлета и посадки и вместе с тем высокий КПД в горизонтальном полете (г| = 0,65 - 0,85) до скоростей, соответствующих числу М = 0,8. Было установлено, что в диапазоне скоростей полета от 0 до 400 км/ч изменения скорости вращения винтов не требуется, при увеличении скоростей от 400 до 640 км/ч желательно, а при скоростях более 640 км/ч - необходимо. Воздушные винты должны иметь шарнирное крепление лопастей, чтобы уменьшить напряжение в лопастях и изгибающие моменты.

Управление в горизонтальном полете должно обеспечиваться, как у обычного самолета, с помощью аэродинамических рулей; на режимах взлета и посадки аэродинамические рули должны сохранять эффективность, так как они расположены в потоке от винтов.

Для подтверждения осуществимости своего проекта Ч. Циммерман в 1935 г. построил пилотируемую модель СВВП с двумя ПД мощностью по 25 л.с. Модель имела размах крыла 2 м, летчик располагался лежа. Вращение винтов не было синхронизировано, мощности двигателей было недостаточно, и модель не смогла оторваться от земли. В это же время велась дальнейшая доработка проекта СВВП Ч. Циммермана, которым заинтересовалось командование флота США, предполагая использовать его в качестве палубного истребителя с вертикальным взлетом и посадкой. «С любым караваном транспортных судов невозможно посылать авианосец, но надо разрешить проблему отражения воздушных налетов, - заявили представители флота. - Для этого необходим истребитель, который может взлетать с небольшой палубы транспортного судна и садиться на нее же. Такие самолеты смогут также взлететь с палубы легких крейсеров».

Экспериментальный самолет V-173 «Флаинг Пэнкейк» в полете и на стоянке

Экспериментальный истребитель XF5U-1 «Скиммер» на стоянке

В начале 1939 г. министерство обороны США провело конкурс проектов палубного истребителя, отдав предпочтение проекту фирмы «Чанс-Воут», в которую перешел Ч. Циммерман. После проведения испытаний масштабных резиномоторных моделей в аэродинамических трубах фирмой «Чанс-Воут» был построен в 1941 г. экспериментальный самолет V-173, выполненный из дерева и являющийся летающей моделью палубного истребителя. Самолет V-173 имел такие же размеры, как и истребитель, но отличался значительно меньшей взлетной массой и был снабжен двумя ПД общей мощностью 160 л.с. Из-за необычной компоновки СВВП и особенностей его аэродинамической схемы было решено провести испытания в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли.

Экспериментальный самолет V-173 начал проходить летные испытания в 1942 г., они продолжались до 1947 г. Первый полет был выполнен 23 ноября 1942 г. (летчик-испытатель Бун Гайтон). Ограниченная мощность установленных на самолете поршневых двигателей, даже при использовании огромных трехлопастных винтов диаметром 5,03 м, не могла обеспечить вертикальный взлет, но давала возможность летать с минимальной скоростью - всего 56 км/ч. При взлетной массе 1365 кг создаваемая обоими винтами максимальная тяга не превосходила 910 кг, что не обеспечивало вертикальный взлет, поэтому для взлета с разбегом самолет был снабжен специальным шасси с длинными главными опорами, с помощью которых при взлете фюзеляж занимал положение под углом -40° к ВПП, что позволяло совершать взлет с коротким разбегом, всего 60 м, и посадку с очень малым пробегом. Во время летных испытаний в 1942-1947 гг. было выполнено 210 полетов и были продемонстрированы достаточно удовлетворительные характеристики управляемости при малых скоростях полета. При встречном ветре 46 км/ч самолет мог подниматься вертикально, в полетах достигалась скорость 222 км/ч и высота 1524 м. На самолете также летали известные летчики Чарльз Линдберг и Ричард Буровз. Полеты проводились в обстановке большой секретности. За свой необычный вид самолет V-173 получил название «Флаинг Пэнкейк» (летающий блинчик).

В 1943 г. ВМС США заключили контракт с фирмой «Чанс-Воут» на постройку опытного палубного истребителя цельнометаллической конструкции, получившего обозначение XF5U-1 и название «Скиммер», что по-английски (skimmer) означает «шумовка», за свой внешний вид, напоминавший шумовку. Постройка первого опытного самолета XF5U-1 была завершена 25 июня 1945 г.

Рисунок истребителя XF5U-1 в полете

Для опытного палубного истребителя XF5U-1 при установке на нем двух поршневых двигателей Пратт-Уитни R-2000-7 взлетной мощностью по 1350 л.с. предполагалось получить очень большую скороподъемность и диапазон скоростей полета от 65 до 675 км/ч, а при форсировании двигателей впрыском воды - до 750 км/ч. При использовании ТВД вместо ПД ожидалось расширение диапазона скоростей от 0 до 900 км/ч.

Большой диапазон скоростей полета самолета XF5U-1 и его способность летать на режиме висения должны были облегчить взлет и посадку на палубу авианосца, обеспечить эффективное использование для морской разведки и корректировки артиллерийского огня, а также для спасательных операций на море.

Опытный истребитель XF5U-1 после завершения постройки начал проходить наземные испытания, совершая рулежки на летной базе флота в Калифорнии.

Первый полет был совершен в январе 1947 г. (летчик-испытатель Бун Гай-тон). В последующих полетах была достигнута рекордная для того времени скорость - 811 км/ч на высоте 8800 м (летчик-испытатель Ричард Буровз). Была продемонстрирована возможность вертикального взлета и полета на режиме висения при уменьшенной взлетной массе. Тем не менее командование флота США в 1948 г. аннулировало заказ на этот самолет и прекратило финансирование его разработки. Это было обусловлено тем, что опытный истребитель XF5U-1 с установленными на нем ПД из-за их недостаточной мощности и соответственно малой энерговооруженности в принципе не мог совершать с расчетной взлетной массой вертикальный взлет и посадку, которые могли выполняться только при установке на самолет ТВД. Отсутствие в США в это время ТВД такого класса мощности заставило командование флота отказаться от дальнейшей разработки этого самолета и использовать полученный опыт для начала новой программы палубных истребителей с ТВД. Оба построенных опытных самолета (второй использовался только для статических испытаний) были разобраны, а экспериментальный самолет V-173 был передан в Смитсонианский национальный авиакосмический музей в Вашингтоне.

Конструкция

Самолет выполнен по схеме летающего крыла с двумя ПД и трехопорным шасси и имел цельнометаллическую конструкцию.

Крыло почти круглое в плане, с симметричным профилем NACA 0015, толщина которого позволяла разместить в крыле двигатели, топливные баки, оборудование и вооружение. Кабина летчика имеет обычную компоновку: летчик располагается сидя, а фонарь кабины значительно выступает за обводы крыла.

Силовая установка состояла из двух звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения Пратт-Уитни R-2000-7 мощностью по 1350 л.с, расположенных в обтекателях, выступавших за обводы крыла, и снабженных круглыми воздухозаборниками с вентиляторами в носке крыла. Второй опытный самолет предполагалось снабдить более мощными ПД XR-2000-2 с турбокомпрессорами фирмы «Райт».

Воздушные винты первоначально были установлены трехлопастные большого диаметра (Д=4,5 м), вынесенные вперед на длинных гондолах, расположенных па концах крыла (экспериментальный самолет V-173 тоже имел трехлопастные винты несколько большего диаметра). Позже были установлены специально разработанные для самолета четырехлопастные винты - «разгруженные пропеллеры», имевшие трапециевидные в плане деревянные лопасти с широким комлем, которые крепились к стальной втулке. Лопасти винтов имели обычное управление общим шагом и управление циклическим шагом с помощью автомата перекоса, как у вертолета. Разработка винтов была осуществлена известной фирмой «Гамильтон Стандарт», производящей воздушные винты. На переходных режимах полета винты могут работать на режимах косой обдувки, когда на лопасти будут действовать знакопеременные нагрузки. Б связи с этим крепление лопастей к втулке предусматривало кроме обычных осевых шарниров, обеспечивающих изменение шага, дополнительно горизонтальные шарниры, как у несущих винтов вертолетов.

Шасси убирающееся, трехопорное, с хвостовой опорой. Главные опоры имеют по два колеса и убираются в крыло. Шасси экспериментального самолета тоже трехопорное, но неубирающееся и закрыто обтекателями. База шасси 5,7 м, колея 6,3 м.

Система трансмиссии с муфтами свободного хода обеспечивала привод во вращение обоих винтов от двух или одного (в случае необходимости) двигателя. Двухступенчатые редукторы обеспечивали уменьшение скорости вращения винтов до 540 об/мин (o)R= 128 м/с).

Система трансмиссии была изготовлена фирмой «Пратт-Уитни».

Управление. На самолетных режимах полета продольное и поперечное управление осуществляется при помощи элевонов, расположенных с обеих сторон крыла. Вертикальное оперение сделано двухкилевым, чтобы оно располагалось в струе от винтов и обеспечивало путевое управление. На вертикальных режимах полета самолет управляется с помощью циклического управления шагом винтов, как вертолет двухвинтовой поперечной схемы.

Вооружение должно было состоять из 6 пулеметов калибром 12,7 мм фирмы «Кольт-Браунинг» с боезапасом но 200 патронов, установленных в корневой части крыла по бокам кабины. На серийных самолетах предполагалось 4 пулемета заменить пушками М-39 калибром 20 мм фирмы «Форд Понтиак». Под крылом были размещены два держателя для авиационных бомб или ПТБ.

Характеристики СВВП XV5U-1

Размеры:

размах крыла 7,11 м

длина 8,13 м

высота 4,4 м

площадь крыла 39,67 м2

Двигатели 2 ПД Пратт-Уитни R-2000-7

взлетная мощность 2х 1350 л.с.

максимальная мощность 2x1100 л.с.

Массы и нагрузки (расчетные):

взлетная масса 8435 кг Летные данные (расчетные):

максимальная скорость 675 км/ч

минимальная 65 км/ч

Экспериментальный СВВП Доук VZ-4DA с поворотными винтами в кольцевых каналах

Доук VZ-4DA

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами в кольцевых каналах

Одновременно с фирмой «Белл Аэросистемз» в США исследованиями СВВП с поворотными винтами в кольцевых каналах занималась фирма «Доук Эркрафт». производящая авиационное оборудование. В 1955 г. фирма получила контракт от управления исследованиями и разработками армии США на разработку экспериментального СВВП с поворотными винтами в кольцевых каналах на концах крыла. Предполагалось, что СВВП сможет использоваться для разведки и связи, а также для доставки раненых с поля боя. Разработкой СВВП заинтересовалась и NASA, которая собиралась использовать его в своих исследованиях.

Постройка экспериментального СВВП, получившего обозначение VZ-4DA (фирменное обозначение Доук 16), была завершена в 1957 г., 25 февраля 1958 г. СВВП совершил первый полет на режиме висения и вскоре был передан на базу ВВС им. Эдвардса для дальнейших летных испытаний, где был совершен ряд переходов от вертикального взлета к горизонтальному полету на высотах от 915 до 1830 м, а затем к вертикальной посадке.

Позже СВВП был передан в исследовательский центр им. Эймса NASA для проведения испытаний в аэродинамической трубе. Была продемонстрирована также возможность взлета с разбегом с увеличенной взлетной нагрузкой.

Программа летных испытаний СВВП VZ-4DA была успешно завершена в октябре 1959 г., и он был передан для последующей оценки командованию армии, которое вскоре решило прекратить его разработку, предпочтя ему СВВП с поворотными винтами вертолетного типа. Отмечалось, что основным недостатком СВВП такого типа является большая скорость отбрасываемого винтами потока, затрудняющая их использование для поисково-спасательных и других операций, требующих длительного полета на режиме висения.

Конструкция

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотными винтами в кольцевых каналах, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж ферменный, сварной конструкции, с формованной пластмассовой обшивкой. В носовой части размещается двухместная кабина экипажа.

Крыло цельнометаллической конструкции, прямое, снабжено элеронами и закрылками.

Хвостовое оперение обычное, с прямым килом и стабилизатором трапециевидной формы в плане с рулями направления и высоты. В процессе испытаний был установлен небольшой под-фюзеляжный киль, используемый также как предохранительная хвостовая опора.

Шасси трехопорное, неубирающееся, с носовой опорой с самоориентирующимся колесом.

СВВП Доук VZ-4DA в горизонтальном полете

Силовая установка состоит из одного турбовального ГТД Лайкоминг Т-53 с передним выводом вала, приводящим через систему трансмиссии поворотные воздушные винты. Воздухозаборник ГТД расположен за кабиной сверху фюзеляжа. Сопло ГТД снабжено удлинительной трубой, на конце которой установлены газовые рули, обеспечивающие путевое и продольное управление на режимах вертикального взлета и посадки и висения.

Винты диаметром 1,2 м установлены в кольцевых каналах на концах крыла. Каждый винт имеет восемь лопастей трапециевидной формы в плане с большой круткой, как у вентилятора, и с изменяемым шагом. Кольцевые каналы отличаются небольшой длиной -0,6 м и снабжены внутри жесткими ребрами, к которым крепится заостренный хвостовой обтекатель винта, имеющего спереди кок. В обтекателе установлен редуктор винта, связанный валом трансмиссии, проходящим в крыле, с главным редуктором, приводимым от ГТД Кольцевые каналы вместе с винтами могут поворачиваться на 100° с помощью электроприводов.

СВВП VZ-4DA в полете на режиме висения

Характеристики СВВП VZ-4DA

Размеры:

размах крыла (с кольцевыми каналами) 7,8 м

длина самолета 9,6 м

площадь крыла 8Г9 м2

Двигатель 1 ГТД Лайкоминг YT-53-L-1

взлетная мощность 825 л.с.

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 1350 кг

нормальная взлетная 1180 кг

пустого 907 кг

Летные данные не были опубликованы

Система управления.

При вертикальном взлете и посадке и на режиме висения продольное и путевое управление обеспечивается с помощью газовых рулей, установленных в хвостовой части СВВП, а поперечное управление - дифференциальным изменением шага винтов. В горизонтальном полете управление обеспечивается с помощью аэродинамических рулей: руля направления и руля высоты и элеронов, одновременно сохраняется действие газовых рулей.

Кертисс-Райт Х-19

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами

Известная автомобильная фирма «Кертисс-Райт» в конце 50-х годов стала проявлять интерес к исследованиям скоростных транспортных средств, начав заниматься разработкой автомобилей на воздушной подушке и скоростных винтокрылых аппаратов с поворотными воздушными винтами. Используя возможность воздушных винтов создавать радиальную силу тяги при соответствующем циклическом управлении шагом винтов, фирма «Кертисс-Райт» разработала новый тип СВВП с поворотными воздушными винтами, создающими радиальную силу тяги в горизонтальном полете, что позволяло использовать небольшое по размерам и площади крыло, являющееся не столько несущей поверхностью, сколько опорой для поворотных гондол с винтами.

Для оценки в полете новой схемы СВВП с поворотными винтами, создающими радиальную силу тяги, фирма «Кертисс-Райт» на свои средства разработала и построила в 1959 г. небольшой экспериментальный СВВП с двумя поворотными винтами Х-100, который совершил первый полет с коротким разбегом в марте 1960 г. После этого СВВП Х-100 был передан в НИЦ им. Лэнгли NASA, где успешно проходил оценочные испытания до октября 1961 г.

