sci_tech ref_ref ref_encyc Евгений Иванович Ружицкий Европейские самолеты вертикального взлета

Аннотация издательства: СВВП – один из самых современных типов самолетов. Из этой книги вы сможете узнать историю создания самолетов вертикального взлета, а также получить интересную информацию о разработках новых проектов и многочисленных исследованиях, проведенных в Германии, Великобритании и России на протяжении многих десятилетий. Книга расскажет об испытаниях и особенностях конструкций серийных, опытных и экспериментальных СВВП этих стран. Издание рассчитано на широкий крут как профессионалов, так и любителей авиации.

ru ru
Fiction Book Designer, FictionBook Editor Release 2.6 10.11.2010 FBD-24EF3F-76E1-7B44-F682-433D-F8EA-1A8DC3 1.0 Европейские самолеты вертикального взлета 2000

Евгений Иванович Ружицкий

Европейские самолеты вертикального взлета

Художник серии Н. Григорьева Редактор Е. Бухарина Компьютерная верстка Т. Шверина-Кашина Корректор И. Мокина

ООО «Издательство Астрель», 2000 ООО «Издательство ACT», 2000

Популярное издание Серия «Современная авиация»

Введение

Одним из важных достижений развития современной авиации в последнее время стало создание и внедрение в практическую эксплуатацию у нас и за рубежом вертикально взлетающих самолетов. В течение многих лет ведущие авиационные фирмы мира усиленно работали над созданием летательных аппаратов, которые могли бы совершать вертикальный взлет и посадку, подобно вертолетам, и летать с большой скоростью, подобно самолетам. Особенно в большом объеме работы над такими аппаратами проводились за рубежом, где они получили обозначения VTOL (Vertical Take-Off and Landing) Aircraft (летательные аппараты с вертикальным взлетом и посадкой), и по аналогии позже у нас АВВП (аппараты с вертикальным взлетом и посадкой) или СВВП (самолеты с вертикальным взлетом и посадкой), используемые в книге.

В связи с большим вниманием, которое уделяется развитию аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой, выделяемых за рубежом в специальные разделы VTOL во всех авиационных справочниках и авиационных журналах и даже в таблицах мировых рекордов, а также с проведением ряда международных конференций, посвященных развитию VTOL, и публикацией их трудов, представляется целесообразным в дополнение к опубликованным в издательстве «Виктория. ACT» в серии «Современная авиация» книгам «Истребители», «Бомбардировщики», «Вертолеты» и «Штурмовики и истребители-бомбардировщики» выпустить книгу «Вертикально взлетающие самолеты», в которой рассматриваются все построенные у нас и за рубежом экспериментальные, опытные и серийные вертикально взлетающие самолеты, а также наиболее интересные проекты таких самолетов. В книге не рассматриваются вертолеты, которые хотя и являются наиболее распространенными в мире аппаратами вертикального взлета и посадки, но уже давно выделились в самостоятельный класс летательных аппаратов, по которым опубликована обширная литература.

Предлагаемая книга является первым обобщающим справочным изданием по вертикально взлетающим самолетам. По установившейся для книг серии «Современная авиация» традиции в представленном издании приводятся сведения о конструкции вертикально взлетающих самолетов и их двигателей, систем управления и оборудования, а также о вооружении для военных самолетов. Кроме того, для каждого самолета приводятся сведения обо всех этапах его разработки, а для серийных самолетов – об их серийном производстве, поставках и обо всех разрабатывавшихся и построенных модификациях. Можно ожидать, что представленные в книге материалы по российским и зарубежным вертикально взлетающим самолетам с анализом их развития будут интересны не только для авиационных специалистов, но и для любителей авиации.

Проблема создания самолетов, обладающих возможностью совершать вертикальный взлет и посадку, сохраняет свою актуальность на протяжении многих десятилетий. Основное преимущество таких самолетов над обычными заключается в возможности их эксплуатации с небольших взлетно-посадочных площадок, по размерам лишь несколько превосходящих размеры самого самолета, благодаря чему может быть достигнуто существенное расширение областей применения гражданской и военной авиации.

Предполагается, что вертикально взлетающие самолеты смогут найти широкое применение в народном хозяйстве, например на авиалиниях малой протяженности, обеспечивая авиаперевозки между городами. При использовании на этих авиалиниях обычных самолетов, требующих для взлета и посадки больших аэродромов, последние приходится располагать далеко за городом, в результате чего время, затрачиваемое на сам полет, получается меньше времени, необходимого для поездки от города к аэродрому, а затем после полета – от аэродрома к городу. Если на таких авиалиниях будут использоваться вертикально взлетающие самолеты, то взлетно-посадочные площадки для них смогут располагаться в черте города, благодаря чему значительно сократится полное время, расходуемое на перелет из одного города в другой.

Особенно большое внимание уделяется развитию боевых вертикально взлетающих самолетов, которые могут базироваться на сравнительно малоподготовленных естественных площадках небольших размеров. Благодаря этому такие самолеты не нуждаются в больших аэродромах, которые легко могут быть выведены из строя современными разрушительными средствами большой мощности. Рассредоточение самолетов возле небольших взлетно-посадочных площадок позволяет обеспечивать лучшую их маскировку и уменьшает возможность их поражения. Такие площадки могут быстро оборудоваться вблизи районов боевых действий, позволяя обеспечить более оперативное использование фронтовой авиации в соответствии с темпами передвижения наземных войск и сократить время, необходимое для полета к цели и выполнения боевых заданий.

Вертикально взлетающие самолеты не следует рассматривать как конкурентов другого типа вертикально взлетающих аппаратов – вертолетов, нашедших широкое применение в народном хозяйстве и в вооруженных силах. Вертолеты незаменимы при использовании их в качестве «летающих кранов», для транспортировки грузов, для поисковых и спасательных операций, непосредственной боевой поддержки наземных войск, разведки, связи и других работ, где важнейшим требованием является возможность вертикального взлета и посадки и полета на режиме висения и второстепенным – большая скорость полета. Поэтому вертикально взлетающие самолеты, обладающие по сравнению с вертолетами значительно большей скоростью, не заменят, а дополнят вертолеты для тех областей применения, где возможность вертикального взлета и посадки должна сочетаться с большой скоростью полета.

Проблема создания самолетов с вертикальном взлетом и посадкой не нова, однако, как это часто бывает в технике, осуществление ее оказалось очень трудной задачей. Объясняется это тем, что вертикально взлетающие самолеты по сравнению с обычными отличаются более сложной конструкцией.

Основным их принципиальным отличием является использование силовой установки, обеспечивающей создание вертикальной тяги, превосходящей по величине взлетную массу самолета, то есть значительно большей, чем у обычных самолетов. Поэтому развитие вертикально взлетающих самолетов неразрывно связано с развитием двигателей и совершенствованием их характеристик.

Второй принципиальной особенностью вертикально взлетающих самолетов является необходимость в дополнительной системе управления, обеспечивающей управление самолетом на режимах вертикального взлета и посадки и переходных режимах, когда аэродинамические рули неэффективны. Поэтому развитие вертикально взлетающих самолетов потребовало проведения большой научно- исследовательской и экспериментальной работы, в процессе которой были решены многие сложные проблемы, связанные с особенностями их взлета и посадки и динамики их полета.

Развитие СВВП у нас и за рубежом нельзя рассматривать изолированно от развития самолетов с укороченным взлетом и посадкой, получивших обозначение СКВП, снабженных дополнительными подъемными двигателями или системами с отклонением потока газов двигателей или воздушного потока от винтов, а также различными системами увеличения подъемной силы крыла. СКВП по сравнению с СВВП отличаются более простой конструкцией и большей грузоподъемностью, а также более высокой экономичностью. Поэтому д^я улучшения характеристик СВВП стали осуществлять, когда это допускалось, взлет с коротким разбегом, но вертикальную посадку, а для самолетов, обладающих такими возможностями, стали использовать обозначения у нас СВВП/СКВП, а за рубежом V/STOL.

В Центральном аэрогидродинамическом институте (ЦАГИ) им. проф. Н. Е. Жуковского на протяжении многих лет велись перспективные исследования вертикально взлетающих самолетов различных типов и оценивались их возможные летно-технические характеристики. В научных отделениях ЦАГИ и его филиале (ГосНИЦ ЦАГИ) был выполнен большой объем научных и экспериментальных исследований, связанных с разработкой, постройкой и испытаниями вертикально взлетающих самолетов. Кроме того, в отделении научно-технической информации (ОНТИ) ЦАГИ был подготовлен и опубликован ряд обзоров по зарубежным вертикально взлетающим самолетам и систематически велось информационное обеспечение институтов и опытно-конструкторских бюро (ОКБ) справочными материалами по исследованиям и разработке СВВП за рубежом.