Экспериментальный СВВП Кертисс-Райт Х-100 в полете

Проведя испытания экспериментального СВВП Х-100 с двумя поворотными винтами, создающими радиальную силу тяги, фирма «Кертисс-Райт» решила использовать такую несущую систему для более тяжелых транспортных СВВПГ разработав проект четырехвинтового СВВП, получившего обозначение Х-200. На нем предлагалось использовать такие винты, как па СВВП Х-100, но большего диаметра и установленные на концах тандемом расположенных крыльев. С силовой установкой из двух ГТД мощностью по 2200 л.с. СВВП Х-200 с расчетной взлетной массой 5580 кг должен был иметь крейсерскую скорость 555 км/ч и дальность 1360 км с четырьмя пассажирами. При разработке СВВП были проведены испытания моделей самолета и винтов в аэродинамических трубах NASA общим объемом 2000 ч.

В 1962 г. фирма «Кертисс-Райт» получила от ВВС США первый контракт па 3 млн. долл. на разработку и постройку двух экспери ментальных СВВП X-19, являющихся развитием разработанного фирмой проекта СВВП Х-200. Финансирование разработки должно было осуществляться по совместной программе армии и флота и ВВС США, начавшейся в 1958 г. и предусматривавшей создание многоцелевых тактических СВВП, которые смогут использоваться как транспортные, разведывательные, противолодочные и для непосредственной поддержки.

Экспериментальный СВВП Кертисс-Райт Х-19

Постройка первого СВВП Х-19А была завершена в середине 1964 г., а первый полет на режиме висения состоялся 26 июня 1964 г., однако через несколько дней в последующих испытаниях самолет потерпел аварию при взлете и совершил грубую посадку, при которой разрушилось шасси, экипаж не пострадал. В конструкцию шасси были внесены изменения, и через несколько месяцев летные испытания продолжились, но 25 aгyста 1965 г. при заходе на посадку самолет потерял управляемость, оба летчика катапультировались, один серьезно пострадал. Самолет при ударе разрушился и сгорел. Для летных испытаний была завершена постройка второго самолета, однако в апреле 1966 г. работы по этому проекту было решено прекратить. Общая стоимость затрат фирмы «Кертисс-Райт» и армии США на разработку СВВП Х- 19А превысила 14 млн. долл.

Фирмой «Кертисс-Райт» был разработан проект более тяжелого транспортного и пассажирского СВВП Х-300 такой же схемы, как Х-200, но значительно больших размеров, предлагавшийся ВВС и армии по программе транспортного самолета LIT для внутри-фронтовых перевозок с платной нагрузкой 4 т и взлетной массой 20 - 27 т. Силовая установка должна была состоять из четырех ГТД. Разработка СВВП была прекращена после закрытия программы экспериментального СВВП Х-19А.

Конструкция

СВВП Х-19 представляет собой цельнометаллический высокоплан с тандемным расположением крыльев, четырьмя поворотными винтами на концах крыла, двумя ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой, конструкции прямоугольного сечения, с закругленными краями. Предусмотрено низкое расположение фюзеляжа над землей при стоянке, благодаря чему обеспечивается удобная посадка и высадка пассажиров из самолета.

Двухместная кабина экипажа оборудована обычным самолетным и дополнительно вертолетным управлением. РУД расположены на консоли между сиденьями, кроме того, имеется рычаг «шаг-газ», как у вертолета, расположенный слева. Кабина герметизирована, снабжена катапультными сиденьями. Пассажирская кабина размерами 1,95x1,4x1,2 м и объемом 4,5 м3 рассчитана на размещение шести пассажиров или десяти солдат. В задней части кабины имеется грузовая дверь шириной 1,07 м.

Крылья прямые, прямоугольной формы в плане, небольшого удлинения, снабжены закрылками по всему размаху. На заднем крыле имеются элероны.

Оперение однокилевое, с рулем направления.

Экспериментальный СВВП Х-19 в полете

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД Лайкоминг T55-L-5 на первом самолете взлетной мощностью 2200 лс. и Т-55-L-7 взлетной мощностью но 2650 л.с. на втором, установленных рядом в верхней задней части фюзеляжа. Каждый ГТД посредством системы валов и редукторов соединяется с четырьмя поворотными винтами. Силовая установка обеспечивает большую тяговооруженность: при вертикальном взлете и посадке и на режиме висения используется только 50% располагаемой мощности, поэтому полет на этих режимах возможен и при одном работающем двигателе. В горизонтальном полете используется -30% располагаемой мощности.

Винты диаметром 3,96 м, трехлопастные, со стекло-пластиковыми лопастями, установлены в обтекателях на концах крыла. Винты могут создавать вертикальную и горизонтальную тягу. В крейсерском полете подъемная сила создается крыльями и винтами, на режиме висения только воздушными винтами, на режиме перехода - крыльями и винтами. Управление общим шагом винтов выполняется с помощью рычага «шаг-газ». Система управления поворотом винтов механическая. Диапазон углов поворота винтов от 0 до 100°.

Схема СВВП Х-19

Трансмиссия. Передача крутящего момента от двигателей к винтам производится через систему валов, редукторов и муфт сцепления. В случае отказа одного из двигателей обеспечивается привод всех четырех винтов от работающего двигателя. Скорость вращения винтов при взлете 1200 об/мин, при крейсерском полете 955 об/мин.

Управление самолетом в горизонтальном полете производится с помощью обычных аэродинамических рулей. На режимах взлета, посадки и висения используется дифференциальное управление тягой винтов. Продольное управление осуществляется путем изменения углов установки передней и задней групп винтов, поперечное управление - изменением углов установки правой и левой пары винтов, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных винтов.

Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовым колесом. Колеса главных опор шасси убираются в фюзеляж и закрываются обтекателями.

Характеристики СВВП Х-19А (расчетные)

Размеры:

размах заднего крыла 7 м

длина 13,5 м

высота самолета 5,18 м

площадь переднего крыла 5,2 м2

площадь заднего крыла 9,2 м2

Двигатели 2 ГТД Лайкоминг T55-L-7

взлетная мощность 2x2650 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете и дальности полета 830 км

с платной нагрузкой 450 кг 6195 кг

взлетная при взлете с малым разбегом и дальности полета 1185 км

с платной нагрузкой 450 кг 6690 кг

пустого самолета 4420 кг

полная нагрузка

при вертикальном взлете 1175 кг

запас топлива (максимальный) 2170 кг

Летные данные:

максимальная скорость

на высоте 6100 м 740 км/ч

крейсерская скорость

на высоте 4570 м 650 км/ч

скороподъемность

при наборе высоты

с горизонтальной скоростью 20 м/с

статический потолок 2960 м

дальность полета с платной нагрузкой 450 кг при вертикальном взлете 830 км

СВВП XFY-1 «Пого»на тележке для обслуживания

Конвэр XFY-1 «Пого»

Экспериментальный вертикально взлетающий палубный истребитель

Первым построенным за рубежом самолетом, который мог совершать вертикальный взлет и посадку и летать на режиме висения, являлся экспериментальный самолет Конвэр XFY-l. Этот СВВП разрабатывался и строился по зака зу флота США палубный вертикально взлетающий истребитель.

Проблемой создания вертикально взлетающих истребителей, которые могли бы базироваться на палубе боевых кораблей или транспортных судов, флот США начал заниматься еще во время второй мировой войны в связи с необходимостью обеспечения охраны судов, идущих без конвоя (во время войны флотом США финансировалась разработка вертикально взлетающего палубного истребителя Чане ВоутХР51Ы).

В 1950 г. флотом США был проведен конкурс на проект вертикально взлетающего палубного истребителя, для которого были заданы следующие требования: возможность вертикального взлета и посадки; максимальная скорость не менее 800 км/ч; нормальная взлетная масса не более 9000 кг; перегоночная дальность без боевой нагрузки с запасом топлива во внутренних баках 1500 км.

После конкурса фирмы «Конвэр» («Консолидейтед Валти Эркрафт») и «Локхид», представившие лучшие проекты, получили контракты по 10 млн. долл. на постройку каждого из двух экспериментальных опытных истребителей. Проектирование и постройка самолетов велись в обстановке строжайшей секретности, и только в начале 1954 г., когда была завершена постройка самолотов и состоялась их демонстрация представителям флота и печати, были опубликованы их фотографии и сведения об их конструкции и предполагаемых характеристиках. Страницы зарубежных авиационных журналов того времени отражали рекламную шумиху, поднятую в печати в связи с постройкой первых боевых СВВП. Их появление рассматривалось как техническая революция, которая должна коренным образом изменить тактические возможности военной авиации. Утверждалось, что в будущем все истребители будут вертикально взлетающими и что с появлением вертикально взлетающих самолетов начинается новая эра в развитии авиации.

Однако уже тогда высказывались и скептические мнения, что потребуются длительные оценочные испытания, прежде чем можно будет решить, что имеются необходимые условия для целесообразного применения вертикально взлетающих самолетов, и что на ближайший обозримый промежуток времени они должны рассматриваться как самолеты второй линии, применяемые для специальных целей.

Испытания СВВП XFY-1 на привязи

Вертикально взлетающие самолеты Конвэр XFY-1 иЛокхидХРУ-1 были спроектированы под одинаковую силовую установку: на них были установлены одинаковые ТВД и соосные воздушные винты. Второй общей особенностью обоих самолетов было вертикальное положение фюзеляжа при стоянке, что обусловило специальные требования к расположению шасси и кабины летчика и к обеспечению нормальной работы всех систем при изменении положения фюзеляжа. В то же время по аэродинамической компоновке самолеты значительно отличались друг от друга.

Самолет фирмы «Локхид» был забракован флотом, и его испытания были прекращены. Самолет фирмы «Конвэр». получивший обозначение XFY-1 и название «Пого». успешно проходил летные испытания. Этот экспериментальный самолет по конструкции и характеристикам приближался к истребителям того времени.

Во время разработки самолета Конвэр XFY-1 в 1949 г. в NASA были проведены испытания его модели, выполненной в масштабе 1:4. Модель имела электрический привод винтов от электродвигателей с помощью кабеля, подвешиваемого к модели. На модели имелось также управление шагом винтов, рулями и элевонами; сигналы управления передавались по кабелю. Управлялась модель оператором, находившимся в специальной кабине с защитой.

Сначала на модели были изучены вертикальные режимы полета, влияние ветра, характеристики устойчивости и управляемости при вертикальном взлете и посадке. Затем большая часть программы испытаний была посвящена режиму перехода от вертикального полета к горизонтальному и обратно. Испытания модели показали, что более удобным является постепенный переход от вертикального режима полета к горизонтальному, который практически может быть выполнен на одной высоте, чем переход «свечкой», когда летчик набирал вертикально большую высоту, затем вводил машину в пикирование и, набрав скорость, выходил на горизонтальный полет.

Экспериментальный СВВП XFY-1 «Пого» на стоянке (внизу) и в полете (слева)

Переход СВВП XFY-1 от вертикального взлета к горизонтальному полету

Более приемлемой оказалась также и посадка с постепенным переходом от горизонтального полета к вертикальному с увеличением угла атаки крыла, чем переход «свечкой», когда летчик, сделав «свечку», приводит самолет в вертикальное положение, заставляя его зависнуть, а затем снижаться хвостом вниз. Указывалось, что при посадке с переходом «свечкой» требуется иметь потолок вертикального подъема по крайней мере 1000 м, в то время как постепенный переход от горизонтального полета к вертикальному зависанию перед посадкой можно выполнить и на высоте 150 м. Это обстоятельство особенно становилось важным при жаркой погоде, когда из-за уменьшения плотности воздуха уменьшалась тяга воздушных винтов.

При испытаниях было установлено, что при переходном режиме на углах атаки от 40° до 50° наблюдалась некоторая неустойчивость модели. Были изучены также характеристики самолета в горизонтальном полете, а также характеристики устойчивости в полете с большой скоростью и эффективность управления, а также взаимовлияние винтов. Характеристики горизонтального полета исследовались в условиях, соответствующих числам М до 0,92. Предварительно проведенные испытания модели оказали большую помощь в разработке программы летных испытаний самолета.

Для передвижения и обслуживания самолета на стоянке были спроектированы и изготовлены специальные тележки с подъемниками и стремянками. Самолет, установленный на тележке, мог менять положение из вертикального в горизонтальное и наоборот, что позволяло также провести обучение летчиков управлению самолетом.

Для того чтобы летчик мог попасть в кабину вертикально стоящего самолета, па тележках были установлены специальные стремянки. Отмечалось, что доступ в кабину вертикально стоящего самолета очень затруднен.

Особенностью перехода от одного режима к другом} для СВВП, угол наклона фюзеляжа которых при переходе изменяется на 90°, является изменение положения осей координат. Связанная система осей меняет свое положение относительно земных осей таким образом, что только поперечная ось остается неизменной, тогда при использовании одних и тех же рулей па обоих режимах, что характерно для винтовых самолетов с рулями, расположенными в потоке от винта, поперечное управление при вертикальном взлете будет соответствовать путевому при горизонтальном полете, и наоборот. Неизменным сохраняется только продольное управление, которое и является наиболее важным при переходе. Поэтому необходимо было осуществлять либо перекладку рулей, что являлось чрезвычайно сложной задачей, либо производить специальную подготовку летчиков, что и осуществлялось для построенных вертикально взлетающих самолетов.

Летные испытания самолета XFY-1 начались с испытаний вертикальных режимов, причем первые испытания проводились на привязи в дирижабельном эллинге высотой 57 м на авиационной базе ВВС в Моффет-Филде. Примененная для этих испытаний привязная система позволяла самолету маневрировать в пределах конуса с углом раствора в 60°. На перекрытиях эллинга была установлена лебедка привязной системы с приводом от электродвигателя мощностью 50 л. с. Два троса подвески самолета диаметром 22 мм крепились к шарнирной уздечке на втулке винта, с которой был снят кок, и вертикально поднимались к лебедке. Кроме того, для предупреждения боковых перемещений три других троса от лебедки проходили через ролики на стене эллинга и в полу, а затем закреплялись на концах крыла и вертикального оперения самолета. Система тросов была также снабжена противовесами для исключения возможности попадания их под винты при взлете самолета на тяге винтов, когда лебедка выключалась. Привязная система была спроектирована из расчета подъема самолета со скоростью до 50 м/с и снижения со скоростью 1,5 - 3 м/с. Испытания на привязи (было совершено более 250 полетов) показали, что самолет, по словам летчика-испытателя, «обладает нормальной чувствительностью управления».

После испытаний на привязи началась подготовка к свободным полетам, и первый вертикальный свободный полет был совершен 2 августа 1954 г. на авиационной базе флота в Моффет-Филде. Во время последующих 70 полетов самолет поднимался вертикально на высоту 50 - 60 м и перемещался горизонтально, подобно вертолету.

Первый переходный полет состоялся 2 ноября 1954 г. на воздушной базе ВВС в Сан-Диего, переход был выполнен на высоте 50 м. Переходный полет был повторен 4 ноября 1954 г. при двухстах представителях прессы, переход был совершен на высоте 30 м и занял 17 секунд.

Управление самолетом, по отзыву летчика-испытателя С. Колимэна, осуществлялось следующим образом. Для вертикального подъема летчик увеличивал шаг винтов одновременно с увеличением мощности, и самолет вертикально поднимался до высоты 60 м. На этой высоте летчик уменьшал шаг винтов и мощность до тех пор, пока самолет не зависал при вертикальном положении фюзеляжа. Для перехода к горизонтальному полету летчик отклонял ручку вперед, и самолет наклонялся носом вниз и начинал перемещаться горизонтально. По мере увеличения наклона самолета скорость его увеличивалась и он переходил к горизонтальному полету.

При переходе к вертикальной посадке с режима горизонтального полета летчик брал ручку на себя, увеличивая при этом мощность двигателя, и самолет постепенно поднимался носом вверх, пока не занимал вертикальное положение. Когда самолет зависал в вертикальном положении, используя тягу винтов, летчик уменьшал их шаг и мощность двигателей, и самолет вертикально снижался со скоростью 1,5 м/с.

На вертикальных режимах обзор из кабины ухудшался, поэтому применялось специальное зеркало обзора нижней полусферы, как на автомобиле. Ограниченный обзор внизу при посадке, по замечанию летчика-испытателя, «может быть сравнен с обзором из автомобиля при въезде задом в гараж».

Для изучения срывных режимов, которые возникали при переходе, верхние поверхности крыльев и фюзеляжа и верхняя килевая поверхность были оклеены шелковинками, которые позволяли определить начало срыва потока визуально, с летящего рядом самолета или вертолета. Испытания показали, что опасность срывных режимов при переходе отсутствует. По заявлению летчика-испытателя, на самолете Конвэр XFV-1 «летать было не более трудно, чем на любом другом современном истребителе, а взлет и посадка требуют меньше внимания, чем на скоростном истребителе, поведение самолета па режиме висения совершенно удовлетворительное». Летчик указывал также на то, что на режиме висения самолету требуется только 2/3 располагаемой мощности. Ветер со скоростью около 8 м/с, по его словам, не оказывал влияния на взлет, висение или посадку.

По своим характеристикам самолет Конвэр XFV-1, как было установлено при испытаниях, не мог представлять интереса как боевая машина, однако его предполагалось использовать для обучения летчиков технике пилотирования, чтобы подготовить их к полетам на реактивных СВВП, которые будут совершать взлет с вертикальным положением фюзеляжа.

Конструкция

Самолет Конвэр XFV-1 выполнен по бесхвостовой схеме с треугольным крылом, одним ТВД с соосными воздушными винтами и четырехопорным шасси.

Фюзеляж самолета очень короткий, бочкообразной формы, отличался небольшим удлинением. В носовой части размещалась одноместная кабина. Сиденье летчика крепилось шар-нирно и могло отклоняться на 45°. При горизонтальном полете летчик сидит в обычном положении; при вертикальном взлете и снижении сиденье отклоняется так, что летчик сидит в наклонном положении под углом 45° к вертикали. Наклон сиденья управляется летчиком. Из кабины обеспечивается хороший обзор при горизонтальном полете и несколько хуже при вертикальном взлете и посадке.

Крыло. Фирма «Конвэр», имевшая значительный опыт разработки самолетов с треугольными крыльями применила на самолете XFV-1 треугольное крыло малого удлинения, в корневых частях которого расположены воздухозаборники для двигателя. Крыло имело угол стреловидности по передней кромке 60°. На концах крыла расположены топливные баки. Под фюзеляжем размещался дополнительный воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха к масляному радиатору.

Оперение только вертикальное, состоявшее из двух больших килевых поверхностей с рулями направления.

Шасси имело четыре неубирающиеся опоры с небольшими колесами, которые были установлены на концах крыла и килевых поверхностей. Была предусмотрена возможность аварийной посадки «на фюзеляж», для чего предварительно сбрасывалась нижняя килевая поверхность.

Силовая установка. На самолете установлен ТВД Аллисон YT-40-A-14 и соосные трехлопастные винты Кертисс-Райт «Турбоэлектрик» с полыми стальными лопастями. Двигатель Аллисон YT-40-A-14 обладал большой мощностью и небольшим удельным весом, что особенно важно для вертикально взлетающих самолетов и что, собственно, обусловило выбор этого двигателя. Двигатель YT-40-A-14 представляет собой два спаренных ТВД Аллисон Т-38, имеющих общий редуктор. Beртикальное положение самолета при стоянке и поворот фюзеляжа па 90° при переходе к горизонтальному полету потребовали модификации маслосистемы и системы подачи топлива для обеспечения работы двигателя на всех режимах.

Основные данные двигателя YT-40-A-14 следующие: мощность на валу - 5260 л. с; реактивная тяга - 150 кг; суммарная эквивалентная мощность - 5850 л. с.; масса двигателя с редуктором - 1360 кг; удельная масса - 0,233 кг/л. с; удельный расход топлива - 0,29 кг/л. с.-час; длина двигателя - 4,62 м; максимальный диаметр - 1,15 м,

Установка на самолете соосных винтов позволила избежать разворачивающего момента, который особенно трудно было бы компенсировать при вертикальном взлете и посадке, а также устранила влияние гироскопического эффекта вращающихся масс винтов.

Управление самолетом на всех режимах осуществлялось элевонами и рулями направления, расположенными в потоке соосных воздушных винтов.

Характеристики СВВП Конвэр XFY-1

Размеры:

размах крыла 7,82 м

длина самолета 10,1 м

диаметр винта 4,88 м

площадь крыла 9,7 м2

Двигатели 1 ТВД Аллисон YT-40-A-14

мощность двигателя 5260 л. с. максимальная тяга»

развиваемая винтом при взлете 9000 кгс Массы и нагрузки:

взлетная масса 6800 кг

отношение тяги к весу 1,32

удельная нагрузка на крыло 221 кгс/м2

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость 885 км/ч

вертикальная скороподъемность

у земли 30 м/сек

Экспериментальный палубный истребитель с вертикальным взлетом и посадкой Локхид XFV-1 «Сэлмон» на стоянке

Локхид XFV-1 «Сэлмон»

Экспериментальный вертикально взлетающий палубный истребитель

Разработка и постройка СВВП XFV-1 осуществлялась фирмой «Локхид» с 1950 г. одновременно с разработкой СВВП XFY-1 фирмы «Конвэр» но одним и тем же требованиям флота США к палубному вертикально взлетающему истребителю. По контракту стоимостью 10 млн. долл. предусматривалась постройка двух экспериментальных истребителей.

Рулежные испытания СВВП XFV-1 с помощью вспомогательного шасси

СВВП XFV-1 имел такую же силовую установку, как и СВВП XFY-1, но существенным образом отличался от него по компоновке, имея прямое крыло и Х-образное оперение. Подобно СВВП XFY-1, экспериментальный самолет XFV-1 имел при стоянке вертикальное положение фюзеляжа, опирающегося на неубирающиеся опоры шасси, однако вертикальный взлет и посадка на нем не были совершенны. Для проведения начального этапа летных испытаний СВВП был снабжен вспомогательными опорами шасси для взлета с разбегом и посадки с пробегом.

Постройка первого экспериментального СВВП XFV-1 была завершена 23 февраля 1953 г., а первый полет со взлетом с разбегом с помощью вспомогательного шасси был совершен 16 июля 1954 г. летчиком-испытателем Германом Сэлмоном, в честь которого самолет был назван «Сэлион».

В последующих летных испытаниях в 1954-1955 гг. было выполнено 20 полетов со взлетом с разбегом и посадкой с пробегом. Во время испытаний совершались переходы к полету на режиме висения с вертикальным положением фюзеляжа, а затем снова к горизонтальному полету. Вспомогательное шасси предназначалось для установки самолета в горизонтальное положение и упрощения обслуживания, что позволяло совершать рулежку и обычные взлеты и посадки на начальном этапе испытаний. Кроме того, для обслуживания самолета и транспортировки была разработана специальная тележка, обеспечивающая изменение положения фюзеляжа от вертикального до горизонтального. Тележка дополнялась стремянками для доступа в кабину при вертикальном положении фюзеляжа. В июне 1955 г. разработка СВВП XFV-1 была прекращена из-за сложности управления самолетом и несоответствия его характеристик расчетным.

Конструкция

СВВП XFV-1 выполнен по схеме моноплана с одним ТВД с соосными воздушными винтами и четырехопорным шасси.

Фюзеляж малого удлинения, с выступающим фонарем кабины. Сиденье летчика могло отклоняться на 45°, как на самолете XFY-1.

Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с небольшой относительной толщиной профиля, отличалось отсутствием механизации. На концах крыла предусматривалась установка дополнительных топливных баков или контейнеров с вооружением.

Оперение Х-образное, стреловидное, с аэродинамическими рулями и триммерами.

Шасси четырехопорное, неубирающееся, с четырьмя амортизационными стойками в обтекателях на концах Х-образного оперения и небольшими колесами. Для начального этапа летных испытаний на самолете было установлено вспомогательное шасси с двумя стойками и подкосами, крепящимися к фюзеляжу, и сравнительно небольшими колесами, а также дополнительные стойки с небольшими колесами на двух нижних поверхностях оперения.

СВВП Локхид XFV-1 на тележке с наклоняющейся рампой для обслуживания

Силовая установка. На самолете был установлен ТВД Аллисон YT-40-A-14, как на СВВП XFY-1, который предполагалось заменить на более мощный ТВД YT-40-A-16 с суммарной эквивалентной мощностью 6825 л. с, и соосные трехлопастные винты Кертисс-Райт «Турбоэлектрик».

Управление самолетом на всех режимах должно

Характеристики СВВП Локхид XFV-1

Размеры:

размах крыла 8,43 м

длина самолета 16,66 м

диаметр винта 4,88 м

Двигатели 1 ТВД Аллисон YT-40-A-14

мощность двигателя 5260 л. с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 7170 кг

пустого самолета 5327 кг

Летные данные (расчетные);

максимальная скорость

на высоте 4575 м 934 км/ч

максимальная скороподъемность 60 м/сек

практический потолок 10 670 м

продолжительность полета 1,22ч

было обеспечиваться аэродинамическими рулями, расположенными на Х-образном оперении в потоке соосных воздушных винтов.

Вооружение. Предполагалась установка в контейнерах на концах крыла четырех пушек калибром 20 мм или 40 НАР калибром 70 мм.

Экспериментальный СВВП Локхид XV-4A «Хаммингберд» 1 с эжекторной силовой установкой

Локхид XV-4A «Хаммингберд»

Экспериментальный СВВП с эжекторной силовой установкой

Фирма «Локхид», потерпев неудачу с разработкой СВВП с воздушными винтами XFV-1, занялась исследованиями реактивных СВВП с комбинированной силовой установкой из маршевого и подъемных ТРД и разработала ряд проектов боевых СВВП, среди которых был проект VTOL на базе известного истребителя F-104 с дополнительными подъемными ТРД в гондолах на концах крыла. Однако имевшиеся тогда легкие подъемные ТРД обладали tie достаточной тягой, поэтому предпринимались многочисленные попытки увеличить их тягу с помощью раз-дачных устройств.

Одним из известных способов увеличения тяги ТРД является увеличение массы вытекающих газов за счет эжекции окружающего воздуха с помощью системы эжекторов. На основании исследований фирма «Локхид» пришла к выводу, что самолет с реактивной эжекторной системой сможет иметь ряд преимуществ перед самолетами, у которых вертикальная сила тяги создается непосредственно подъемными двигателями. Предполагалось, что эжекторная система позволит не только получить больший КПД и снизить уровень шума (на 12-15 Дб), но и уменьшить также разрушение взлетной площадки. В экспериментальных исследованиях было показано, что благодаря эжекции воздуха происходит значительное снижение температуры (с 850 до 200°С) и скорости газового потока, при этом массовый расход воздуха через эжекторную систему в несколько раз превышает расход воздуха самими двигателями. При испытаниях двигатели, обладающие статической тягой 2990 кг, развивали с помощью эжекторного устройства вертикальную тягу 3860 кг, т.е. на 30% больше. Фирмой был разработан ряд проектов легких СВВП с эжекторной силовой установкой.

Экспериментальный СВВП XV-4 А «Хаммингберд» разрабатывался фирмой «Локхид» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Локхид» представила проект самолета Локхид 330 «Хаммингберд», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте I960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и летные испытания двух экспериментальных самолетов VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.

В ходе разработки программы самолета «Хаммингберд» был изготовлен ряд масштабных моделей с эжекторной установкой, которые еще в 1959 г. испытывались в аэродинамической трубе. Испытания подтвердили основные расчетные данные, после чего был построен экспериментальный летающий стенд с двумя ТРД Фэрчайлд J44 со статической тягой по 450 кг, которые с эжекторной системой развивали общую тягу И 80 кг; стенд был снабжен системой струйного управления, в которой сжатый воздух к соплам подавался с земли по шлангам. После замены двигателей на более мощные ТРД Континентал J69 были проведены испытания всей системы с подачей сжатого воздуха от компрессоров ТРД. Летающий стенд успешно проходил испытания в течение двух лет.

Фирма должна была закончить постройку обоих самолетов и провести их летные испытания в 1962- 1963 гг. В июле 1961 г.

фирма приступила к постройке первого экспериментального самолета VZ-10 «Хаммингберд», в апреле 1962 г. самолет был построен и получил новое обозначение XV-4A. Первый обычный взлет с разбегом был совершен 7 июля 1962 г., а первый полет на режиме висения 30 ноября 1962 г. (летчик-испытатель Глен Грей).

Армия США совместно с фирмой «Локхид» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП XV-4A, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолета XV-4A. Основными проблемами разработки самолета XV-4A являлась доводка эжекторной системы, требовавшая совершенствования конфигурации каналов и щелей, а также программирования управления заслонками на режиме перехода.

Программа летных испытаний продолжалась успешно в 1963 г. и начале 1964 г., но 10 июня 1964 г. самолет потерпел катастрофу. В полете па высоте 915 м при переходе на режим висения произошла потеря управляемости из-за разрушения одного из трубопроводов струйного управления тангажом. Самолет был разрушен, летчик погиб. Разработка была приостановлена, было предложено модифицировать второй самолет.

СВВП XV-4A в полете на режиме висения с открытыми створками эжекторной системы

Испытания показали, что эжекторная система, отличаясь большой сложностью конструкции, обеспечивала увеличение тяги установленных ТРД не на 40%, как ожидалось по расчетам, а только на 25%. Была предпринята существенная модернизация эжекторной системы и ее испытания на втором самолете. Однако результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, поэтому было принято решение отказаться от использования эжекторной системы и начать разработку новой модификации XV-4A с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая стоимость работ по программе XV-4A составила 54 млн. долл.

Схема и компоновочная схема СВВП XV-4A

Конструкция

СВВП Локхид XV-4 А представляет собой моноплан с двумя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена двухме^стная кабина экипажа. В кабине установлены рядом два катапультных кресла Дуглас «Эскапак 1D», позволяющих эки-

пажу катапультироваться на стоянке и при скорости до 1100 км/ч.

Крыло среднерасположенное прямое, трапециевидной формы в плане, разрезное, снабжено закрылками и элеронами.

Оперение Т-образное, стабилизатор неразрезной, установлен на киле.

Шасси трехопорное, с двухпозиционной носовой опорой, которая может принимать два положения, изменяя продольный наклон самолета.

Силовая установка состоит из двух ТРД Пратт-Уитни JT-12A-3 с взлетной тягой по 1495 кгс, установленных в гондолах в корневой части крыла. В горизонтальном полете выхлопные газы двигателей вытекают через сопла в хвостовой части гондолы, создавая тягу. При вертикальном взлете, посадке или висении поток газов с помощью поворотных заслонок направляется через короткие изогнутые каналы в центральный воздушный канал эжекторной системы в верхней части фюзеляжа, разделенной продольной перегородкой.