Настоящая книга подготовлена на основе работ по анализу и обобщению информации по зарубежным и отечественным СВВП, которые ведутся автором с 1953 г. в ОНТИ ЦАГИ. За это время с участием или под редакцией автора было подготовлено и издано более 20 обзоров о состоянии и перспективах развития СВВП и их силовых установок и систем управления, а также научные статьи о вертикально взлетающих самолетах в журнале «Техника воздушного флота» в 1955-1956 гг. и обзорные статьи в журнале «Вестник воздушного флота» (1957 г.) и других журналах. При участии автора в ОНТИ были подготовлены технические описания всех построенных за рубежом СВВП и краткий справочник «Вертикально взлетающие самолеты» (1964 г.).

Кроме того, автором систематически публиковались обзорные статьи по СВВП в научно-техническом бюллетене ОНТИ ЦАГИ «Техническая информация», а в еженедельном бюллетене оперативной информации ОНТИ ЦАГИ «Авиационная и ракетная техника» – рефераты о состоянии разработки СВВП и их летно-технических характеристиках. Параллельно автор участвовал в исследованиях различных схем СВВП и разработке ряда проектов СВВП с воздушными винтами в ЦАГИ и МАИ.

Основные проблемы развития СВВП были рассмотрены автором в изданных Оборонгизом книгах «Безаэродромная авиация» (1959 г.), переведенной в Болгарии, и «Воздушные вездеходы» (1964 г.), переведенной в Японии, и в статье «Авиация вертикального взлета», подготовленной совместно с начальником ЦАГИ генеральным конструктором В. М. Мясищевым и опубликованной в журнале «Наука и жизнь» (1964 г.), а также в ряде статей в ежегодниках Большой Советской Энциклопедии и других изданиях. Первые подобные книги по СВВП за рубежом были опубликованы в 1964 г.: в США книга «Аппараты с вертикальным взлетом и посадкой» (Vertical Take-Off and Landing Aircraft) ученого-аэ- родинамика Джона П. Кэм- пбелла (John P. Campbell) из НИЦ им. Лэнгли NASA и в Великобритании справочник «Вертикально взлетающие аппараты мира» (Vertical Flight Aircraft of the World) Ф. Г. Сварнборо (F.G. Swarn- borough); обе книги у нас не переводились. В последующие годы обобщающих книг по СВВП за рубежом не было, но сведения о них систематически публиковались в авиационных журналах и известных ежегодных справочниках «Джейнс» по авиации мира (Jane's all the World's Aircraft).

Собранные автором в течение 47 лет работы в ОНТИ ЦАГИ материалы по СВВП и проведенные их анализ и обобщение послужили основой для подготовки новых обобщающих изданий «Европейские самолеты вертикального взлета» и «Самолеты вертикального взлета США», в которых представлены описания более 50 построенных за рубежом и у нас СВВП и наиболее интересных их проектов.

Книги составлены по аналогии со справочниками, подготовленными автором и специалистами ОНТИ и известными авиационными справочниками «Джейнс». Все СВВП группируются в нем по странам и фирмам или ОКБ в алфавитном порядке. По каждому СВВП приводится его название и назначение, сведения о состоянии разработки и производстве с указанием времени начала разработки, завершения постройки, первого полета, поступления в эксплуатацию, серийного производства и всех модификациях. Приводится краткое описание конструкции СВВП, его силовой установки и основных агрегатов и систем, а также геометрические, массовые и летные характеристики, для каждого СВВП приводится его схема и фотографии, позволяющие получить представление о конструкции СВВП и его систем и об особенностях эксплуатации. При подготовке издания использованы отдельные материалы по разработке отечественных СВВП, содержащиеся в юбилейных справочных изданиях ОКБ им. Г. М. Бериева, А И. Микояна, М. Л. Миля, В. М. Мя- сищева, П. О. Сухого и А. С. Яковлева и в справочных изданиях «Авиастроение России» и «Морская авиация России», а также материалы научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского. Автор благодарит за помощь в подготовке справочника к изданию сотрудников ОНТИ ЦАГИ В. А. Бакурско- го, Е. М. Батурину, В. В. Беляева, М. А. Голованову, Г. Е. Даныпину, В. Е. Ильина, Г. Е. Калашникову, В. А. Каткова, И. В. Кудишина, Н. Ф. Лиликину, М. В. Муратова, М. В. Никольского, А И. Смолярова и М. В. Чернышеву, а также сотрудников ЦАГИ Н. О. Валуева и Б. Н. Фролищева, участвовавших в экспериментальных исследованиях СВВП, и Ю. В. Засыпки- на из ОКБ им. А. С. Яковлева. Ряд фотографий представлен С. А. Скрынниковым, которому автор выражает благодарность.

Особую признательность автор выражает директору ЦАГИ В. Г. Дмитриеву, руководившему в течение ряда лет разработкой СВВП в ОКБ им. А. С. Яковлева, и директору ГосНИЦ ЦАГИ А. Г. Мунину за поддержку при подготовке справочника и за содействие при его издании.

ВЕЛИКОБРИТАНИЯ

Роллс- Ройс/Шерт SC. 1

Экспериментальный СВВП с комбинированной силовой установкой

Первым построенным за рубежом летательным аппаратом, вертикально взлетающим и садящимся с использованием тяги ТРД, был летающий стенд фирмы «Роллс-Ройс», получивший за свой неуклюжий, явно не авиационный внешний вид ироничное название «Флаинг Бедстед» (Flying Bedsted), что в переводе с английского означает «летающая кровать». Стенд предназначался для изучения характеристик управляемости и устойчивости при вертикальном взлете и посадке с использованием тяги ТРД, а также для измерения тяги ТРД при полетах вблизи земли, получив обозначение TMR (Thrust Measuring Rig).

При разработке летающего стенда, начавшейся в 1953 г., не делалось попыток проектировать для него специальные двигатели. На стенде были использованы два серийных ТРД с центробежными компрессорами Роллс-Ройс «Нин» с тягой по 2 250 кгс. Двигатели были установлены на ферменном каркасе в горизонтальном положении один напротив другого. Сопла двигателей выходили в большой коллектор, где вытекающие из них газы поворачивались на 90° с помощью дефлекторов и вытекали вниз через три сопла.

Летающий стенд TMR «Флаинг Бедстед» фирмы «Роллс-Ройс»

Для стенда TMR впервые была разработана струйная система управления, использующая сжатый воздух от компрессоров двигателей. В передней и задней частях каркаса, а также по бокам укреплены четыре длинные трубы, соединенные с компрессорами двигателей и заканчивающиеся струйными рулями. Кресло летчика расположено в центре стенда над двигателями и снабжено обычными самолетными органами управления (ручка и педали), которые, воздействуя на клапаны системы струйного управления, регулируют перепускание сжатого воздуха из струйных рулей в виде изогнутых поворотных сопл, обеспечивая управление стенда. Для путевого управления струйные рули поворачиваются в горизонтальное положение (в разные стороны) и сила реакции вытекающего из них воздуха обеспечивает поворот аппарата вокруг вертикальной оси. Продольное управление обеспечивается истечением воздуха через одно или другое продольное сопло, повернутое вниз. Поперечное управление обеспечивается с помощью двух сопл на поперечных трубах или дросселированием одного из крайних выхлопных сопл.

Экспериментальный СВВП Шорт SC.1 с комбинированной силовой установкой из подъемных и маршевых ТРД

Топливные баки были расположены под двигателями. Шасси состояло из четырех телескопических стоек большой длины, снабженных самоориентирующимися небольшими колесами без протекторов.

При первых испытаниях стенд взлетал на привязи, допускавшей свободу перемещения в несколько метров; первый свободный полет состоялся 3 августа 1954 г. Во время испытаний стенд достигал высоты 30 м и скорости 25 км/ч; время полетов не превышало 10 минут.

Взлетная масса стенда составляла 3500 кг, а развиваемая двигателями тяга 4000 кг.

В декабре 1956 г. первый стенд разбился после более чем двух лет летных испытаний, летчик-испытатель спасся. К этому времени был построен второй стенд, совершивший первый полет 12 ноября 1956 г. Однако через год, 28 ноября 1957 г., стенд тоже разбился, летчик погиб.

Параллельно с испытаниями летающих стендов TMR фирма «Роллс-Ройс» с 1954 г. по инициативе ее научного руководителя доктора А. Гриффитса начала разработку специальных подъемных двигателей RB.108 с большой удельной тягой 8, а министерство снабжения Великобритании начало разработку программы вертикально взлетающих самолетов с комбинированной силовой установкой из двух типов двигателей: для вертикального взлета и горизонтального полета, обеспечивающих возможность совершать вертикальный взлет и посадку при обычном горизонтальном положении фюзеляжа. Министерством снабжения были разработаны требования ER.143 к экспериментальному СВВП с комбинированной силовой установкой с подъемными ТРД Роллс- Ройс RB.108 и в 1954 г. был заключен контракт с фирмой «Шорт» на постройку двух экспериментальных СВВП с ТРД RB. 108.