Из пего поток распределяется по поперечным каналам с щелевыми соплами на конце. Каждый двигатель связан с определенной группой сопел с каждой стороны (через одно) во избежание нарушения балансировки при выходе из строя одного из двигателей. Сопла сообщаются со смесительными эжекторными камерами, которые закрываются створками в центральной, верхней и нижней части фюзеляжа. На вертикальных режимах полета створки открыты, пропуская поток воздуха в смесительные камеры через направляющие решетки. Вытекающие из сопел газы эжектируют большую массу воздуха и, смешиваясь с ним, вытекают вниз через направляющие решетки и щели в нижней части фюзеляжа.

Запас топлива размещается в трех топливных баках емкостью 985 л, расположенных под центральным воздушным каналом. Система регулирования подачи топлива для обеспечения нужной центровки самолета автоматизирована.

Система управления включает аэродинамические поверхности управления в горизонтальном полете и систему струйного управления на вертикальных режимах полета. Продольное управление на вертикальном режиме полета осуществляется дифференциальным изменением тяги сопел, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа, а поперечное - дифференциальным изменением тяги сопел, имеющихся на концах крыла; путевое управление осуществляется поворотом сопел продольного управления, которые обычно направлены вниз. На взлетном режиме максимальная сила тяги сопел продольного управления достигает-125 кг. Подаваемый в сопла сжатый воздух отбирается от компрессоров ТРД.

Отмечалась хорошая управляемость СВВП на режиме висения: эффективность продольного и поперечного управления превышала требования к вертолетам MIL Н-8501. Путевое управление обладало меньшей эффективностью.

Вертикальный взлет выполняется следующим образом. При стоянке самолета на земле сопла эжекторов наклонены назад под углом 12°, поэтому летчик выдвигает двухпозиционную стойку носовой опоры шасси, при этом продольный наклон фюзеляжа самолета увеличивается на 12°, а эжекторы занимают вертикальное положение. Самолет взлетает вертикально, когда тяга, создаваемая эжекторами, превышает его вес.

Для перехода в горизонтальный полет продольный наклон самолета изменяется на пикирование, при этом возникает горизонтальная составляющая тяги эжекторов. При скорости полета около 150 км/ч один из двигателей переключается на создание горизонтальной тяги; летчик увеличивает угол продольного наклона самолета на кабрирование, чтобы увеличить угол атаки крыла и обеспечить создание крылом подъемной силы, которая при скорости полета 200 - 210 км/ч полностью уравновешивает вес самолета. После этого второй двигатель также переключается на создание горизонтальной тяги или отключается (для полета с крейсерской скоростью). Створки эжекторной системы закрываются, и процесс перехода в горизонтальный полет считается законченным.

Принцип действия эжекторной системы на самолете XV-4A

А - горизонтальный режим полета, Б - вертикальный режим полета: 1 - сопла поперечных каналов; 2 - смесительная камера; 3 - центральный воздушный канал

Переход из горизонтального режима полета к вертикальному снижению на посадку осуществляется путем направления потока газов ТРД вниз через эжекторы на режиме малого газа. С уменьшением горизонтальной скорости тяга ТРД увеличивается, и вытекающие из них газы направляются в эжекторную систему. Для сокращения времени перехода при скорости полета меньше 110 км/ч угол атаки крыла может быть увеличен выше критического. При уменьшении горизонтальной скорости до нуля продольный наклон уменьшается, и самолет совершает вертикальную посадку. На высоте 6 м ощущалось влияние «воздушной подушки», которое возрастало с уменьшением высоты.

Оборудование. На экспериментальном самолете XV-4A было установлено испытательное оборудование общей массой 136 кг в носовом и хвостовом отсеках. Серийные самолеты предполагалось оснастить съемным контейнером с разведывательным оборудованием под фюзеляжем и радиолокатором большой дальности с широким углом обзора для картографической съемки с высоты 12 км, который позволял бы вести съемку территории, не находясь непосредственно над ней. Специальные датчики должны измерять радиоактивность воздуха.

Характеристики СВВП Локхид XV-4A

Размеры:

размах крыла 7,8 м

длина 9,95 м

площадь крыла 9,7 м?

Двигатели 2 ТРД Пратт-Уитни JT-12

взлетная тяга 2x1495 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 3270 кг

пустого самолета 2265 кг

Летные данные (расчетные для серийного СВВП):

максимальная скорость 1065 км/ч

крейсерская скорость 835 км/ч

практический потолок 12 200 м радиус действия на высоте 12 км с контейнером с разведывательным

оборудованием массой 272 кг 630 км

перегоночная дальность 960 км

Экспериментальный СВВП XV-4B «Хаммингберд» 2 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД

Локхид XV-4B «Хаммингберд» 2

Экспериментальный СВВП с комбинированной силовой установкой

В 1964 г, фирма «Локхид» потерпела очередную неудачу на этот раз с разработкой экспериментального СВВП XV-4A «Хаммингберд» с эжекторной силовой установкой и решила использовать на нем комбинированную силовую установку. В 1966 г. фирма получила от ВВС контракт на разработку усовершенствованного СВВП XV-4B «Хаммингберд» 2 с комбинированной силовой установкой из двух подъемно-маршевых и четырех подъемных ТРД. Самолет XV-4B предназначался для отработки в полете техники вертикального взлета и посадки и систем управления будущих боевых СВВП для ВВС США.

Компоновочная схема СВВП XV-4B

Для ускорения разработки нового самолета было решено сохранить планер самолета XV-4A, заменив силовую установку, поэтому конструкция планера у него такая же, как на СВВП XV-4A, и отличается только основными размерами.

Силовая установка состояла из шести ТРД Дженерал Электрик YJ85-GE-19, из которых два, работавших как подъемно-маршевые, были установлены горизонтально в боковых гондолах, как на СВВП XV-4A, и были снабжены в соплах заслонками, позволяющими отклонять поток газов вбок, а затем выпускать их вниз через два центральных сопла. Спереди и сзади двух центральных сопел в двух отсеках были установлены попарно четыре подъемных ТРД. При вертикальном взлете и посадке газы всех шести ТРД вытекали через компактно расположенные общей группой шесть сопел, создавая общую вертикальную тягу 8165 кгс при расчетной взлетной массе 5710 кг, что обеспечивало тяговооруженность более 1,4. Выбору такой схемы расположения ТРД предшествовали испытания моделей СВВП в масштабе 1:7 с различным расположением двигателей, при этом изучалось также истечение струй из них на экран, имитирующий ВПП, чтобы получить минимальные потери таги ТРД.

Подъемные ТРД YJ85-GE-19 развивали статическую тягу 1370 кгс каждый и отличались высокой удельной тягой, более 8. ТРД имели длину 1,03 и диаметр 0,44 м И прошли испытания общим объемом несколько сотен часов.

Новая силовая установка из шести ТРД прошла длительные испытания на созданном в 1967 г. специальном стенде, на котором отрабатывались все агрегаты силовой установки и ее газовой и струйной системы управления, а также возможные критические случаи при выходе из строя одного или двух двигателей. Общий объем испытаний на стенде составил 25 ч, в течение которых многократно отрабатывались все циклы процесса перехода, занимавшего обычно 15 - 20 с.

На стенде была также имитирована система управления СВВП с помощью отклоняемых сопел ТРД и струйной системы с подачей сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров ТРД и подаваемого к соплам на концах крыла, в носовой и хвостовой частях самолета.

Во время испытаний измерялась температура вытекающих газов и определилось направление их растекания по ВПП и воздействие на колеса и опоры шасси. Было найдено необходимым использовать специальные колеса с термостойкой резиной пневматиков, которые были разработаны фирмой «Гудрич» для СВВП.

Постройка экспериментального СВВП XV-4B была завершена 4 июня 1968 г., и он начал проходить испытания на специально разработанном для него телескопическом стенде, на котором можно было воспроизводить перемещение по вертикали до 4,6 м и изменение углов крена и тангажа в пределах ±20° и угла рыскания в пределах 360°.

Следует отмстить, что разработка экспериментального СВВП XV-4B отличалась проведением многочисленных модельных и стендовых испытаний, характерных для создания нового тина самолета. Фирма «Локхид» совместно с фирмой «Норт Америкен» в конце 1966 г. получили объединенный контракт лаборатории динамики полета ВВС США общей стоимостью 5,7 млн. долл., по которому в течение 3,5 года предусматривались разработка, испытания и демонстрация системы управления СВВП, которая смогла бы использоваться для проекта вертикально взлетающего истребителя-бомбардировщика, разрабатывавшегося в США и ФРГ по ТТТ MBR-3.

Были проведены также испытания катапультного кресла Дуглас «Эскапак» 1D, предназначенного для СВВП XV-4B и Белл Х-22. Было проведено два катапультирования манекенов из кабины СВВП XV-4B, показавших, что кресло может использоваться в широком диапазоне скоростей и высот полета.

По заказу лаборатории динамики полета ВВС США фирмой «Линг Темко Воут» был разработан специальный тренажер для будущих СВВП, использовавшийся в программе испытаний СВВП XV-4B. Тренажер позволял воспроизводить все режимы полета с характерными для СВВП XV-4B особенностями, обусловленные

ми его аэродинамической компоновкой и расположением двигателей, а также различные виды характерных для него колебаний.

Летные испытания СВВП XV-4B начались 2В сентября 1968 г. с обычного взлета с разбегом, затем были выполнены вертикальные взлеты с переходом к горизонтальному полету и последующей вертикальной посадкой, в которых самолет налетал 50 ч. Однако в полете 14 марта 1969 г. самолет потерпел аварию и разбился, летчик успешно катапультировался. Авария произошла во время горизонтального полета на высоте 1830 м, в котором не использовались подъемные двигатели. Восстановление самолета было признано невозможным, а разработка его была прекращена.

Характеристики СВВП Локхид XV-4B

Размеры:

размах крыла 8,25 м

длина 10,5*1

высота 3,13 м

Двигатели 6 ТРД Дженерал Электрик

YJ85-GE-19

статическая тяга 6x1370 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете 5710 кг

пустого самолета 3385 кг

максимальный затес топлива 2800 л

Летные данные:

максимальная скорость (расчетная) 745 км/ч

Райан Х-13 «Вертиджет»

Экспериментальный реактивный СВВП

К развитию реактивных самолетов, совершающих полет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, в первое время проявлялся очень большой интерес, так как предполагалось, что такая схема может оказаться рациональной для скоростных боевых самолетов. Вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке должен был иметь разрабатываемый фирмой «Райан» для ВВС США вертикально взлетающий истребитель, который в отличие от палубных истребителей с ТВД, разрабатывавшихся для флота, должен был иметь в качестве силовой установки ТРД. Работы над проектом этого истребителя, получившего обозначение XF-109, начали вестись в 1950 г. и также в обстановке строжайшей секретности, как и по палубным истребителям с ТВД. Однако вскоре было установлено, что при существующем тогда уровне развития ТРД было невозможно, используя их, создать боевой вертикально взлетающий самолет из-за очень большой относительной массы силовой установки с системой управления и соответственно всей конструкции самолета. Поэтому разработка вертикально взлетающего истребителя с ТРД была сочтена преждевременной и было принято решение ограничиться разработкой чисто экспериментального самолета, получившего обозначение Х-13.

В процессе разработки реактивных СВВП, которой фирма «Райан» начала заниматься в 1947 г., перед ней встала необходимость исследовать характеристики ТРД при работе в вертикальном положении и характеристики устойчивости и управляемости самолета с ТРД на режиме висения. Для этого фирмой в 1950 г. был построен беспилотный летательный стенд, снабженный ТРД, установленным на нем в вертикальном положении, и системой управления с помощью газовых и струйных рулей, испопивавшийся на привязи.

Экспериментальныи самолет Райан Х-13 «Вертиджет» на взлетно-посадочной тележке с поднимающейся рампой

Позже в 1953 г.( был построен и пилотируемый стенд, имеющий такую же компоновку, как и экспериментальный самолет Х-13, и испытывавшийся в свободном полете на режиме висения. Практика создания подобных летательных стендов нашла в дальнейшем самое широкое применение для исследований характеристик силовой установки и системы управления в полете на режиме висения разрабатываемых СВВП.

Первоначально на самолетах предполагалось установить американский ТРД Вестингауз J-40 с тягой 3400 кгс и удельной тягой 2,5 кгс. Однако удельная тяга этого двигателя была сочтена недостаточной для СВВП, для которого выбор двигателя является решающим критерием. Поэтому был выбран для установки на СВВП английский ТРД Роллс-Ройс «Эвон» R.A.28 с тягой 4540 кгс и удельной тягой 3,45. Фирмой «Райан» было закуплено несколько двигателей R.A.28, у которых были модифицированы топливная система и система смазки и несколько увеличена тяга. В дальнейшем предполагалось использовать американский двигатель Райт J-69 с большей удельной тягой. Фирма «Райан» получила также контракт на испытания ТРД Роллс-Ройс «Эвон» в вертикальном и горизонтальном положении и построила специальный стенд для испытания двигателей.

Проект истребителя, вертикально взлетающего с поворотной рампы авианосца

Первый СВВП Х-13 был построен в 1955 г. и начал проходить наземные испытания на базе ВВС США, где совершил ряд полетов с помощью вспомогательного шасси, позволяющего осуществлять обычные взлет и посадку. Наземные испытания включали 15 часов испытаний на стенде в вертикальном положении и 10 часов - в горизонтальном положении.

Первый полет па режиме висения СВВП Х-13 совершил в начале 1956 г., а первый полет с переходом от вертикального взлета к горизонтальному полету и зачем к вертикальной посадке в ноябре 1956 г. (летчик-испытатель Пит Джирард).

В 1956 г. фирмой «Райан» был построен второй экспериментальный СВВП Х-13 с обычным трехопорным шасси, который совершал взлет с разбегом, переходил к полету на режиме висения, а затем совершал посадку с пробегом. В процессе испытаний СВВП Х-13 фирма «Райан» встретилась с рядом новых проблем, одной из которых стала необходимость преодоления гироскопического эффекта вращающихся масс двигателя и гироскопической прецессии, воздействующих на путевое и продольное управление, что потребовало разработки для СВВП системы автоматической стабилизации. Другой проблемой стал срыв потока на треугольном крыле при углах атаки более 30° на переходных режимах, вызывавший неустойчивость движения СВВП.

Оба СВВП успешно проходили летные испытания, которые завершились без каких-либо летных происшествий в 1958 г., когда разработка СВВП Х-13 была прекращена ВВС, отдавшими предпочтение СВВП с горизонтальным положением фюзеляжа. Общая стоимость разработки, постройки и испытаний двух экспериментальных СВВП Х-13 превысила 7 млн. долл. Тем не менее ВВС и флот США не раз возвращались к схеме СВВП с вертикальным положением фюзеляжа, предлагая ее использовать для палубных истребителей легких авианосцев, взлетающих с поворотных рамп.

Конструкция;

Самолет Х-13 выполнен но бесхвостовой схеме с треугольным крылом и одним ТРД и не имеет обычного шасси.

Фюзеляж отличается небольшим удлинением, в носовой части его размещена кабина летчика. При переходе от вертикального взлета к горизонтальному полету и обратно сиденье летчика может наклоняться вперед на 70°. Для улучшения обзора, особенно при вертикальном взлете и посадке, фонарь имел большую площадь остекления, а в кабине было установлено зеркало заднего обзора, как на автомобиле.

Посадка самолета Х-13 на взлетно-посадочную тележку с поднятой рампой

Крыло треугольное, высокорасположенное, малого удлинения, размахом 6,4 м со стреловидностью по передней кромке около 60°. Площадь крыла - 17 м2, нагрузка на крыло 215 кг/м2. На крыле имеются элероны, а на концах крыла установлены небольшие вертикальные шайбы.

Шасси. Особенностью конструкции самолета является отсутствие шасси. Для взлета и посадки самолета используется тележка с установленной на ней рампой; последняя может подниматься гидравлическими силовыми цилиндрами и принимать вертикальное положение. При подготовке самолета к взлету рампа опускается, на ней устанавливается самолет, затем она поднимается. Самолет имеет крюк в носовой части фюзеляжа, который зацепляется за трос прицепного устройства на рампе. Кроме того, на экспериментальном самолето па центральной части фюзеляжа установлены вспомогательные ферменные стойки, опирающиеся на рампу. Когда рампа, поднимаясь, занимает вертикальное положение, самолет повисает на крюке «подобно летучей мыши».

При вертикальном взлете с рампы, к которой самолет подвешен на крюке, летчик увеличивает тягу двигателя, самолет при этом перемещается вверх, крюк выходит из зацепления с тросом и самолет вертикально поднимается, а затем постепенно переходит в горизонтальный полет.

Перед посадкой летчик переводит самолет из горизонтального в вертикальное положение, в котором самолет поддерживается тягой двигателя. При уменьшении тяги самолет снижается, затем, управляя тягой двига-теля и газовыми и струйными рулями, летчик подводит самолет к рампе, пока не зацепится крюком за трос. После этого рампа вместе с самолетом опускается в горизонтальное положение.

Для того чтобы летчик мог точно определить расстояние до рампы при приближении к ней, на рампе в горизонтальном положении была установлена мерная рейка с нанесенными на ней делениями. Кроме того, сверху рампы расположена площадка, на которой наxoдится оператор, подающий руками сигналы летчику.

По мнению фирмы «Райан», такой метод взлета и посадки вертикально взлетающих самолетов дает ряд преимуществ, позволяя значительно упростить конструкцию самолета, отказавшись от обычного шасси, и получить экономию в весе конструкции. Тележка с рампой может использоваться также для транспортировки СВВП к районам боевых действий и для технического обслуживания. В рекламных целях тележка с рампой и установленным на ней СВВП Х-13 была отбуксирована непосредственно к зданию Пентагона в Вашингтоне, где были продемонстрированы взлет с тележки, переход к горизонтальному полету, а затем вертикальная посадка на тележку.

Силовая установка состоит из одного ТРД Роллс-ройс «Эвон» R.A.28, установленного в хвостовой части фюзеляжа, воздух в двигатель поступает через боковые воздухозаборники. Тяга двигателя составляет 4540 кгс, что при взлетной массе самолета 3630 кг позволяет получить тяговооруженность 1,25.

Управление. В горизонтальном полете самолет управляется с помощью элеронов и руля направления. На вертикальных режимах самолет управляется с помощью газовых рулей и струйной системы управления: на концах крыла расположены реактивные сопла, к которым подводится сжатый воздух, отбираемый от компрессора ТРД.

Характеристики СВВП Х-13

Размеры:

размах крыла 6,4 м

длина самолета 7,32 м

высота самолета 4,57 м

Двигатель 1 ТРД Роллс-Ройс

«Эвон»И.Л.28

взлетная тяга 4540 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная 3630 кг

РайанДженерал Электрик XV- 5 А «Вертифэн»

Экспериментальный СВВП с турбовентиляторной силовой установкой

Наиболее многообещающим способом увеличения тяги ТРД является использование второго контура с вентилятором большого диаметра, обеспечивающего также уменьшение расхода топлива и снижение скорости и температуры газов. Поэтому двухконтурные ТРД получили широкое применение в СВВП. Их развитием стала турбовентиляторная силовая установка с вынесенными вен-тиляторами, располагаемыми в крыле или фюзеляже и используемыми для создания вертикальной тяги.

Исследования СВВП с турбовентиляторной силовой установкой были начаты фирмами «Райан» и «Дженерал Электрик» в 1959 г. сперва по предварительному контракту с армией США, а в 1961 г. был заключен контракт с управлением транспортных средств армии США стоимостью 10,5 млн. долл. на постройку двух экспериментальных самолетов XV-5A, получивших сперва обозначение VZ-11 (фирменное обозначение Райан 143). Фирма «Райан» должна была осуществить разработку и постройку планера и проведение летных испытаний, а фирма «Дженерал Электрик» - разработку и постройку турбовентиляторной силовой установки. Постройка самолетов была завершена в 1963 г., они предназначались для оценочных испытаний турбовентиляторной силовой установки. Предусматривалась разработка варианта самолета для разведки и связи ASP.613,

25 мая 1964 г. на базе ВВС им. Эдвардса состоялся первый полет первого экспериментального самолета, а 4 ноября 1964 г. самолет совершил первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету. Первая фаза испытаний предусматривала проведение 100 полетов с общим налетом более 42 ч, была достигнута скорость 725 км/ч. В проведении первой фазы летных испытаний участвовала фирма «Рипаблик».

СВВП XV-5A «Вертифэн» на стоянке

Вторая фаза летных испытаний двух самолетов, начавшаяся 28 января 1965 г., проводилась под руководством армии США и предусматривала испытания в течение шести месяцев с участием летчиков армии, ВВС и флота США, а также FAA и NASA. Однако 27 апреля 1965 г. во время демонстрационного полета первый экспериментальный самолет потерпел катастрофу. При торможении на скорости 260 км/ч на высоте 240 м для перехода на вертикальный режим произошло сваливание в пикирование под углом 30 - 40°. Летчик катапультировался на малой высоте, но парашют не раскрылся, и летчик погиб (катапультное кресло Вебер WZ-2). Самолет был полностью разрушен. Катастрофа была вызвана механическими неполадками, не связанными с аэродинамикой и конструкцией самолета. До катастрофы оба СВВП налетали 63 часа, в том числе 16 часов на вертикальном режиме, и выполнили 100 переходов (в 165 полетах).

Летные испытания второго СВВП XV-5A были продолжены до 5 октября 1966 г., когда с ним при имитации спасательной операции произошла катастрофа из-за попадания троса спасательной лебедки в вентилятор. При развороте на малой высоте самолет снизился, ударился о землю колесами, летчик катапультировался, по парашют не раскрылся, и летчик погиб. До второй катастрофы самолеты совершили 238 полетов, налетав 138 часов, в полетах принимали участие 15 летчиков.

По контракту с NASA стоимостью 1 млн. долл. второй СВВП XV-5A был восстановлен и модифицирован в июне 1968 г., получив обозначение XV-5B, и начал проходить рулежные испытания, а 15 июля 1968 г. совершил первый полет. Затем СВВП был передан в NASA, где успешно проходил испытания до мая" 1977 г На базе самолета XV-5A был разработан проект разведывательного и связного самолета ASP.613 с такой же турбовентиляторной установкой, а затем проект двухместного самолета Модель 182, у которого третий вентилятор был перенесен в хвостовую часть фюзеляжа. Были разработаны проекты сверхзвукового истребителя-бомбардировщика ASP.610 со стреловидным крылом и турбовентиляторами в фюзеляже, а затем с выдвижными турбовентиляторами совместно с Германией. Турбовентиляторную силовую установку предлагалось использовать также в ряде проектов транспортных СВВП, где они располагались в крыле или в гондолах, или в обтекателях по бокам фюзеляжа.

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным крылом, турбовентиляторной силовой установкой и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. В носовой части фюзеляжа расположен передний вентилятор для продольного управления. Кабина экипажа двухместная с расположенными рядом катапультными сиденьями. В кабине помимо ручки управления и рулевых педалей обычного типа имеется рычаг управления вентиляторами, аналогичный рычагу общего шага на вертолетах.

Экспериментальный СВВП XV-5В

Крыло малого удлинения (Х = 3,42), трапециевидной формы в плане, корневая хорда 3,65 м, концевая - 1,09 м, профиль модифицированный NASA 0012-64А. В крыле расположены вентиляторы для создания подъемной силы, определяющие форму и размеры крыла. Конструкция крыла двухлонжеронная с усилением в месте расположения кольцевых каналов. Крыло снабжено закрылками и элеронами. При открытых створках вентиляторов подъемная сила крыла уменьшается на 25%.

Оперение однокилевое, Т-образное, с управляемым стабилизатором, расположенным сверху киля. Размах стабилизатора 4,02 м, площадь 4,9 м2.

Шасси убирающееся трехопорное с носовой опорой, все опоры убираются в фюзеляж, база шасси 3,57 м, колея шасси 2,55 м.

Силовая установка тур бовентиляторная, состоит из двух ТРД Дженерал Электрик J 85, установленных сверху фюзеляжа, двух вентиляторов диаметром 1,59 м, расположенных в крыле, и вентилятора меньшего диаметра, расположенного в носовой части фюзеляжа. Двигатели J 85 имеют общий воздухоза борник, размещенный сверху фюзеляжа на некотором расстоянии от кабины, чтобы не мешать катапультированию экипажа. За турбинами двигателей установлены перепускные заслонки, которые на вертикальных режимах полета направляют газы ТРД в систему каналов, ведущих к вентиляторам. Система каналов обеспечивает подвод газов от каждого ТРД ко всем вентиляторам. При выходе из строя одного двигателя вентиляторы созда ют 60% их расчетной тяги, что позволяет производить безопасную вертикальную посадку самолета.

Проект сверхзвукового СВВП истребителя с выдвижными подъемными вентиляторами в фюзеляже

Температура поступающих в улитки вентиляторов газов 535 -595°С. Поток газов направляется на лопатки турбин, приводящих во вращение вентиляторы. Максимальная скорость вращения вентилятора 3640 об/мин. После прохождения через турбины и смешивания с протекающим через вентилятор воздухом температура газов понижается до 92 -93°С. На горизонтальных режимах полета газы ТРД вытекают через реактивные сопла. На концах сопел установлены реверсирующие щитки, позволяющие при малой поступательной скорости полета использовать полную тягу двигателей для раскрутки вентиляторов.

Проект транспортного СВВП с подъемными вентиляторами в гондолах

Расположенный в крыле узел турбовентилятора Х353-5 состоит из ротора, створок вентилятора, передней рамы, задней рамы и жалюзи. Полукруглые створки вентиляторов во время крейсерского полета закрываются, образуя верхнюю поверхность крыла. Ротор имеет 36 лопаток. Выходные жалюзи вентилятора могут отклоняться в пределах от - 15 до +40°. Жалюзи приводятся в действие гидроцилиндрами, включенными в двойную гидросистему, насосы которой установлены на каждом двигателе. В закрытом положении жалюзи образуют нижнюю поверхность крыла.

Передний турбовентилятор СЕ-Х376, расположенный в носовой части фюзеляжа, устроен аналогично крыльевым турбовентиляторам, за исключением того, что створки на входе заменены рядом узких решеток, чтобы не ограничивать обзор для летчика. На выходе из вентилятора установлены две изогнутые створки, используемые в качестве реверсивного устройства.

Управление самолетом на горизонтальном режиме полета осуществляется обычными рулевыми поверхностями, па вертикальных режимах - при помощи вентиляторов. Система управления положением самолета через механический смеситель связана с вентиляторами и рулевыми поверхностями.

Вертикальный взлет и переход к горизонтальному полету может быть произведен при сохранении горизонтального положения самолета. Для осуществления вертикального взлета двигатель развивает полную мощность, а газы ТРД направляются в улитки вентиляторов. Перемещая вверх рычаг управления вентиляторами, летчик отклоняет выходные жалюзи вентиляторов вниз. При достижении высоты 20 м убирается шасси. При достижении высоты -25 м летчик при помощи кнопки па ручке управления отклоняет жалюзи назад, благодаря чему создается горизонтальная составляющая тяги вентиляторов. Перепускные заслонки направляют в реактивные сопла все большую часть газов ТРД. При достижении скорости 220 км/ч весь поток газов ТРД поступает в реактивные сопла, вентиляторы останавливаются и жалюзи закрываются.

При вертикальной посадке летчик отклоняет реверсирующие щитки для уменьшения поступательной скорости. Двигатель переводится на максимальную мощность. Газы ТРД направляются в улитки вентиляторов; одновременно с этим автоматически открываются створки и жалюзи вентиляторов. Жалюзи вентиляторов поворачиваются вперед на - 10°, чтобы снизить поступательную скорость почти до нуля. Вертикальная скорость спуска, составляющая 1 - 1,5 м/сек, уменьшается перед приземлением почти до нуля.

Поперечное и путевое управление самолетом на вертикальных режимах осуществляется путем дифференциального отклонения жалюзи крыльевых вентиляторов. Продольное управление обеспечивается передним вентилятором. Когда створки, установленные на выходе из вентилятора, открыты. они разделяют идущий от вентилятора поток газов на три части. Поток, проходящий между створками, не отклоняется и создает тягу, направленную вверх. Поток газов, проходящий вне створок, отклоняется наружу и вверх, создавая тягу, направленную вниз. Продольное управление осуществляется путем изменения положения створок. Максимальная тяга вентилятора, направленная вверх, равна 136 кг, направленная вниз - 36 кг.

Система управления обеспечивает максимальную скорость крена 30 град/с, разворота 50 град/с, тангажа 20 град/с На вертикальных режимах полета нагрузки на рычагах управления создаются пружинными автоматами. Во время перехода от вертикального полета к горизонтальному угол установки стабилизатора изменяется для обеспечения продольной устойчивости.

Оборудование. Самолет был снабжен системой автоматической стабилизации, осуществляющей управление через отдельные электромеханические рулевые машинки.

На двух построенных самолетах XV-5A было установлено оборудование для проведения летных испытаний. После незначительных модификаций эти самолеты могли использоваться для проведения эксплуатационных испытаний и моделирования условий полета самолетов различного назначения. На самолете, предназначенном для проведения эксплуатационных испытаний, могло быть установлено разведывательное электронное оборудование. Самолет предполагалось также снабдить оборудованием для полетов в сложных метеорологических условиях.

Вооружение. Самолет мог быть вооружен пулеметами типа «Миниган», установленными на внешней подвеске или внутри фюзеляжа, предполагалось также использовать НАР и авиационные бомбы.