В декабре 1956 г. в Англии на аэродроме Белфаст были начаты наземные испытания и рулежки первого экспериментального реактивного вертикально взлетающего самолета Шорт SC.1, снабженного только подъемными двигателями. После их окончания, 2 апреля 1957 г., начались летные испытания, проходившие в три этапа. Во время первого этапа испытаний были оценены летные характеристики СВВП в горизонтальном полете; самолет совершал обычный взлет с разбегом и посадку с пробегом (летчик-испытатель Т. Брук-Смит). На втором этапе испытаний СВВП совершал вертикальный взлет и посадку, а также испыты- вался в полетах на режиме висения на привязи, для чего был построен специальный стенд. Первый вертикальный взлет на привязи был выполнен 26 мая 1958 г., первая вертикальная посадка – 6 октября 1958 г. на бетонированную ВПП, а первый свободный вертикальный взлет (без привязи) 25 октября 1958 г. В ноябре 1958 г. самолет впервые совершил вертикальную посадку на неподготовленную ВПП с травяным покрытием.

Проект вертикально взлетающего истребителя Шорт PD.56 с комбинированной силовой установкой

Летные испытания второго экспериментального СВВП SC.1 тоже только с подъемными ТРД начались 23 мая 1958 г. В 1960 г. на обоих СВВП были установлены маршевые ТРД RB.108 и усовершенствована струйная система управления. После завершения этих работ 6 апреля 1960 г. был произведен вертикальный взлет с переходом к горизонтальному полету и обратно к вертикальной посадке на втором экспериментальном самолете (летчики-испытатели Дж. Грин, А. Роберте и др.).

СВВП Шорт SC.1 демонстрировался на авиационной выставке в Фарнборо в 1960 г., а в 1961 г. – на авиационной выставке в Париже, совершив перелет через Ла-Манш. Оба СВВП SC.1 с 1961 г. использовались для оценки характеристик управляемости и устойчивости с системой автостабилизации по программе, рассчитанной до 1963 г. Однако 2 октября 1963 г. второй экспериментальный СВВП SC.1 потерпел катастрофу в 82-м испытательном полете. Самолет вошел в крен и сваливание из висения на высоте 9 – 15 м за 14 секунд до конца полета. Летчик Дж. Грин не успел катапультироваться и погиб. Самолет упал вверх колесами и разрушился. Катастрофа произошла из-за несовершенства системы автостабилизации (все три гироскопа выдали неправильное положение вертикали, по которому автостабилизатор направил самолет к земле).

Самолет был восстановлен и в июне 1966 г. были возобновлены его летные испытания на переходных режимах, после которых он в 1967 г. вместе с первым экспериментальным СВВП SC. 1 был передан на базу ВВС в Бедфорде, где они использовались до 1964 г. для исследования взлетно-посадочных характеристик СВВП и оценки устойчивости и управляемости.

Результаты летных испытаний экспериментального самолета Шорт SC.1 были использованы фирмой «Шорт» для разработки сверхзвукового вертикально взлетающего истребителя Шорт PD.56 с треугольным крылом и комбинированной силовой установкой, а также для исследований сверхзвукового пассажирского самолета по проекту А. Гриффитса с треугольным крылом и комбинированной силовой установкой из 24 подъемных ТРД в фюзеляже и 6 маршевых ТРД в гондолах.

Схема СВВП Шорт SC.1

Однако эти же испытания показали, что комбинированная силовая установка отличается большой конструктивной сложностью, имеет большой объем и массу и требует усовершенствованной системы стабилизации; кроме того, использование подъемных ТРД с большой скоростью и температурой вытекающих газов требует защиты ВПП и значительно усложняет эксплуатацию таких СВВП. Поэтому в более поздних проектах СВВП предлагалось использовать подъемные ТРДД с большой степенью двухкон- турности, отличающиеся меньшей скоростью и температурой вытекающих газов и разрабатывавшиеся фирмой «Роллс-Ройс».

Конструкция

Самолет выполнен по схеме моноплана с треугольным крылом,комбинированной силовой установкой из одного маршевого и четырех подъемных ТРД и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, имеет небольшое удлинение. В носовой части размещается кабина летчика с большим фонарем. В кабине было установлено катапультное кресло Мар- тин-Бейкер, позволяющее производить катапультирование летчика при малых высотах и скоростях полета.

Крыло треугольное сре- днерасположенное, двух- лонжеронной конструкции, угол стреловидности по передней кромке 54°, хорда крыла в корневой части 5,18 м, на концах 0,3 м, удлинение крыла 2,61, профиль NACA 0010. На крыле имеются элероны и элевоны с триммерами.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовой опорой. Главные опоры могут отклоняться с помощью гидравлической системы вперед и назад на 15° для лучшей центровки при вертикальной посадке. На каждой опоре установлены самоориентирующиеся сдвоенные колеса, на передней опоре размером 460x110 мм и давлением 7 кг/см2 на главных опорах размером 380x110 мм и давлением 5,6 кгс/см2

Силовая установка комбинированная, состоит из пяти ТРД Роллс-Ройс RB.108.

Четыре подъемных двигателя RB.108 установлены рядом, создавая вертикальную тягу. Благодаря такому расположению двигателей при выходе из строя одного из них не должен возникать большой дестабилизирующий момент. Маршевый двигатель RB.108 установлен в наклонном положении в хвостовой части фюзеляжа и создает необходимую для полета горизонтальную тягу. Воздухозаборники подъемных двигателей имеют спереди поднимающиеся створки, защищенные сеткой. Для маршевого двигателя используется щелевой воздухозаборник в основании киля.

Система управления. Для управления при вертикальном взлете и посадке, а также при малых скоростях полета, когда аэродинамические рули неэффективны, на самолете используется дополнительная струйная система управления. На концах крыльев, а также на носу и хвосте фюзеляжа установлены струйные рули в виде реактивных сопл, к которым подводится сжатый воздух, отбираемый от компрессоров всех пяти ТРД, с помощью системы кольцевания. При взлете и посадке до 10% воздуха отбирается от компрессоров ТРД и направляется через систему клапанов к реактивным соплам. Управление клапанами связано с ручкой управления и педалями в кабине летчика.

После вертикального взлета самолет с помощью автоматической системы управления переходит к горизонтальному полету с постепенным увеличением горизонтальной тяги и скорости полета, при этом крыло создает все большую подъемную силу; в это же время благодаря действию автоматической системы управления вертикальная тяга уменьшается гак, чтобы сохранилась неизменной полная составляющая подъемной силы крыла и вертикальной тяги.

Системы: гидравлическая система с давлением 175 кгс/см2 для привода систем управления и автостабилизации и тормозов. Пневматическая система с давлением 210 кгс/см2 обеспечивает управление наклоном подъемных двигателей. Электрическая система питается от электрогенераторов на двигателях и аккумуляторных батарей.

Оборудование стандартное, дополнительно установлено измерительное оборудование для летных испытаний.

Характеристика СВВП Шорт SC.1

Размеры:

размах крыла 7,16 м

длина самолета (с носовой штангой) 9,11 м

высота самолета 3,25 м

площадь крыла 19,65 м2

Двигатели:

подъемные 4 ТРД Роллс-Ройс RB. 108

взлетная тяга 4x966 кгс

маршевый 1 ТРД Роллс-Ройс RB. 108

взлетная тяга 966 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 3650 кг

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли 396 км/ч

максимальная скороподъемность 3,7 м/с

практический потолок 2440 м

максимальная дальность 240 км

Xoyкep-Сиддли Р.1127

Опытный вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик

Разработка семейства СВВП «Харриер» с одним подъемно-маршевым двигателем с отклоняемым вектором тяги началась в 1957 г., когда фирма «Хоукер-Сидд- ли» предложил а ВВС проект СВВП для использования его в качестве легкого штурмовика. Разработка СВВП велась под руководством главного конструктора фирмы «Хоукер-Сиддли» Сиднея Камма при активном участии фирмы «Бристоль Аэро Энджинз», которая предложила разработать для самолета подъемно- маршевый двигатель с двумя поворотными соплами BE.48 (схема вертикально взлетающего самолета с одним подъемно-маршевым двигателем с поворотными соплами была предложена за рубежом в 1956 г. французским авиаконструктором Мишелем Вибо).

Программа СВВП «Харриер» стала самой большой по числу построенных самолетов и по размаху научно- исследовательских и опытно-конструкторских работ. Разработка ее была связана не только с многими успехами, но и многими неудачами и потерями в авариях и катастрофах, как это часто бывает при развитии новых видов авиационной техники.

Принципиальная схема СВВП с подъемно-маршевым ТРДД с поворотными соплами

Первый экспериментальный СВВП Хоукер-Сиддли Р.1127 с ТРДД ВЕ.53 «Пегас» 2 с взлетной тягой 5200 кг

Вертикальный взлет второго экспериментального СВВП R1127

В первом проекте СВВП, получивший обозначение Р.1127, был двухместным, с одним ТРДД BE.52/53, имевшим два поворотных сопла. Осенью 1957 г. конфигурация СВВП была пересмотрена: самолет стал одноместным и для него был разработан новый вариант ТРДД BE.53 «Пегас» с четырьмя поворотными соплами.