Характеристики СВВП XV-5A

Размеры:

размах крыла 9,1 м

длина самолета 13,5 м

высота самолета 4,5 м

площадь крыла 24,2 м2

диаметр вентилятора 1,93 м

ометаемая площадь 2x2,94 м2

Двигатель 2 ТРД Дженерал

Электрик J 85

устройство для создания

вертикальной тяги турбовентиляторная

установка Дженерал Электрик Х353-5

вертикальная тяга 2x3163 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса

при вертикальном взлете:

у земли при стандартных условиях 5550 кг

на высоте 760 м в жаркий день 4175 кг

нагрузка на ометаемую площадь при вертикальном взлете 940 кг/м^

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли М - 0,72 максимальная скорость

на высоте 7600 м М *= 0,77

скорость на переходном режиме 195 км/ч

практический потолок 12 200 м

дальность 1300 км перегоночная дальность (при взлетной массе 5550 кг и 10% резерве топлива, па высоте 10 670 м и крейсерской скорости,

соответствующей М = 0,7 2030 км

Экспериментальный СВВП Райан VZ-3RY с выдвижными закрылками для отклонения потока от винтов

Райан VZ-3RY «Вертиплейн»

Экспериментальный СВВП с отклонением потока от винтов

Необходимая для взлета СВВП вертикальная тяга может быть создана благодаря отклонению вниз воздушного потока от винтов с помощью специальных устройств в виде различных закрылок. В NASA в 1954 г. была выполнена работа по изучению такой схемы СВВП («Исследования комбинации крыла с закрылками большой хорды и винтов большого диаметра при полете на малых скоростях и при вертикальном взлете»), которая показала, что вертикальный взлет СВВП с винтами и системой закрылок становится возможным при некотором угле кабрирования СВВП. Тяга винтов и подъемная сила, возникающая на крыле с закрылками вследствие обдувки его потоком от винтов, создают, складываясь, вертикальную тягу, необходимую для вертикального взлета. Чтобы оценить эффективность подобной системы, в NASA был проведен ряд экспериментов с различными типами винтов и закрылок. Параллельно с этими испытаниями в НИЦ им. Лэнгли NASA велись также испытания моделей СВВП, совершающих вертикальный взлет с использованием тяги, создаваемой отклоняемым на 90° потоком от винтов.

СВВП VZ-3RY был разработан фирмой «Райан» по заказу армии и флота США для исследования системы механизации, отклоняющей поток воздуха от винтов при взлете и посадке. Предполагалось, что СВВП с такой системой сможет использоваться для связи, перевозки солдат и грузов. Разработка самолета была начата в 1955 г. под фирменным обозначением «Райан» 92.

В 1956 г. армия США заключила с фирмой контракт на постройку одного экспериментального СВВП. Рулежные испытания СВВП начались 7 февраля 1958 г., затем были проведены испытания на привязи на специальном стенде. В конце 1958 г. были проведены испытания СВВП в аэродинамической трубе, в процессе которых он подвергся некоторым модификациям: хвостовая опора шасси была заменена носовой, был установлен подфюзеляжный киль, а также введено более мощное управление закрылками для сокращения времени их уборки и выпуска.

Экспериментальный СВВП VZ-3RY на стоянке и в полете (слева)

Первый полет самолета состоялся 21 января 1959 г., летчик-испытатель Пит Джи-рард. В 13-м полете 13 февраля 1959 г. самолет потерпел аварию, которая произошла в результате неисправности в системе управления винтами и вызвала серьезные повреждения. После восстановления самолета испытания были продолжены. Во время испытаний самолет летал со скоростью от 48 км/ч до 204 км/ч на высоте до 1680 м. Испытания показали, что мощности двигателя и тяги винтов недостаточно для вертикального взлета.

В феврале I960 г. самолет был передан в NASA для дальнейших испытаний с усовершенствованной системой механизации. В первом же полете под действием неуравновешенного продольного момента самолет опрокинулся назад на высоте 1500 м, перевернулся и начал падать, летчик успел катапультироваться на высоте 300 м. При ударе о землю самолет был почти полностью разрушен- На построенном втором самолете VZ-3 в 1961 г. были возобновлены летные испытания, самолет использовался для исследования характеристик управляемости вертикально взлетающих самолетов на малых скоростях полета, до 40 км/ч, и при снижении со скоростью 5 м/с.

Экспериментальный СВВП Фэрчайлд VZ-5

Одновременно с разработкой СВВП Райан VZ-3RY с системой закрылок для отклонения потоков от винтов армия США финансировала также разработку подобного легкого двухместного экспериментального СВВП фирмы «Фэрчайлд», получившего фирменное обозначение М-224-1 и армейское обозначение VZ-5. В отличие от СВВП VZ-3RY экспериментальный СВВП VZ-5 был снабжен большим по размаху крылом с системой закрылок, обдуваемых потоком воздуха от четырех воздушных винтов. Закрылки, установленные но всему размаху крыла, занимали 50% хорды и отклоняли поток воздуха на 60°. Предполагалось, что для вертикального взлета фюзеляжу будет придаваться угол кабрирования 30°, при этом тяга винтов и подъемная сила, создаваемая крылом с отклоненными закрылками, будет превышать взлетную массу самолета. Для продольного и путевого управления СВВП был снабжен двумя вентиляторами в хвостовом оперении.

Силовая установка СВВП VZ-5 состояла из одного ГТД Дженерал Электрик Т58 взлетной мощностью 1050 л.с, приводящего во вращение с помощью системы трансмиссии воздушные винты. Привод закрылок и вентиляторов осуществлялся с помощью гидравлической системы. Постройка экспериментального СВВП VZ-5 была завершена в 1956 г., однако в результате различных неполадок летные испытания были отложены, и пришлось ограничиться только испытаниями в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли NASA. Эти испытания показали, что тяги воздушных винтов и подъемной силы крыла с закрылками недостаточно для вертикального взлета. Поэтому летные испытания СВВП VZ-5 не стали проводить, а его разработка была прекращена. СВВП был выполнен по схеме моноплана с высокорасположенным крылом с выдвижными закрылками, одним ГТД, приводящим во вращение четыре воздушных винта, и трехопорным шасси с носовой опорой. Характеристики СВВП VZ-5 не были опубликованы.

Конструкция

СВВП VZ-3RY представляет собой моноплан с высокорасположвнным крылом, двумя воздушными винтами, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, в носовой части размещена открытая двухместная кабина. Сиденья летчика и пассажира расположены тандемом. В кабине помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг для управления самолетом на режиме висения.

Крыло малого удлинения, прямоугольной формы в плане, хорда крыла 1,6 м. Крыло снабжено двойными выдвижными закрылками, отклоняющими поток воздуха от винтов на 90° вниз при вертикальном взлете, посадке и висении. Перед закрылками установлены интерцепторы. На концах крыла

Характеристики СВВП VZ-3RY

Размеры:

размах крыла 7,13м

длина самолета 8,7 м

высота самолета 5,28 м

площадь крыла 10,4 м2

диаметр винтов 2,79 м

ометаемая площадь 2x6,1 м2

Двигатель 1 ГТД Лайкоминг T53-L-1

взлетная мощность 1 000 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная 1180 кг

нагрузка на крыло 113 кгс/м2

нагрузка на ометаемую площадь 97 кгс/м2

имеются специальные шайбы, служащие направляющими при выдвижении закрылок (такие же направляющие имеются и у основания крыла). При переходе к горизонтальному полету закрылки вдвигаются по мере увеличения скорости полета. На посадку самолет заходит со слегка отклоненными закрылками. Затем мощность увеличивается, закрылки выдвигаются полностью, и самолет совершает вертикальную посадку.

Оперение Т-образное, киль трапециевидной формы с рулем направления. Горизонтальное оперение прямое с рулем высоты, расположено сверху киля, поддерживается подкосами и имеет изменяемый угол установки. Имеется подфюзеляжный киль. Размах горизонтального оперения 3,88 м, хорда 1,27 м.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовым колесом. Большая длина стоек шасси с подкосами обеспечивает возможность выдвижения закрылок на стоянке. Колея шасси 3,8 м, база шасси 2,7 м.

Силовая установка состоит из одного размещенного в фюзеляже турбовального ГТД Лайкоминг T53-L-1 с передним выводом вала. Воздух в двигатель поступает через отверстия в обшивке фюзеляжа.

Воздушные винты фирмы «Хартцелл» трехлопастные, установлены под крылом на пилонах. Лопасти деревянные, трапециевидной формы в плане. Привод винтов осуществляется от ГТД с помощью трансмиссии и редукторов, уменьшающих скорость вращения винтов.

Система управления. На горизонтальных режимах полета управление обеспечивается рулями направления и высоты и интерцепторами. Для управления самолетом на режиме висения и при малых скоростях полета в хвостовой части фюзеляжа на универсальном шарнире установлено поворотное сопло для отклонения потока газов двигателя.

Рокуэлл XFV-12A

Экспериментальный палубный вертикально взлетающий истребитель с эжекторной силовой установкой

В середине 60-х годов в США получила развитие новая концепция, по которой для сопровождения атомных авианосцев должны применяться легкие многоцелевые авианесущие корабли, получившие обозначения SCS (Sea Control Ship - корабли контроля морей). Одновременно начинается разработка ряда проектов усовершенствованных палубных СВВП, предназначенных для базирования на авианесущих кораблях SCS .

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой начал разрабатываться в 1972 г. в соответствии с программой создания палубного вертикально взлетающего самолета для легких многоцелевых авианесущих кораблей SCS. По программе предполагалось разработать самолет, который сможет использоваться в качестве истребителя-бомбардировщика, перехватчика и разведчика. В программе разработки и конкурсе участвовали 8 фирм. В октябре 1972 г. фирма «Рокуэлл», представившая проект сверхзвукового СВВП с эжекторной силовой установкой, была объявлена победителем конкурса и получила контракт стоимостью 46 млн. долл. на разработку, постройку и испытания двух экспериментальных самолетов XFV-I2A.

В отличие от эжекторной силовой установки, использовавшейся ранее на экспериментальном самолете Локхид XV-4A «Хаммингберд», на СВВП XFV-12A было предложено эжекторную систему для повышения ее эффективности разместить на крыле и оперении, снабдив их эжекторными и диффузорными щелевыми закрылками. Предполагалось, что такая система обеспечит значительное увеличение общей силы тяги системы по сравнению с установочной тягой ТРДД, что очень важно для СВВП.

В январе 1973 г. был построен натурный макет самолета. В связи с большой конструктивной сложностью эжекторной системы ее отработка проводилась в 1973-1975 гг. на вращающемся стенде, представляющем собой ферму длиной 30,5 м, на конце которой была установлена секция крыла с эжекторной системой.

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой

Первый полет СВВП XFV-12A при взлете с разбегом был намечен на октябрь 1974 г., а первый вертикальный взлет - на январь 1975г. Однако трудности в испытаниях эжекторной системы и нехватка средств привели к тому, что сроки первого полета были перенесены сначала на 1977 г., а затем на 1978 г. с рекламой его как нового типа палубного СВВП. Постройка первого СВВП XFV-12A была завершена только в августе 1977 г. Постройку второго СВВП предполагалось закончить в 1978 г., однако в конце 1978 г. было принято решение второй самолет не строить.

Первый СВВП XFV-12A начал проходить испытания на специальном стенде на привязи в 1978 г., в которых не было подтверждено расчетное увеличение силы тяги ТРДД с помощью эжекторной системы, поэтому летные испытания его не стали проводить и вскоре было решено прекратить разработку СВВП XFV-12A.

Конструкция

Самолет выполнен по схеме «утка» с одним ТРДД с эжекторной системой увеличения тяги двигателя и трехопорным шасси. В конструкции использован ряд агрегатов серийных самолетов.

Посадка XFV-12А на палубу авианосца (рисунок)

Фюзеляж цельнометаллический типа полумо-нокок. Передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика использована от самолета Макдоннелл-Дуглас А-4 «Скайхоук». Кабина герметизированная, имеет систему кондиционирования. Катапультное кресло «Эскапак» обеспечивает покидание самолета при посадке на палубу авианосца.

Крыло высокорасполо-женное, трапециевидной формы в плане. Центроплан крыла использован от самолета F-4 «Фантом». Хорда корневая 4,98 м, концевая, 2,25 м, относительное удлинение крыла 2,09, угол стреловидности по 1/4 хорд 35°. Крыло имеет модифицированный профиль NACA 64; относительная толщина профиля в корневой части крыла 7,6 %, на конце - 4,5%. Угол поперечного V - 10°, угол заклинения 1,5°.

Оперение низкорасположенное, по схеме «утка». Угол поперечного V - 5°. Площадь горизонтального оперения 7,72 м2. Роль вертикального оперения выполняют стреловидные концевые шайбы, установленные на концах крыла, нижние их части наклонены во внешнюю сторону на 35°, а верхние - на 19° и имеют рули направления общей площадью 1,23 м2. Общая площадь вертикального оперения 5,08 м2.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, убирающееся, использовано от самолета А-4 «Скайхоук». Носовая опора управляемая, имеет одно колесо, главные опоры тоже имеют по одному колесу. Все опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы.

Силовая установка. Подъемно-маршевый ТРДД, Пратт-Уитни F401- PW-400 установлен в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники боковые щелевого типа, управляемые, как на самолете F-4 «Фантом». За кабиной экипажа на верхней части фюзеляжа имеются створки для дополнительного забора воздуха на вертикальных режимах. В сопле двигателя имеется поворотный дефлектор, который при вертикальных режимах полета направляет струю газов от двигателя в эжекторную систему, а в крейсерском полете - назад. Масса сухого двигателя 16$5 кг, удельный расход топлива 0,62 кг/кг-ч (на форсажном режиме - 2,45 кг/кг-ч). Длина двигателя 4,85 м, диаметр - 1,28 м.

Эжекторная система. На крыле и оперении по всему размаху размещена эжекторная система увеличения подъемной силы, состоящая из двух диффузорных и одного эжекторного закрылка на каждой консоли. Эжекторный закрылок находится между диффузорными и отклоняется вверх, а диффузорные закрылки отклоняются вниз. Во всех закрылках имеются внутренние каналы, в которые поступает поток горячих газов от ТРДД,. Из этих каналов газы через сопло вытекают наружу в щели между закрылками. При этом над верхней поверхностью крыла и оперения создается область пониженного давления, куда подсасывается наружный воздух и эжектируется между диффузорными закрылками вниз. В результате создаваемая эжекторной системой крыла и оперения подъемная сила превышает исходную тягу силовой установки (расчетный коэффициент увеличения тяги силовой установки 1,55).

Компоновочная схема XFV-12А

Топливная система состоит из двух фюзеляжных и крыльевых топливных баков общей емкостью 2760л.

Система управления. Управление самолетом на вертикальных режимах осуществляется за счет отклонения на различные углы диффузорных закрылок на крыле и оперении. В крейсерском полете заделе диффузорные закрылки крыла играют роль элеронов, а задние закрылки на оперении - рулей высоты. Кроме того, диффузорные закрылки на крыле могут использоваться в качестве воздушных тормозов: передние в этом случае отклоняются вниз на угол 25°, а задние - вверх па угол 15°. Все органы управления имеют гидравлический привод.

Системы. Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 210 кг/см2. Система предназначена для привода в действие шасси, эжекторных и диффузорных закрылок и поверхностей управления, а также для управления воздухозаборниками.

Схема работы эжекторов на оперении и крыле: 1 - при вертикальном взлете и посадке; 2 - при укороченном взлете и посадке; 3 - при горизонтальном полете

Электросистема состоит из стартер-генератора мощностью 30 кВА; система работает на переменном токе (напряжение 115/200 Вг частота 400 Гц) и постоянном токе (напряжение 28 В).

Система жизнеобеспечения поддерживает в кабине на больших высотах давление, соответствующее высоте 2440 м.

Кислородная система состоит из баллона жидкого кислорода емкостью 5 л и системы подачи.

Оборудование. Радиопередатчик Коллинз AV/ARC-159, навигационные системы VOR RN-242A фирмы «Бендикс» и DMEKN-65 фирмы «Кинг», оборудование для полета по приборам.

Вооружение. Под фюзеляжем и на концах крыла предполагалась подвеска до четырех УР класса «воздух-воздух» типа «Спэрроу» или «Сайдуиндер» или УР класса «воздух-поверхность». Кроме того, под фюзеляжем может размещаться встроенная пушка калибром 20 мм.

Характеристики СВВП XFV-12

Размеры:

размах крыла 8,69 м

длина самолета 13,39 м

высота самолета 3,15 м

площадь крыла 27,2 м2

Двигатель 1 ТР/\Д Пратт-Уитни

F401-PW-400

тяга установочная 6380 кгс

тяга при работе эжекторной

системы (расчетная) 9880 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная:

при вертикальном взлете 8885 кг

при взлете с коротким разбегом 11 000 кг

пустого 6260 кг

Летные данные:

максимальное число М 2,2 - 2,4

боевой радиус действия 925 км

Трансцендентал 1-G

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами

Первым построенным и успешно летавшим СВВП с поворотными винтами был экспериментальный одноместный вертолет-самолет I-G, разработанный небольшой фирмой «Трансцендентал Эркрафт», которая была основана в 1945 г. конструктором Робертом Лихтеном и начала заниматься исследованиями вертолетов-самолетов с поворотными винтами одновременно с фирмой «Белл». Фирмой «Трансцендентал» под руководством Р. Лихтена был разработан ряд проектов, из которых только один, получивший обозначение I-G, был доведен в 1950 г. до постройки экспериментального образца. Летным испытаниям предшествовали 40-часовые наземные испытания на специальном стенде, где изучалась работа поворотных винтов, а также процесс перехода от одного режима к другому. Во время рулежных испытаний выявились проблемы механической неустойчивости системы «винт-крыло», которые привели к аварии в 1951 г.

Вертолет-самолет I-G был отремонтирован, прошел наземные испытания и совершил первый полет 25 апреля 1954 г. сперва только на вертолетных режимах полета. Во время одного из полетов 17 декабря 1954 г. был выполнен неполный переход к самолетному режиму полота с наклоном винтов на 35°. В 1954 -1955 гг. вертолет-самолет совершил более 120 полетов, которые производились на высотах до 1200 м со скоростью до 180 км/ч при углах наклона винтов до 70°, когда крыло создавало 90% подъемной силы, однако 20 июня 1955 г. потерпел аварию. В полете над водой заклинило управление общим шагом, вертолет-самолет начал снижаться, зацепился колесами за воду и перевернулся.

Был построен второй вертолет-самолет «Модель 2» с более мощным двигателем и увеличенным диаметром винтов, совершивший первый полет в 1957 г.

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами Трансцендентал I-G

Разработка СВВП I-G финансировалась сперва из частных фондов, а затем ВВС США. Предполагалось, что опыт проектирования и испытания этих экспериментальных СВВП будет использован при проектировании двухдвигательного спасательного и санитарного вертолета-самолета Трансцендентал «Модель 3», который должен был перевозить четырех раненых на носилках со скоростью обычного санитарного самолета на расстояние до 500 км. Однако к этому времени уже начались испытания СВВП Белл XV-3 для армии США, которому было отдано предпочтение, и работы по СВВП фирмы «Трансцендентал» прекратились.

Конструкция

По компоновке вертолет-самолет I-G представляет моноплан с высокорасположенным крылом, на концах которого установлены два поворотных винта. На вертолетных режимах полета вертолет-самолет управляется, подобно вертолету двухвинтовой поперечной схемы.

Фюзеляж вертолета ферменной конструкции, с металлической обшивкой. В носовой части размещается хорошо остекленная кабина летчика.

Крыло прямоугольной формы в плане, размах крыла 6,4 м, хорда 0,9 м, профиль - NASA 23015. Крыло создает необходимую подъемную силу в горизонтальном полете. Для поперечного управления на самолетном режиме полета на крыле имеются элероны.

Экспериментальный СВВП «Модель 2»

Оперение обычное, стабилизатор и киль имеют ферменную конструкцию с металлической обшивкой, обшивка па рулях полотняная.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, неубирающееся. Все колеса самоориентирующиеся.

Силовая установка состоит из одного поршневого двигателя воздушного охлаждения Лайкоминг СО-290 мощностью 160 л.с, установленного в центральной части фюзеляжа. Непосредственно на двигателе установлен двухскоростной редуктор с муфтами сцепления и свободного хода.

Винты трехлопастные, с цельнометаллическими лопастями, имеющими прессованный лонжерон, проходящий вдоль носка лопасти и соединенный с нервюрами и обшивкой; вдоль задней кромки проходит стрингер. Лопасти прямоугольной формы в плане, профиль лопасти NACA 23018, хорда -0,11 м, крутка лопасти - 21,25°. Каждая лопасть присоединяется к втулке с помощью совмещенного вертикального и горизонтального шарнира, колебания лопасти ограничиваются демпферами.

На вертолетном режиме при максимальной мощности винты вращаются со скоростью 708 об/мин, окружная скорость концов лопастей - 192 м/с. Для крейсерского режима самолетного полета винты делают 613 об/мин (окружная скорость концов лопастей 176 м/с).

При вертолетном режиме полета валы винтов наклонены вперед на 6°, а при переходе к горизонтальному полету они вместе с редукторами поворачиваются на 84° с помощью электродвигателя и червячной передачи. Процесс перехода выполняется за три-четыре минуты. Управление переходом осуществляется с помощью кнопки включения электродвигателей поворота винтов, размещенной на штурвале управления.

Характеристики СВВП Трансцендентал I-G

Размеры:

размах крыла 6,4 м

длина самолета 6,0 м

диаметр винтов 5,2 м

коэффициент заполнения 0,04

ометаемая площадь - 2x21,2 м2

площадь крыла 5,85 м2

Двигатели ПД «Лайкоминг СО290

взлетная мощность 160 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная 794 кг

пустого 658 кг

нагрузка на ометаемую площадь 17,7 кгс/м2

нагрузка на крыло 126 кгс/м2

запас топлива 60 л

Летные данные: вертолетный самолетный

режим режим

максимальная

скорость 210 км/ч 270 км/ч максимальная

скороподъемность 8,6 м/с 7,1 м/с

дальность 260 км 370 км

Управление винтами осуществляется с помощью автоматов перекоса типа «паук» и системы управления общим шагом. Наличие двух видов управления - самолетного и вертолетного - создавало некоторые трудности. Для продольного и поперечного управления па вертолетных режимах используется ручка циклического шага и рычаг «шаг-газ» с левой стороны сиденья, для путевого управления - ножные педали. Для продольного и поперечного управления па самолетных режимах полета использовался штурвал. Вертолетное управление связано с самолетным, что позволяло сохранять управляемость и при переходе от одного режима к другому.

Хиллер Х-18

Экспериментальный СВВП с поворотными крылом и винтами

Вторым экспериментальным СВВП с поворотным крылом и винтами в США (после СВВП Вертол VZ-2) стал экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18, разработанный по контракту с ВВС США для исследования возможностей использования тяжелых транспортных СВВП такой схемы. По требованиям ВВС, выданным известной вертолетостроительной фирме «Хиллер Эркрафт» в начале 1956 г., предусматривалась разработка и постройка экспериментального СВВП с взлетной массой 15 т. До этого фирмой «Хиллер Эркрафт» начиная с 1953 г. был разработан ряд различных проектов СВВП с поворотным крылом и винтами.

По заказу научно-исследовательского отдела флота и при поддержке армии и ВВС США фирмой «Хиллер» был разработан проект транспортного СВВП взлетной массой 26 т с поворотным крылом и винтами. Проект получил фирменное обозначение Хиллер 1048 и представлял собой моноплан с высокорасположенным крылом, на котором в гондолах размещались четыре сдвоенных ТВД, приводящих соосные винты большого диаметра.

Модели транспортного СВВП Хиллер 1048 с четырьмя ТВД (а) и легкого многоцелевого СВВП Хиллер 1045 с двумя ТВД (б)

Фирмой «Хиллер» был спроектирован также легкий двухвинтовой вертикально взлетающий самолет, получивший обозначение Хиллер 1045. Вертикальный взлет и посадка у этого самолета обеспечивались также поворотом крыла с винтами на 90°. Вращение винтов предполагалось связать между собой механической трансмиссией, с помощью которой должен был обеспечиваться привод небольших рулевых винтов, установленных на хвосте самолета.

Для упрощения и ускорения разработки экспериментального СВВП Х-18 был использован фюзеляж десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, а в качестве силовой установки были применены два ТВД Аллисон Т-40-А-14 мощностью по 5850 л.с, использовавшиеся па экспериментальных СВВП Конвэр XFY-1 и Локхид XFV-1, и такие же, как на этих самолетах, соосные винты диаметром 4,88 м.

Экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18

Постройка СВВП Х-18 была завершена в середине 1958 г., и после длительных наземных испытаний он совершил первый полет 24 ноября 1959 г., взлетая с разбегом, на авиабазе ВВС им. Эдвардса. До июля 1961 г. было совершено 19 полетов с максимальным углом поворота крыла на 33°, с учетом угла тангажа фюзеляжа 17°, максимальный угол атаки крыла достигал 50°. Самолет пилотировали летчики ВВС Джордж Грайт и Брус Джонс.

В полетах были достигнуты максимальная скорость 370 км/ч и высота 4500 м, продолжительность полетов не превышала одного часа. Летные испытания показали, что использование дифференциального изменения шага винтов для поперечного управления явно недостаточно. Серьезным недостатком было также отсутствие механической трансмиссии, связывающей между собой вращение винтов, что делало опасным продолжение испытаний. Поэтому в июле 1961 г. было принято решение летные испытания прекратить и использовать СВВП как стенд для наземных испытаний воздушных винтов разрабатываемых транспортных СВВП.

Конструкция

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.

Фюзеляж использован от десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, имеет прямоугольное сечение и снабжен задней грузовой рампой.

Крыло высокорасположенное, прямое, профиль крыла NACA 3015, относительное удлинение 4,36, угол заклинения 4°. Крыло может поворачиваться с помощью гидравлических приводов на угол 90°. Крыло снабжено закрылками и элеронами с гидравлическим приводом.

Оперение обычное, от самолета YC-123, с рулями направления и высоты.

Шасси неубирающееся, трехопорное, на главных опорах установлено но одному колесу, на носовой опоре сдвоенные колеса.

Силовая установка состоит из двух ТВД Аллисон T-40-A-14, установленных под крылом, и одного ТРД Вестингауз J-34 тягой 1540 кгс, установленного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного удлинительной трубой с газовыми рулями для продольного управления.

Система управления. В кабине установлены обычные самолетные органы управления: штурвал и педали, рычаги управления двигателями и шагом винтов и дополнительно рычаг управления поворотом крыла. На самолетных режимах СВВП управляется с помощью аэродинамических рулей, при вертикальном взлете и посадке для управления по тангажу должны использоваться газовые рули на конце удлинительной трубы ТРД, поперечное управление должно обеспечиваться дифференциальным изменением тяги воздушных винтов, а путевое - отклонением элеронов, расположенных в потоке воздушных винтов. Для эффективного управления в процессе перехода от вертикального взлета к горизонтальному полету, а затем к вертикальной посадке должно было использоваться специальное интегрирующее устройство, изменяющее отклонение аэродинамических рулей и элеронов и обеспечивающее управление шагом винтов и отклонение газовых рулей в зависимости от угла поворота крыла. В систему управления была включена система стабилизации по крену и тангажу.

Испытания в полете СВВП Хиллер Х-18

Характеристики СВВП Х-18

Размеры:

размах крыла 14,64 м

длина самолета 19,21 м

высота самолета 7,5 м

Массы и нагрузки:

взлетная масса 14 980 кг

Хиллер-Воут-Райан ХС-142А

Опытный военно-транспортный СВВП с поворотными винтами

Военно-транспортный СВВП ХС-142А начал разрабатываться группой американских фирм «Хиллер», «Линг-Темко-Воут» и «Райан» по объединенному заказу армии, ВВС и флота США. В начале 1961 г. проект самолета ХС-142А был представлен на конкурс проектов фронтового вертикально взлетающего транспортного самолета для вооруженных сил США, а в сентябре 1961 г. проект как победитель конкурса был одобрен и принят для разработки и постройки.

Самолет ХС-142А, выполненный по схеме с поворотным крылом и винтами, был разработан с учетом требований вооруженных сил к оперативной переброске войск, оборудования и снаряжения с десантных судов или наземных аэродромов на неподготовленные площадки в сложных метеорологических условиях. Самолет предполагалось использовать также для выполнения поисковых и спасательных работ. Объединенными ТТТ предусматривались крейсерская скорость не менее 460 км/ч, тактический радиус действия более 370 км, платная нагрузка свыше 3600 кг, грузовая кабина (размерами 9x2x2,5 м3) с люком в хвостовой части, возможность полета на малых высотах, способность висеть в течение 10 мин над местом назначения. Особое внимание при разработке проекта уделялось достижению высоких летных характеристик и улучшению наземного обслуживания самолета.

СВВП ХС-142А рассматривался как часть общей комплексной системы для поддержки наземных войск. При его создании было решено в первую очередь учитывать требования ВВС и армии; требования флота о возможности базирования самолета на авианосце и выдерживании определенных габаритных размеров конструкции первоначально не учитывались. Руководство объединенной программой проектирования и постройки самолета было возложено на ВВС.

Военно-транспортный СВВП Хиллер-Воут-Райан ХС-142А

Программа разработки контролировалась специально созданным объединенным управлением армии, флота и ВВС по проектированию вертикально взлетающих или с малой длиной разбега и пробега самолетов. Стоимость общей программы разработки, предусматривавшей постройку и испытания пяти опытных самолетов, оценивалась в 100 млн. долл. Ответственным изготовителем была назначена фирма «Линг-Темко-Воут», которая в январе 1962 г. получила от МО США заказ па разработку и постройку пяти опытных самолетов. Фирма «Линг-Темко-Воут» разрабатывала конструкцию планера, крыла и шасси самолета; фирма «Хиллер» занималась проектированием и изготовлением трансмиссии, винтов и системы механизации крыла; фирме «Райан» было поручено проектирование и изготовление хвостового оперения, гондол и монтаж двигателей.

При разработке СВВП ХС-142А был изготовлен ряд моделей для испытаний в аэродинамической трубе фирмы «Линг-Темко-Воут» (сечения рабочей части 2x3 м2 и 6,5x7 м2), где исследовались характеристики устойчивости и управляемости в горизонтальном полете и на переходном режиме и характер обтекания с целью выявления оптимальной конфигурации крыла и обводов хвостовой части фюзеляжа, определялось оптимальное число оборотов винтов. Были проведены испытания по исследованию управления самолетом па режиме висения и решению проблем, связанных с влиянием близости земли. Были изготовлены два тренажера с моделирующими и цифровыми устройствами для ознакомления летного состава с особенностями пилотирования СВВП и его оценки.

В 1962 г. был изготовлен натурный макет самолета, а в 1963 г. фирмы приступили к постройке первых опытных СВВП; в соответствии с программой постройка всех пяти опытных самолетов должна была завершиться в течение 1963-1964 гг., но несколько задержалась. В июне 1964 г. была завершена сборка первого СВВП, который предназначался для прочностных испытаний на специальном стенде, рассчитанных на 50 часов.

Второй опытный СВВП ХС-142А предназначался для исследования переходных режимов. Первый полет состоялся 29 сентября 1964 г. Взлет и посадка совершались с обычным разбегом и пробегом при угле поворота крыла 10°, самолет достиг максимальной скорости 280 км/ч па высоте до 3000 м в горизонтальном полете с выпущенным шасси. Самолет совершил также серию полетов с частично отклоненным крылом. Один полет выполнялся при угле поворота крыла 40° и минимольной скорости полета 48 км/ч на высоте 3000 м. При угле поворота крыла 15° и мощности двигателей, составлявшей 60% номинальной, самолет взлетал с разбегом 150 м. 29 декабря 1964 г. самолет совершил первый вертикальный взлет и полеты на режиме висения па высоте 15 м при взлетном весе 16 555 кг.