В 1958 г. фирма «Хоукер-Сиддли» обратилась к правительству за финансовой поддержкой. Этому в значительной степени способствовало то, что требования к проекту СВВП Р. 1127 совпадали с требованиями НАТО MBR-3 (Military Basic Requirements) к легкому ударно-разведывательному вертикально взлетающему самолету, предлагавшемуся для замены итальянских самолетов Фиат G.91, состоящих на вооружении ВВС ряда стран НАТО. Интерес к проекту проявило также американское управление по обеспечению совместных программ разработки вооружения, которое оказало помощь в разработке двигателя BE.53. В июне 1958 г. с фирмами «Хоукер- Сиддли» и «Бристоль Аэро Энджинз», переименованной позже в «Бристоль Сиддли», было подписано соглашение о финансировании разработки и производства малой серии двигателей BE.53, причем США взяли на себя 75% общих затрат. Стендовые испытания опытного двигателя BE.53 «Пегас» 1 начались в сентябре 1959 г., и вскоре была достигнута тяга 4990 кг.

Одновременно продолжалась разработка СВВП Р. 1127, конфигурация которого еще раз была изменена. Фирма «Хоукер-Сиддли» изготовила несколько моделей самолета Р. 1127 (в масштабе 0,166) и передала их для испытаний в аэродинамической трубе в НИЦ им. Лэнгли NACA. Испытания проводились на всех режимах полета, а в феврале 1960 г. были впервые проведены испытания модели, соответствующие полету самолета по полному профилю (вертикальный взлет, переходный режим и вертикальная посадка).

Проектирование опытного СВВП Р. И27 было начато в 1958 г. под руководством ведущего конструктора Ральфа Хупера. В 1960 г. министерство авиации Великобритании заключило контракт на постройку двух, а позже еще четырех опытных СВВП для проведения оценочных испытаний в ВВС и флоте.

Первый опытный СВВП Р. 1127 был построен в июле 1960 г. с использованием опыта разработки и производства истребителя «Хан- тер», однако отличался от него усовершенствованной и облегченной конструкцией планера, относительная масса которого была уменьшена до 24% по сравнению с 33% у «Хантера». Первый полет СВВП Р. 1127 состоялся в лет- но-исследовательском центре фирмы «Хоукер-Сиддли» в Дансфилде 21 октября 1960 г. на привязи на высоте 0,5 м (первоначально установленный на самолете ТРДД Бри- столь-Сидлди ВЕ.53 «Пегас» 2 имел тягу 5 200 кгс), затем был выполнен ряд вертикальных взлетов и посадок,а 13 марта 1961 г. ведущим лет- чиком-испытателем фирмы «Хоукер» Биллом Бедфордом был совершен первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету. В 1962 г. на самолете был установлен новый двигатель «Пегас» 3 тягой 5900 кгс и летные испытания были продолжены, в феврале 1962 г. были совершены посадки самолета на палубу авианосца «Арк Ройял».

Позднее, в 1963 г., самолет демонстрировался на Парижской авиационной выставке, где совершил ряд полетов, однако в одном из полетов на режиме висения на высоте 9 м резко спикировал из-за самопроизвольного поворота сопел назад и был серьезно поврежден при посадке, летчик не пострадал.

Второй опытный самолет совершил первый полет 7 июля и первый переход 12 сентября 1961 г., в одном из полетов была достигнута скорость 998 км/ч на высоте 12 км, соответствующая числу М= 1,02, и максимальная перегрузка 6д; 14 декабря 1961 г. самолет потерпел аварию в полете на высоте 2400 м из-за отрыва левого переднего сопла ТРДД и разбился. Летчик Б. Бедфорд не смог выправить неуправляемый крен и катапультировался на высоте 60 м., чудом оставшись живым.

Третий опытный самолет совершил первый полет 5 апреля 1962 г., а в ноябре 1962 г. потерпел аварию из-за потери тяги двигателя при взлете. При посадке самолет был поврежден (летчик-испытатель X. Меревезен).

Четвертый самолет совершил первый полет 12 июля 1962 г. (летчики-испытатели Д. Симпсон и Д. Локспейсер). Особенностью его конструкции было использование резиновых надувных носков воздухозаборников. В сентябре 1962 г. четвертый и второй самолеты демонстрировались на авиационной выставке в Фарнборо, совершая вертикальный взлет и посадку и парный полет.

Пятый самолет совершил первый полет 24 февраля 1963 г., он имел улучшенные обводы фюзеляжа, обтекатели подкрыльных опор, стабилизатор с обратным поперечным V, был снабжен ТРДД, «Пегас» с тягой 6000 кгс.

Шестой самолет совершил первый полет 13 февраля 1964 г., был снабжен ТРДД «Пегас» 5 с увеличенной тягой – до 6180 кгс, имел удлиненный фюзеляж, стреловидное крыло большего размаха, воздушные тормоза, тормозной парашют. Пятый и шестой самолеты существенно отличались от первых четырех по конструкции, ставшей в дальнейшем характерной для всего семейства СВВП «Харриер» фирмы «Хоукер-С иддди ».

В 1961 г. была заказана вторая партия из девяти опытных самолетов Р. 1127 для проведения оценочных испытаний по совместной программе ВВС Великобритании, США и ФРГ. Первый из этих самолетов совершил первый полет 7 марта 1964 г., а в декабре 1964 г. была закончена постройка всех девяти опытных самолетов, получивших обозначение для ВВС Англии F (GA) Mk.I и название «Кестрел» в переводе на русский сокол-пустельга.

Весной 1962 г. между правительствами Великобритании, США и ФРГ было подписано соглашение о формировании многонациональных эскадрилий в соответствии с требованиями FGA.236, выработанными в НАТО. В результате была образована первая опытная эскадрилья из девяти самолетов «Кестрел», основное отличие которых от первых опытных самолетов состояло в использовании ТРДД «Пегас» 5 с тягой 6895 кг. В течение 1965 г. построенные девять СВВП «Кестрел» налетали 600 ч, выполняя различные боевые задачи, а к началу 1966 г. все 15 опытных самолетов налетали около 1000 ч. В 1966 г. шесть СВВП были временно переданы корпусу морской пехоты США, где под обозначением XV-6A прошли летные и эксплуатационные испытания. В 1966 г. ВВС Великобритании приняли решение на основе самолета «Кестрел» разработать усовершенствованный вариант «Харриер», который должен был использоваться в качестве самолета непосредственной поддержки войск (см. следующее описание).

Проект сверхзвукового вертикально взлетающего истребителя R1154

В 1961 г. фирма «Хоукер-Сиддли» под руководством конструкторов Ральфа Хупера и Джона Фозар- да начала исследования сверхзвуковых СВВП Р.1150 и Р. 1154 со скоростью, соответствующей числам М= 1,5- 1,7. Предпочтение было отдано проекту Р. 1154, на котором предполагалось установить подъемно-мар- шевый двигатель Бристоль Сиддли BS100 с тягой 14 000 кг на форсажном режиме: небольшие форсажные камеры должны были использоваться на задних поворотных соплах. Был построен макет самолета Р.1154, самолет должен был нести 900 кг вооружения (в основном ракетного) и иметь боевой радиус 460 км. На самолет предполагалось установить самое современные для того времени радиоэлектронное оборудование и навигационные системы, включая бортовые мини-ЭВМ.

В 1962 г. на заседании начальников штабов вооруженных сил стран – членов НАТО в Париже проект самолета Р. 1154 был рассмотрен и получил одобрение. По предварительной оценке, финансовые затраты на его разработку составили бы почти 750 млн. фунтов стерлингов. Было предложено разработать два варианта самолета: одноместный ударный маловысотный самолет (с возможностью использования в качестве перехватчика) для английских ВВС и двухместный всепогодный палубный перехватчик для ВМС. Однако вскоре ВМС Великобритании отдали предпочтении закупке палубных самолетов Макдоннелл-Дуглас F-4K «Фантом» и отказались от участия в финансировании проекта Р.1154. Затем возникли сложности с разработкой двигателя BS100 и, наконец, в октябре 1964 г., когда к власти в Великобритании пришла лейбористская партия, было произведено существенное сокращение военных программ, в число которых попал проект СВВП Р.1154.

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со стреловидным крылом, одним ТРДД с поворачивающимися соплами и велосипедным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции выполнен из легких сплавов. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор. В кабине установлено катапультное кресло фирмы «Мартин-Бей- кер» 6НА с ракетными двигателями, обеспечивающее возможность катапультирования при нулевой скорости и нулевой высоте полета.

Крыло высокорасположенное, с отрицательным поперечным V, стреловидностью 35° по передней кромке и большим сужением (2:1), относительное удлинение 3,34, задняя кромка прямая у первых опытных самолетов. Крыло снабжено элеронами и закрылками. На пятом и шестом опытных самолетах установлено стреловидное крыло с увеличенным размахом и большей площади, использованное затем на СВВП «Харриер».