В январе 1965 г. третий СВВП совершил первый переход из вертикального режима полета в горизонтальный. Выполнение перехода от висения к горизонтальному полету происходило на участке длиной 1220 м.

В течение 1965- 1966 гг. остальные два СВВП были переданы для оценочных испытаний армии, флоту и ВВС США. Полная программа испытаний пяти СВВП была рассчитана на 900 часов и включала демонстрационные полеты и оценочные испытания. Программой предусматривалась оценка возможностей СВВП для тактических операций по транспортировке личного состава и военной техники, поисковых и спасательных операций и при эксплуатации с авианосцев.

Типичное задание для самолета ХС-142А предусматривало перевозку 32 снаряженных десантников или 3630 кг платной нагрузки на расстояние 370 км с крейсерской скоростью 460 км/ч и возвращение на базу с грузом 1815 кг без заправки топливом с той же крейсерской скоростью; причем вертикальный взлет и посадка совершаются на неподготовленные аэродромы; предусматривался полет на режиме висения в течение 10 мин в пункте назначения; при выполнении обратного рейса самолет должен совершать вертикальный взлет и посадку с одним неработающим двигателем; запас топлива на самолете 2625 кг.

При взлете с разбегом нагрузка может быть увеличена до 5445 кг, при этом взлетная дистанция не должна превышать 120 м при высоте препятствия 15 м. В перегоночном варианте с дополнительными топливными баками при взлетном весе 21 085 кг самолет должен обладать дальностью 6100 км, при этом самолет должен совершать взлет с разбегом длиной 210 м и вертикальную посадку.

Испытания СВВП ХС-142А на режиме висения

В феврале 1965 г. два СВВП ХС-142 впервые демонстрировались публично, выполняя вертикальные взлеты с переходом к горизонтальному полету. В последующих летных испытаниях произошли две аварии СВВП ХС-142А. Первая из них со вторым опытным СВВП произошла 31 марта 1965 г. из-за потери путевой устойчивости и раскачивания на высоте 8 -9 м при скорости 39 км/ч и угле поворота крыла на 45° и закрылок на 60°. Самолет совершил грубую посадку, от ударов о землю при раскачивании были повреждены концы крыла. Экипаж не пострадал. Авария была вызвана образованием области пониженного давления впереди и позади элеронов из-за перетекания воздуха вблизи земли. До аварии самолет налетал 23,5 ч. Самолет был отремонтирован, и испытания его возобновились. Было предложено отклонять закрылки на угол 90°.

Отремонтированный самолет 19 октября 1965 г. в 11-м полете вновь потерпел аварию из-за самопроизвольного перехода на малый шаг крайнего левого винта за секунду до касания земли при обычной посадке. При пробеге самолет развернулся и упал на левое крыло из-за разрушения шасси. Экипаж не пострадал. Самолет был сильно разрушен, по затем восстановлен. Авария была вызвана утечкой в гидросистеме механизма привода шасси винта. Была отмечена также недостаточная прочность шасси, рассчитанного на меньшую посадочную массу.

К концу 1965 г. все пять СВВП ХС-142А совершили 207 полетов, налетав 157 часов. Испытаниями СВВП заинтересовалось командование флота, предполагая использовать их с авианосцев. Было проведено 30 вертикальных взлетов и посадок па авианосец «Бенингтон».

В мае 1965 г. СВВП ХС-142 демонстрировали взлет с укороченным разбегом с увеличенной платной нагрузкой, а также сбрасывание грузов на режиме висения. В конце 1966 г. были проведены демонстрационные полеты представителями МО США, FAA и NASA с показом транспортировки грузов и проведения спасательных операций. Во время отработки техники спасения экипажей сбитых самолетов 10 мая 1966 г. произошла катастрофа из-за потери управляемости на режиме висения, самолет разбился и сгорел. Погибли все три члена экипажа.

К февралю 1966 г. все СВВП ХС-142А совершили 420 полетов общей продолжительностью 350 ч, в которых была достигнута максимальная скорость 544 км/ч и высота 7260 м. В 1968 г. один СВВП ХС-142А был передан в NASA для оценочных испытаний. Последний из пяти опытных СВВП совершил 4 мая 1970 г. последний полет, перелетев на базу ВВС Райт-Патерсон, где был сдан в музей. К этому времени самолеты ХС-142А налетали более 600 часов, исчерпав расчетный срок службы. Увеличение срока службы самолетов ХС-142А путем модификации конструкции было сочтено нецелесообразно и ассигнования на программу не были выделены.

Фирма «Линг-Темко-Воут» рассчитывала, что проект СВВП ХС-142А будет одобрен НАТО. В связи с этим рассматривалась возможность объединения ТТТ США с аналогичными ТТТ НАТО MBR.4. Выл разработан проект противолодочного варианта самолета, вооруженного двумя торпедами Мк.46 для эксплуатации с авианосцев. Предлагался также гражданский вариант самолета ХС-142А для использования на авиалиниях малой протяженности.

Конструкция

Самолет ХС-142А представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, четырьмя ТВД и трехопорным шасси. Самолет спроектирован с использованием опыта разработки экспериментального СВВП Хиллер Х-18.

Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, с небольшим удлинением, имеет прямоугольное сечение со скругленными углами. Обшивка самолета слоистой конструкции изготовлена из листов алюминия, склеенных с бальзой.

В носовой части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа с большой площадью остекления. Кабина оснащена стандартным оборудованием. Сиденья летчиков катапультные, разделяются необычно широкой консолью с приборами. Предусмотрено третье откидное сиденье для командира экипажа или командира десантной группы. Кабина оснащена двойным комплектом управления. Рычаги управления обычного типа; дополнительно установлен рычаг управления общим шагом винтов для управления вертикальными перемещениями самолета на режиме висения с кнопкой управления поворотом крыла. Имеется указатель углов поворота крыла.

Грузовая кабина самолета, примыкающая к кабине экипажа, спроектирована с учетом возможности перевозки армейских транспортных средств, легких и средних артиллерийских установок и зенитных пусковых установок. По своим размерам - 9,1x2,3x2,1 м3 - кабина соответствует кабине армейского транспортного вертолета Вертол СН-47А «Чинук». В кабине могут разместиться 32 вооруженных десантника на откидных сиденьях вдоль бортов фюзеляжа, или гаубица калибром 105 мм с тягачом грузоподъемностью 3/4 т, или элементы зенитной установки Рэйтеон «Хоук» общим весом 3600 кг. Для крепления груза в полу кабины предусмотрены специальные швартовочные узлы. Санитарный вариант самолета рассчитан на перевозку 24 раненых на носилках и четырех сопровождающих. Для облегчения погрузки дверь грузового люка в хвостовой части фюзеляжа откидывается вниз, образуя рампу. С правого борта имеется дополнительная дверь.

Демонстрация СВВП ХС-142А для спасения пострадавшего на море

Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с небольшой стреловидностью по передней кромке, неразрезное, двухлонжеронной конструкции, имеет небольшое отрицательное поперечное V и относительное удлинение 8,6. Технологически крыло состоит из трех частей: центроплана кессонной конструкции с постоянным сечением в пределах фюзеляжа и двух консолей. Крыло крепится к фюзеляжу на четырех шарнирах.

При разработке крыла особое внимание уделялось проблеме обеспечения безотрывного обтекания крыла потоком от винтов. Проведенные исследования поворотного крыла показали, что с увеличением его утла атаки на переходных режимах возникает опасность появления на крыле срыва потока. При этом могут возникнуть такие условия, когда крыло достигает критических углов атаки до создания винтами необходимой подъемной силы. Для устранения этих явлений крыло было снабжено мощной системой механизации, состоящей из двухщелевых закрылок по всему размаху и предкрылков на участках, обдуваемых потоком от винтов. Двухщелевые закрылки используются для увеличения подъемной силы на вертикальных режимах и при крейсерском полете с малой скоростью. Секции закрылок на концах крыла могут использоваться также в качестве дополнительных элеронов. Предкрылки должны предотвращать срыв потока на крыле от винтов на переходных режимах. При взлете и посадке крыло должно устанавливаться в вертикальное положение; при отклонении крыла на угол 100° самолет может висеть в воздухе, не перемещаясь при попутном ветре. При повороте крыла в вертикальное положение примыкающие к крылу передняя и задняя панели в верхней части фюзеляжа откидываются вверх на некоторый угол для обеспечения более плавного обтекания центральной части фюзеляжа. Управление поворотом крыла производится с помощью кнопки, расположенной на рычаге управления общим шагом винтов. Скорость поворота крыла может устанавливаться в пределах 1 - 8 °/с.

Привод поворота крыла механический, поворот осуществляется с помощью двойных синхронизированных винтовых домкратов. Выпуск закрылок осуществляется с помощью винтовых домкратов, расположенных в обтекателях на нижней поверхности крыла. В варианте самолета для флота консоли крыла должны складываться для удобства размещения самолета на авианосце или в ангаре. Для этого крыло устанавливается в вертикальном положении, и консоли его отклоняются назад, устанавливаясь параллельно фюзеляжу.

Оперение цельнометаллическое, однокилевое, обычной конструкции, с рулем направления. Вертикальное оперение отличается большими размерами. Конструктивно киль и руль направления состоят из двух частей. Предусмотрена возможность складывания вертикального оперения во время стоянки; при этом верхняя часть оперения откидывается вниз. Нижняя часть киля, выполненная заодно с фюзеляжем, переходит в вынесенную назад хвостовую балку. На кило установлен управляемый горизонтальный неразрезной стабилизатор размахом 8,13 м трапециевидной формы в плане. Для улучшения продольной устойчивости самолета увеличение угла поворота крыла сопровождается одновременным отклонением стабилизатора. Все основные рулевые поверхности на самолете имеют дублированные гидравлические приводы.

На хвостовой балке располагается в горизонтальной плоскости трехлопастный рулевой винт изменяемого шага для продольного управления самолетом на режиме висения и переходных режимах. Хвостовая балка с винтом может складываться влево, чтобы предохранить конструкцию от повреждений во время погрузочно-разгрузочных работ.

Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовой опорой. Все опоры шасси снабжены сдвоенными колесами с пневматиками низкого давления. Носовая опора убирается, отклоняясь вперед. Колеса главных опор шасси убираются в фюзеляж и закрываются обтекателями. База шасси 6.6 м, колея 5,4 м.

Силовая установка состоит из четырех ТВД Дженерал Электрик T64-GE-1 взлетной мощностью по 2850 л.с., отличающихся малой удельной массой 0,114 кг/л.с. Двигатели установлены в гондолах под крылом, воздухозаборники снабжены фильтрами. ТВД обеспечивают привод четырех воздушных винтов и хвостового винта. В горизонтальном полете ТВД обеспечивают большую избыточную мощность, поэтому для привода винтов используются только два двигателя, на вертикальных режимах полета должны работать все четыре ТВД. Имеется вспомогательная силовая установка, размещенная в обтекателе правой главной стойки шасси.

Топливо содержится в двух топливных баках, впереди и за крылом, расходным является задний бак. Предусматривалась установка дополнительного бака в фюзеляже.

Воздушные винты изменяемого шага, четырехлопастные, конструкции фирмы «Гамильтон Стандарт». Диаметр винтов 4,72 м. Лопасти имеют симметричный профиль; изготовлены из стеклопластика со стальным лонжероном методом склейки. Лопасти рулевого винта аналогичной конструкции. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла потоком от винтов левая пара винтов вращается но часовой стрелке в направлении полета, а правая пара - против часовой стрелки.

Система трансмиссии, включающая соединительные валы, редукторы и муфты сцепления, соединяет все четыре двигателя с воздушными винтами и хвостовым винтом. Каждый воздушный винт имеет привод от отдельного двигателя, но все они связаны между собой общим синхронизирующим валом, проходящим в носке крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности между винтами; автоматическое отключение двигателя при выходе из строя выполняется с помощью муфты свободного хода. Два редуктора средних двигателей дополнительно снабжены муфтами сцепления, с помощью которых летчик может отсоединить эти двигатели в крейсерском полете, когда имеется избыточная мощность, или в аварийном случае. При отключении этих двигателей винты устанавливаются во флюгерное положение.

Управление самолетом в горизонтальном полете аналогично управлению обычным самолетом и осуществляется с помощью аэродинамических рулей, рулевой винт застопорен. При переходе из горизонтального на вертикальный режим полета продольное управление переключается от стабилизатора на рулевой винт, поперечное управление - от элеронов на систему дифференциального управления общим шагом винтов и элеронами, находящимися я потоке от винтов. Для обеспечения плавности перехода рабочие диапазоны систем управления на вертикальных и горизонтальных режимах полета перекрываются. Связь органов управления в кабине летчика с поверхностями управления при изменении угла отклонения крыла осуществляется автоматически с помощью механического интегрирующего устройства.

Дублированная стабилизирующая система обеспечивает стабилизацию самолета по крену, рысканью и тангажу, а также по высоте во время полета по приборам; на режиме висения и на переходных режимах система обеспечивает стабилизацию продольного и поперечного положения самолета и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, а также демпфирование рысканья и изменений высоты.

Гидравлическая система самолета состоит из пяти автономных систем, которые используются для запуска двигателей, в системе бустерного управления, в системе стабилизации, а также для привода целого ряда агрегатов и в качестве аварийной системы. Системы питания гидроусилителей дублируют друг друга. Гидравлические приводы используются для выпуска и убирания шасси, в системе механизации крыла, в механизмах складывания крыла и хвостового оперения.

Схема ХС-142А

Комплект электрооборудования самолета включает генератор переменного тока с постоянной частотой и генератор переменного тока с переменной частотой (последний используется для питания противообледенительной системы винтомоторной группы). Имеется дополнительный генератор переменного тока с постоянной частотой с приводом от вспомогательной силовой установки, который используется для наземной проверки агрегатов или замены в полете основных генераторов в случае их отказа. В аварийных условиях этот генератор должен обеспечивать обогрев переднего стекла кабины экипажа.

Характеристики СВВП ХС-142А

Размеры:

размах крыла 20,6 м

длина самолета 17,78 м

высота самолета 7,95 м

площадь крыла 49г65 м2

Двигатели 4 ТВД

Дженерал Электрик T-64-GE-6

взлетная мощность 4x2850 л.с. Массы и нагрузки: нормальная взлетная

при вертикальном взлете 17 000 кг максимальная при взлете

с разбегом 60 м 21 090 кг

пустого самолета 10 250 кг

топлива 2625 кг

нормальная платная нагрузка 3630 кг

максимальная платная нагрузка 5445 кг

удельная нагрузка на крыло 342 кгс/м2

на ометаемую площадь 243 кгс/м2 Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли 658 км/ч

на высоте 6100 м 693 км/ч

на высоте 6100 м 407 км/ч

статический потолок 1830 м

практический потолок 7620 м максимальная скороподъемность у земли 34,5 м/с радиус действия

при вертикальном взлете 370 км

перегоночная дальность 6100 км взлетная дистанция при взлете с разбегом с взлетной массой 18 120 кг 120 м посадочная дистанция при посадке с пробегом 200 м

This file was created with BookDesigner program bookdesigner@the-ebook.org 05.07.2010