Оперение стреловидное, однокилевое, с управляемым стабилизатором. Хвостовые секции поверхностей управления выполнены из обшивки с сотовым заполнителем. Стабилизатор имеет отрицательный угол поперечного V, равный -14°.

Шасси велосипедное, убирающееся, разработано фирмой «Даути». Основная опора шасси имеет два колеса, носовая опора с самоориентирующимся колесом снабжена системой управления при рулежке. На концах крыла имеются дополнительные опорные стойки, убирающиеся в полете.

Силовая установка состоит из одного подъемно- маршевого ТРДД, Бристоль- Сиддли BS.53 «Пегас», установленного в фюзеляже. Изменение направления вектора тяги осуществляется двумя парами поворотных стальных сопл, расположенных по бокам фюзеляжа. Поток воздуха за вентилятором разделяется; большая часть его вытекает через переднюю пару сопла – оставшаяся часть проходит через камеру сгорания и за турбиной вытекает через заднюю пару сопл. Сопла поворачиваются на 100° с помощью механической системы, включающей гидроусилители и цепную передачу. Для уменьшения эрозии почвы и предотвращения засасывания горячих газов запуск двигателя производится при отклоненных назад соплах. Компрессор и двухступенчатый вентилятор вращаются в противоположные стороны для устранения влияния гироскопического эффекта на режиме висения.

Воздухозаборники регулируемые, изменяемой геометрии, снабжены надувными резиновыми носками, заполняющимися воздухом при малых скоростях полета, когда площадь входного сечения должна быть большой, а кромки скругленными.

Топливо размещается в крыльевых и фюзеляжных топливных баках. Возможна установка подвесных топливных баков на подкрыльных пилонах.

Управление самолетом осуществляется при помощи обычных рулевых поверхностей на самолетных режимах полета и при помощи газодинамической системы управления с реактивными соплами, расположенными в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и на концах крыла. При вертикальном взлете и посадке при отклонении поворотных сопл ТРДД автоматически осуществляется подача воздуха к реактивным соплам для обеспечения управления самолетом при вертикальном взлете и посадке и переходном режиме полета.

В кабине летчика помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг управления поворотом сопл двигателей, расположенный рядом с рычагом управления подъемно-маршевым двигателем.

Переход от режима висения к горизонтальному полету осуществляется перемещением вперед рычага поворота сопл при полностью открытом дросселе. При этом увеличивается скорость полета. Уменьшение вертикальной составляющей тяги (вследствие отклонения вектора тяги вперед) компенсируется увеличением аэродинамической подъемной силы крыла. При переходе не нарушается устойчивость и управляемость самолета, сохраняется продольная балансировка, и траектория полета остается почти горизонтальной.

Для перехода от горизонтального полета к висению двигатель переводится на режим малого газа, а сопла поворачиваются немного вперед, обеспечивая торможение самолета. По мере уменьшения скорости полета подъемная сила крыла уменьшается, поэтому летчик постепенно увеличивает вертикальную тягу ТРДД. Снижение самолета производится с небольшой скоростью. Гидравлическая система управления была разработана специально для СВВП фирмой «Фейри» и обеспечивала управление элеронами и рулями, в систему управления которых был включен упрощенный одно- канальный автопилот.

Оборудование кабины летчика было выполнено таким же, как на истребителе Хоукер-Сиддли «Хантер»; основным отличием являлась установка рычага управления поворотом сопл подъемно-маршевого двигателя рядом с РУД.

Вооружение на опытных СВВП не использовалось, на первых четырех самолетах крыло не имело узлов подвески, на пятом и шестом самолетах с новым крылом предусматривалась установка узлов подвески вооружения и прицела фирмы «Ферранти».

Характеристика СВВП Р. 1127

Размеры:

размах крыла 7,42 м

длина самолета 12,55 м

высота самолета 3,12м

площадь крыла 17 м^

Двигатель: 1 ТРДД Бристоль-Сиддли

BS53 «Пегас» 5

максимальная тяга 8165 кгс

тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,11

Массы и нагрузки:

взлетная 7335 кг

удельная нагрузка на крыло 430 кг/м^

Летные данные не опубликованы

Хоукер- Сиддл и/Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.3

Вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик и разведчик

Вертикально взлетающий или с малой длиной разбега истребитель-бомбардировщик и разведчик Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.3 является развитием опытных самолетов Хоукер-Сиддли Р. 1127 и «Кестрел» и с 1969 г. состоит на вооружении ВВС Анг лии, став первым боевым СВВП за рубежом. СВВП «Харриер» GR.Mk.3 предназначен для поддержки наземных войск и фронтовой разведки, разработан как система оружия и приспособлен для автономных боевых действий в условиях рассредоточения. В 1966 г. ВВС Англии заказали первую партию из 78 одноместных истребителей-бомбардировщиков «Харриер» GR.Mk.I и 13 двухместных учебно-тренировочных самолетов «Харриер» Т.Мк.2, на базе которых был создан ряд модификаций.

Разработка СВВП «Харриер» (в переводе «Лунь») была начата в 1965 г. в соответствии с требованиями ВВС Англии, учитывающими опыт разработки опытного самолета «Кестрел» и проекта сверхзвукового истребителя-бомбардировщи- ка Р.1154. Требования предусматривали обеспечение высоких летных характеристик, не уступающих характеристикам обычных истребителей-бомбардировщиков, предназначенных для атаки наземных целей при непосредственной поддержке войск, в сочетании с максимальной независимостью от аэродромов. Последнее требование предусматривало как обязательное условие использование вертикального взлета или взлета с малой длиной разбега, а также применение шасси, обеспечивающего эксплуатацию с неподготовленных площадок и обслуживание собственными силами.

Для обеспечения эффективной эксплуатации СВВП «Харриер» было важно, чтобы дополнительные расходы, связанные с обеспечением вертикального взлета или взлета с малой длиной разбега, были приемлемыми. Поскольку мерой успеха боевого вылета является боевая эффективность, определяемая весом боевой нагрузки и точностью ее доставки, ставилась цель, чтобы в этом отношении СВВП «Харриер» не только не уступал обычным самолетам, но и имел перед ними преимущества. По сравнению с обычными самолетами СВВП «Харриер» может:

• рассредоточиваться на элементарно подготовленных взлетно-посадочных площадках вблизи районов боевых действий, что уменьшает поражаемость и сокращает время нанесения ответного удара;

• обеспечивать быстрые ответные действия, выполняя операции по поддержке наземных войск в районах боевых действий;

• доставлять большее количество вооружения за летный час при выполнении заданий по непосредственной поддержке.

Вертикально взлетающий истребитель и разведчик Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.1, базирующийся на грунтовой ВПП

Первый предсерийный СВВП «Харриер» GR.Mk.I совершил первый полет 31 августа 1966 г., первый серийный СВВП был построен в октябре 1967г., а первый полет состоялся 28 декабря 1967 г. В апреле 1969 г. в ВВС Англии была сформирована первая эскадрилья из 12 самолетов «Харриер» и началась их эксплуатация.

Всего фирмами «Бритиш Аэроспейс» и «Макдоннелл-Дуглас» были построены 351 СВВП «Харриер» и «Си Харриер» всех модификаций, а затем еще 395 СВВП «Харриер» II, состоящих на вооружении ВВС и ВМС Великобритании, корпуса морской пехоты США и ВМС Испании, Италии и Индии, хотя первоначально предполагалось, что будет построено около 2000 СВВП для замены самолетов «Хантер». Это было вызвано тем, что СВВП «Харриер» имели переразмеренную силовую установку массой 1600 кг. Несмотря на использование облегченной конструкции, относительная масса конструкции составляла 71%, а вся полезная нагрузка только 29%, что значительно ограничивало массу боевой нагрузки и боевой радиус.

В январе 1971 г. на СВВП «Харриер» GR.Mk.I А, пилотируемом командиром эскадрильи Т. Леки-Томпсо- ном, были установлены мировые рекорды в классе «VTOL»: после вертикального взлета самолет достиг высоты 9000 м за 1 мин 44,7 с и 12 000 м за 2 мин 22,7 с, был также установлен мировой рекорд высоты 14 040 м.

Производились следующие модификации:

«Харриер» GR.Mk.I с ТРДД «Пегас» 6 Мк. 1 (взлетная тяга 8620 кг), выпускались серийно в декабре 1967 – 1971 гг. для ВВС Великобритании, было построено шесть предсерийных и 78 серийных самолетов, позднее 50 самолетов были модифицированы в вариант GR.Mk.3;

Усовершенствованный СВВП «Харриер» GR.Mk.3

«Харриер» GR.Mk.3 усовершенствованный вариант GR.Mk.I с TP АД «Пегас» 6 Мк.102 (взлетная тяга 9070 кгс) выпускался серийно с января 1967 г. Всего было построено 120 самолетов «Харриер» GR.Mk.I и Мк.З для ВВС Великобритании;

«Харриер» Т.Мк.2 – двухместный учебно-трени- ровочный вариант с ТРДД «Пегас» 6 Мк.101, имеет удлиненный на 3,12 м фюзеляж. Первый полет состоялся в апреле 1969 г.;

«Харриер» Т.Мк.2А – вариант самолета Т.Мк.2 с ТРДД «Пегас» 6 Мк.102. Самолеты Т.Мк.2 и Т.Мк.2А выпускались серийно в 1969- 1972 гг. Всего было построено два предсерийных и 12 серийных СВВП для ВВС Великобритании, из которых 10 были позднее модифицированы в вариант Т.Мк.4;

«Харриер» Т.Мк.4 – двухместный учебно-тренировочный самолет с ТРДД «Пегас» 11 Мк. 103 (взлетная тяга 9750 кгс);

«Харриер» Мк.52 – двухместный самолет для демонстрационных полетов, подобен «Харриер» Т.Мк.4, построен в одном экземпляре;

AV-8A «Харриер» Мк.50 – вариант GR.Mk.3 для корпуса морской пехоты США. Первый серийный СВВП был построен в ноябре 1970 г. Поставлено 102 самолета, из которых 47 были модифицированы в усовершенствованный вариант AV-8C;

TAV-8A «Харриер» Мк.54 – двухместный учебно-тренировочный вариант корпуса морской пехоты США;

«Си Харриер» FRS.Mk.I – палубный СВВП для ВМС Великобритании, совершил первый полет 20 августа 1976 г., на вооружении с сентября 1979 г., поставлено 73 СВВП FRS.l Mk. 1 и Мк.2 для ВМС Великобритании, включая 4 двухместных учебно-тренировочных T.Mk.4N. СВВП «Си Харриер» FRS.1 базируются на трех авианесущих кораблях типа «Инвинсибл», на каждом из них размещается 5 СВВП FRS.1 и 9 вертолетов ПЛО «Си Кинг» (в военное время число СВВП может быть увеличено до 12-15). Для улучшения взлетных характеристик самолета и увеличения боевой нагрузки при взлете с корабля применяется короткий разбег с использованием трамплина «Ски Джамп» (с углом наклона 7-12°);

Посадка СВВП «Харриер» TAV-8A на палубу авианосца

AV-8S «Матадор» – вариант для ВМС Испании. Построено 12 самолетов «Харриер» Мк.50 (включая два двухместных TAV-8S), заказано еще 8, базируются на авианосцах «Дедало» и «Принсипе Астуриас»;

FRS.Mk.51 – палубный СВВП для ВМС Индии, заказавших 23 самолета, включая два двухместных Т.Мк.60. Поставленные СВВП базируются на авианосце «Викрант» и вертолетоносце «Гермес».

«Харриер» GR.Mk.5 – развитие самолетов GR.Mk.I и 3 с ТРДД «Пегас» Мк.105 с тягой 9750 кгс и усовершенствованным оборудованием, производился также для КМП США под обозначением AV-8B (см. «Международные программы»);

Двухместный тренировочный СВВП «Харриер» Т.Мк.2 при взлете с рампы «Ски Джамп»

Конструкция

Самолет выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым ТРДД и велосипедным шасси. Является развитием опытных СВВП Р. 1127 и «Кестрел».

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Силовой набор изготовлен из алюминиевых сплавов, стали и титана. Кабина экипажа одноместная, герметизирована, на учебно-тренировочных вариантах – двухместная. Катапультное кресло Мартин-Бейкср 9А Мк.2 обеспечивает покидание самолета на земле или в полете на режиме висения; возможно катапультирование сквозь остекление фонаря толщиной 8 мм. На самолетах AV-8S установлены катапультные кресла Стенсел SIIIS-3.

Крыло стреловидное кессонного типа, имеет три лонжерона и фрезерованную обшивку, на носке имеются запилы. Крыло имеет также два небольших аэродинамических гребня и 24 турбулизатора. Угол поперечного V= – 12°, угол установки 1°45'. Относительное удлинение крыла 3,175, сужение 0,336. Угол стреловидности по передней кромке 40°, по линии 1/4 хорд 34°. Корневая хорда крыла (по продольной оси самолета) 3,25 м, САХ 2,42 м. Относительная толщина профиля у корня 10%, на конце 3,3%. На концах крыла расположены обтекатели подкрыльных стоек шасси. Для перегоночных полетов к концам крыла крепятся законцовки, увеличивающие размах крыла на 1,34 м и площадь до 20,06 м 2 , Механизация крыла состоит из закрылков общей площадью 1,29 м 2 (хорда закрылка 0,447 м). Максимальный угол отклонения закрылков 50°.

Оперение. Горизонтальное оперение размахом 4,24 м, цельноповоротное, стреловидное, имеет небольшой излом по передней кромке. Угол стреловидности по линии 1/4 хорд 32°53', угол поперечного V = – 15°50'. Площадь оперения 4,42 м2 . Относительное удлинение 4,079. Диапазон углов отклонения от +11°15'до – 10°15'. Вертикальное oneрение имеет площадь 2,4 m z (площадь вертикального оперения на самолете Т.2 увеличена до 3,06 м 2 ). Угол стреловидности по линии 1/4 хорд 40°22'. Площадь руля направления 0,49 м2 .

Шасси велосипедного типа. Передняя опора самоориентирующаяся (угол поворота (45°), имеет одно колесо размером 0,66x0,2 м (давление в пневматике 6,33 кгс/см2 на самолете GR.Mk.3 и 7,03 кгс/см2 на самолете Т.Мк.2). Главная опора имеет масляно-воздушный амортизатор и спаренные колеса размером 0,68x0,2 м, давление в пневматиках 6,33 кгс/см2 (GR.Mk.3) и 6,68 кгс/см2 (Т.Мк.2). Подкрыльные опоры телескопические, имеют по одному колесу размером 0,32x0,16 м с давлением в пневматиках 6,68 кгс/см2 . Шасси снабжено дисковыми тормозами колес и автоматами скольжения, что позволяет эксплуатировать самолет с грунтовых ВПП.

Силовая установка. Подъемно-маршевый ТРДД «Пегас» 11 Мк. 103 установлен за кабиной экипажа; поворотные сопла расположены с боков фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые; общая площадь отверстий воздухозаборников 0,855 м2 . По периметру воздухозаборников имеются восемь створок, которые обеспечивают дополнительную подачу воздуха на вертикальных режимах полета. Все четыре сопла поворачиваются синхронно с помощью цепной передачи от двух пневмо- двигателей; максимальный угол поворота сопл 98,5°. Двигатель имеет трехступенчатый вентилятор, восьмиступенчатый компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатые турбины низкого и высокого давления. Степень двухконтурности двигателя 1,4, степень повышения давления 14. Масса сухого двигателя (без поворотных сопл) 1405 кг.

ТРДД Бристопь-Сиддпи «Пегас» с поворотными соплами

Топливная система. Топливо размещается в пяти фюзеляжных и двух крыльевых баках общей емкостью 2 870 л, под крылом возможна подвеска двух ПТБ по 455 л (для увеличения боевого радиуса) или по 1500 л (для перегоночных полетов). Возможна установка штанги топливоприемника для заправки топливом в полете.

Система управления. Для управления самолетом на крейсерском режиме служат элероны, цельноповоротный стабилизатор и руль направления. Проводка управления жесткого типа. Управление стабилизатором и элеронами осуществляется с помощью дублированных гидравлических механизмов. Управление рулем направления ручное. Для повышения маневренности в воздушном бою одновременно с отклонением аэродинамических поверхностей могут поворачиваться и сопла ТРДД.

Для управления на вертикальных режимах и на малых скоростях используется газодинамическая система управления (ГДСУ). Система состоит из пяти струйных рулей (два служат для продольного управления и установлены в носовой и хвостовой части самолета, один для путевого управления, размещенный в хвостовой части самолета, и два для поперечного управления, установленные на концах крыла) и системы трубопроводов. Воздух в ГДСУ отбирается от компрессора высокого давления, включение ГДСУ производится автоматически при повороте сопл двигателя на угол более 20°. Для согласованности работы ГДСУ и аэродинамических поверхностей управления между ними имеется механическая связь.

Системы. Гидравлическая сис тема дублированная, рабочее давление 210 кг/см2 , служит для привода поверхностей управления, шасси и воздушной турбины, используемой для привода аварийного гидронасоса.

Электрическая система включает генератор переменного тока мощностью 12 кВ/А и две аккумуляторные батареи напряжением 28 В и емкостью 25 А/ч.

Кислородная система имеет один баллон с жидким кислородом (емкость 5 л). Максимальный перепад давления в кабине 0,24 кгс/см2 .

Навигационное и электронное оборудование. На самолете установлены приемник КВ/УКВ фирмы «Плесси», запасной прием- пик УКВ, система TAC.AN фирмы «Хоффман» и система опознавания фирмы «Коссор». В подфюзеляжном киле установлены антенны радиовысотомера AN/APN-194. Самолет снабжен коллиматорным индикатором HUD фирмы «Смит», который связан с системой навигации и управления огнем Ферранти FE541, компасом Сперри C2G и ЭВМ обработки данных воздушной обстановки. Все самолеты «Харриер» GR.3 английских ВВС имеют лазерные целе- указатель и дальномер Ферранти 106, размещенные в удлиненном носовом обтекателе. В носовой части самолета возможна установка фотокамеры F.95 Мк.7.

Истребитель FRS.1 оснащен ИЛС Смит Индастрис HUDWAC, инерциально-допплеровской системой NAVHARS, в состав которой входит гировертикаль Ферранти HARS. Радионавигационное оборудование включает приемник системы «Такан» и УВЧ оборудование наведения по приводным маякам. Имеется система предупреждения о радиолокационном облучении. Радиосвязь осуществляется при помощи многоканального приемника-передатчика УВЧ/ОВЧ PTR-377.

Вооружение. Под фюзеляжем в съемных обтекателях установлены две пушки «Аден» калибром 30 мм

СВВП «Си Харриер» FRS.1 с вооружением из УР AMRAAM

Пуск НАР калибром 68 мм с СВВП «Харриер» GR.Mk.1

Характеристика СВВП «Харриер» GR.3

Размеры:

размах крыла 7,7 м

длина самолета 13,91м

высота самолета 3,43 м

площадь крыла 18,68 м2

Двигатели 1 ТРДД Роллс-Ройс

«Пегас» 11 Мк.103

взлетная тяга 9750 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная при

вертикальном взлете 8850 кг

при взлете с разбегом 11 400 кг

пустого снаряженного 5730 кг

запас топлива во внутренних баках 2295 кг

максимальная боевая нагрузка 2270 кг

Удельная нагрузка на крыло:

при вертикальном взлете 474 кгс/м2

при взлете с разбегом 610 кгс/м2

Летные данные:

максимальная скорость у земли 1175 км/ч

максимальное число М при пикировании 1,29

практический потолок 15 600 м

Боевой радиус: при вертикальном взлете и

боевой нагрузке 1360 кг 92 км

при взлете с разбегом длиной 180 м и боевой

нагрузке 2270 кг 230 км

Перегоночная дальность с подвесными топливными баками и перегоночными

законцовками крыла 3425 км

(боезапас по 300 снарядов).

Под крылом имеются четыре узла для подвески различного вооружения; два внутренних узла рассчитаны на нагрузку 910 кгс, а два внешних – на 295 кгс. Один подфюзеляжный узел рассчитан на нагрузку 454 кгс. На самолетах «Харриер» GR.3 и AV-8A под крылом могут устанавливаться УР AIM-9L «Сайдуиндер» или AMRAAM, могут подвешиваться до шести контейнеров Матра 115 или 116М с НАР калибром 68 мм, пять бомб калибром 454 кг, пять кассетных бомб, 10 контейнеров с дипольными отражателями. Индийские самолеты «Си Харриер» вместо УР «Сайдуиндер» могут оснащаться ракетами «Мажик» французского производства.

Вооружение самолета FRS.Mk.I и 2 дополнено усовершенствованными УР класса «воздух-воздух» средней дальности AIM-120 AMRAAM (возможна подвеска четырех ракет) и противорадиолокационными УР ALARM.

Боевое применение. Во время англо-аргентинского конфликта 1982 г. 28 истребителей «Си Харриер» FRS.1 на авианосцах «Инвиисибл» и «Гермес» были направлены в район фолклендских островов. Условия боевого применения истребителей были крайне тяжелыми, так как плохая видимость, сильное волнение и частые туманы затрудняли полеты.

Во время боевых действий истребители FRS.1 совершали круглосуточное боевое патрулирование совместно со штурмовиками «Харриер» английских ВВС и наносили удары по наземным целям (в этом случае штурмовики, оснащенные более совершенной прицельно-навигационной аппаратурой, выполняли роль лидера), совершали посадку на вертолетные площадки боевых и транспортных кораблей.

Боеготовность СВВП, совершивших в ходе боевых действий 2379 боевых вылетов, превысила 90%. В общей сложности истребители «Си Харриер» сбили 22 самолета противника. Ни один истребитель не был сбит в воздушном бою, однако два самолета было потеряно от огня зенитной артиллерии противника и четыре – в результате аварий.

ГЕРМАНИЯ

Проекты СВВП, разработанные во время второй мировой воины

Проект Хейнкель «Юлия»

Вертикально стартующий истребитель- перехватчик

Весной 1944 г. немецкому верховному командованию стало ясно, что возрастающим налетам бомбардировщиков союзников на промышленные центры «третьего рейха» невозможно противостоять обычными средствами ПВО. Поэтому рассматривались самые необычные и даже фантастические предложения по перехвату и уничтожению бомбардировочных соединений, из которых очень немногие оказались реально осуществимыми. Одним из таких предложений, которое обеспечивало возможность практической реализации, был проект дешевого вертикально стартующего ракетного истребителя-перехватчика. Такой способ взлета не требовал применения специальной системы управления, используемой на вертикально взлетающих самолетах, и в значительной степени был подготовлен опытом постройки и испытаний исследовательских ракет, запускаемых с помощью вертикальных направляющих.

Концепцию вертикально стартующего перехватчика впервые выдвинул известный конструктор ракетных двигателей и ракет Вернер фон Браун в меморандуме Техническому департаменту от 6 июля 1939 г. В. Браун предлагал самолет взлетной массой 5000 кг с одним ракетным двигателем тягой 10 тс. Самолет должен был взлетать вертикально с помощью направляющих длиной 6 м, боевая высота в 8000 м должна была набираться за 53 секунды. Хотя эта схема была отклонена как трудноосуществимая, но концепция была использована конструктором Эриком Бахемом, ставшим техническим директором фирмы «Герхард Физелер верке», для разработки двух проектов вертикально стартующих самолетов под обозначением Fi. 166. В одном из этих проектов, получившем название «Высотный охотник»-1, предлагалось использовать реактивный истребитель Мессершмитт Me.262, стартующий вертикально с помощью ракеты- разгонщика, обеспечивающей подъем самолета на высоту 12 км, где ракета-раз- гонщик отделялась и возвращалась на землю с помощью парашюта, а отделившийся самолет выполнял боевое задание. Во втором проекте предлагалось использовать модернизированный истребитель Мессершмитт BM09TL. Эти проекты также были отклонены, но позже, в 1944 г., получили развитие в работах фирмы «Хейнкель», предложившей проекты вертикально стартующих самолетов «Юлия» 1 и 2 с ЖРД «Вальтер» и стартовыми ракетными ускорителями.

Проект вертикально стартующего истребителя Хейнкель

Была начата разработка двух вариантов самолета «Юлия» 2 (проект Р-1077) с лежачим и обычным положением летчика и были проведены испытания их моделей. В сентябре 1944 г. была начата постройка полномасштабного макета и пяти опытных самолетов, прерванная поражением Германии. Причем макет был испытан в полете, буксируясь на тросе за самолетом. Самолет «Юлия» 2 имел прямое крыло малого удлинения и двухкилевое вертикальное оперение, вооружение должно было состоять из двух пушек калибром 30 мм по бокам фюзеляжа. Самолет должен был стартовать вертикально с помощью направляющих и после выполнения боевого задания совершать посадку на лыжное шасси.

Фирмой «Хейнкель» и другими фирмами в конце войны был разработан ряд интересных проектов вертикально взлетающих ис- требителей-перехватчиков и других СВВП.

Проект вертикально стартующего истребителя Хейнкель «Юлия»2

Проект Хейнкель «Игрек»

Вертикально взлетающий истребитель- перехватчик

В 1944 г. фирмой «Хейнкель» был разработан оригинальный проект вертикально взлетающего истребителя-перехватчика, получившего название «Игрек». Этот самолет, совершающий взлет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, должен был иметь Y-образное крыло, консоли которого располагались под углом 120°, и крестообразное оперение, на концах которого были установлены опоры шасси, в носовой части размещались кабина летчика и вооружение. Силовая установка должна была состоять из трех ПВРД, установленных на концах крыла, и ракетных двигателей, расположенных в хвостовой части фюзеляжа.

СВВП должен был вертикально взлетать, используя тягу ЖРД, и набирать высоту, разгоняясь до скорости, при которой включались ПВРД, а после выполнения боевого задания совершать вертикальную посадку. Этот явно амбициозный проект остался «бумажным», разработка его не вышла за рамки предложения концепции и предварительных исследований, поэтому какие-либо сведения о его конструкции и характеристиках отсутствуют.

Проект СВВП Хейнкель «Игрек»

Проект Хейнкель «Веспе»

Вертикально взлетающий истребитель- перехватчик

В 1944 г. на заводе фирмы «Хейнкель» в Вене был разработан проект вертикально взлетающего истребителя-перехватчика «Веспе» (оса), в котором было предложено использовать кольцевое крыло с установленным в нем воздушным винтом, приводимым ТВД. Истребитель должен был совершать взлет при вертикальном положении фюзеляжа, устанавливаемого на стоянке на трехопорном шасси, опоры которого размещались на концах оперения.

Кольцевое крыло диаметром 6,2 м и площадью 29,7 м2 крепилось к фюзеляжу с помощью трех профилированных поверхностей, расположенных под углом 120° друг к другу, причем верхняя поверхность располагалась вертикально, а две боковые были снабжены горизонтальными консолями, выступающими за кольцевое крыло.

Проект СВВП Хейнкель «Веспе»

Схема СВВП Хейнкель «Лерхе»

Стреловидное оперение имело нижнюю вертикальную поверхность, используемую как киль, и V-образный стабилизатор.

В носовой части размещалась одноместная кабина, в которой летчик располагался лежа, и вооружение, состоящее из двух автоматических пушек калибром 30 мм и боезапаса к ним.

Шестилопастный воздушный винт должен был приводиться от ТВД Даймлер-Бенц DBPTL 021 мощностью 2000 л.с., установленного в фюзеляже и создающего также реактивную тягу.

Истребитель должен был вертикально взлетать, затем, совершая горку, переходить к горизонтальному полету или набирать высоту и выполнять боевые задания. Для посадки истребитель при снижении с торможением постепенно должен был принимать вертикальное положение и, зависнув над посадочной площадкой, совершать вертикальную посадку.

Расчетная взлетная масса истребителя 2140 кг, длина фюзеляжа – 8 м, максимальная скорость – 800 км/ч.

На базе проекта «Оса» в начале 1945 г. был разработан проект истребителя- перехватчика с кольцевым крылом «Лерхе» (жаворонок), имеющего подобную компоновку, но снабженного двумя поршневыми двигателями Даймлер- Бснц BD605D мощностью по 2000 л.с., установленными в фюзеляже и приводящими соосные воздушные винты противоположного вращения, применение которых устраняло гироскопический эффект, затрудняющий управление самолетом.

Истребитель «Жаворонок» должен был иметь несколько большую длину, чем «Оса» (9,5 м) и большую взлетную массу. Летчик тоже должен был располагаться лежа, что должно было причинять неудобство при эксплуатации. Вооружение должно было состоять из двух автоматических пушек калибром 30 мм, максимальная скорость должна была составлять 800 км/ч.

Оба проекта остались нереализованными, но к схеме СВВП с кольцевым крылом и вертикальным положением фюзеляжа вернулись позже во Франции, где был разработан ряд проектов колеоптеров (СВВП с кольцевым крылом).

Проект Фокке- Вульф «Трибфлюгель»

Вертикально взлетающий истребитель

Ряд проектов боевых вертикально взлетающих самолетов был разработай в Германии во время второй мировой войны известным конст руктором Куртом Танком вместе с Д. Кюхеманом и X. Халиманом. Большинство СВВП должно было иметь вертикальное положение фюзеляжа при взлете и было предназначено для использования в качестве истребителей.

В проекте истребителя К. Танка, получившего название «Трибфлюгель» (крыло-воздушный винт), разработанном фирмой «Фокке-Вульф» в 1944 г., отсутствовало крыло. Самолет должен был вертикально взлетать и садиться при вертикальном положении фюзеляжа. Вертикальная тяга при взлете должна была создаваться трехлопастным несущим винтом диаметром 11,4 м с реактивным приводом. Привод винта во вращение осуществлялся с помощью ПВРД, установленных на концах лопастей. Для раскрутки несущего винта предполагалось использовать небольшие ЖРД «Вальтер».

Проект СВВП Фокке-Вульф «Трибфлюгель»

Схема СВВП Фокке- Вульф «Трибфлюгель»

После вертикального взлета самолет должен был переходить к горизонтальному полету, который должен был производиться с небольшим углом кабрирования тангажа так, чтобы винт работал на режиме косой обдувки и создавал кроме горизонтальной силы тяги также и необходимую подъемную силу (боковую силу на винте).

Управление самолетом должно было обеспечиваться с помощью аэродинамических рулей на крестообразном оперении. Летчик должен был располагаться в хорошо остекленной кабине в носовой части, где размещалось также вооружение (пулеметы и пушки) с боекомплектом, топливный бак находился в центральной части фюзеляжа.

Расчетные характеристики этого истребителя следующие: взлетная масса 5175 кг, масса пустого 3200 кг; максимальная эквивалентная мощность у земли 10 200 э.л.с., максимальная скороподъемность у земли 125 м/с, максимальная скорость у земли 1000 км/ч. Как видно из этих данных, в проекте истребителя была задана огромная энерговооруженность, недостижимая при использовании других двигателей, почти 2 л.с./кг, которая должна была обеспечивать не только высокую скороподъемность, но и большую скорость полета.

Вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке потребовало разработки специального шасси с одной главной и четырьмя вспомогательными опорами. Главная опора шасси размещалась в хвостовой части фюзеляжа, а выдвижные вспомогательные опоры в обтекателях на концах крестообразного оперения. Все опоры были снабжены самоориентирующимися колесами, обеспечивающими возможность рулежки.

Работа над проектом этого истребителя ограничилась не только стадией предварительного проектирования и экспериментальных исследований, но и подробной конструкторской разработкой. Из-за своей сложности и новизны, граничащей с фантастикой, проект остался нереализованным, однако многие использованные в нем технические идеи нашли свое отражение впоследствии в других проектах, разрабатывавшихся в Великобритании, США и Франции.

Проект Фокке- Ахгелис Fa-269

СВВП с поворотными винтами

Во время второй мировой войны в Германии также исследовались проекты вертикально взлетающих боевых и транспортных самолетов с поворотными винтами. Проект одного из таких самолетов, предложенный конструкторами вертолетов Генрихом Фок- ке и Антоном Флеттнером и получивший обозначение Fa-269, разрабатывался фирмой «Фокке-Ахгелис». СВВП был выполнен по схеме моноплана с прямым сре- днерасположенным крылом и одним поршневым двигателем, установленным в фюзеляже. Он должен был иметь толкающие воздушные винты, приводимые с помощью трансмиссии. Винты должны были отклоняться перед взлетом и посадкой вниз под крыло, благодаря чему на этих режимах они могли создавать вертикальную тягу. Предполагалось использовать трехлопастные винты, которые должны были иметь большой диаметр, поэтому для отклонения винтов вниз требовалось трехопорное шасси с длинными стойками. Проект остался нереализованным. Была построена только демонстрационная модель. Следует отметить, что подобная система отклонения винтов на небольшой угол была впоследствии использована для уменьшения длины разбега и пробега на самолете Дорнье Do.28.

Проект СВВП с поворотным крылом и винтами Р. 1003 был также разработан в 1938 г. конструкторами Рорбахом и Симоном фирмы «Вессерфлюг». СВВП был выполнен по схеме моноплана с высокорасположенным крылом, консоли которого с гондолами и винтами могли поворачиваться на 90°. Проект остался нереализованным, но такая схема СВВП была позже использована в других проектах.

Проект СВВП Фокке-Ахгелис Fa-269

Проект СВВП Р.1003

Бахем Ва.349 «Наттер»

Вертикально стартующий истребитель- перехватчик

Больший успех сопутствовал работам Э. Бахема. Когда весной 1944 г. в Германии были разработаны требования к небольшому дешевому истребителю объектовой ПВО, Э. Бахем, который продолжал сотрудничать с В. Брауном и следил за работами над ракетными двигателями в Пене- мюнде, предложил свой проект под обозначением BP.20 «Наттер» (гадюка). К проекту «Наттера» непосредственный интерес проявил рейхсканцлер Г. Гиммлер, пообещав личную поддержку и придав ему высочайший приоритет. В августе 1944 г. в рамках «срочной программы истребителя» начались работы над проектом BP.20.

Вертикально стартующий истребитель Бахем Ва.349 «Наттер» в Смитсонианском национальном аэрокосмическом музее в Вашингтоне

Первоначальная конфигурация самолета «Каттер» отвечала такой схеме атаки: после применения бортового оружия из неуправляемых ракет пилот затем должен был использовать оставшуюся кинетическую энергию самолета для набора высоты с последующим пикированием на цель и ее тараном. Непосредственно перед столкновением пилот должен был катапультироваться, а хвостовая часть самолета с двигателем должна была приземляться на парашюте, что позволило бы ее снова использовать.

Параллельно с разработкой и уточнением конструкции проводились испытания в аэродинамической трубе в Брауншвейге, в которых исследовались характеристики самолета до скорости М = 0,95.

Была заказана первая партия из 50 опытных самолетов, получивших обозначение Ва.349; сборка первых самолетов была закончена за три месяца, прошедших с момента начала работ. Первый планирующий полет был совершен под Нюрнбергом в ноябре 1944 г. Самолет Ва.349, имевший взлетную массу 1700 кг, был поднят на высоту 6000 м самолетом-буксировщиком Не-111 и отцеплен. Летчик- испытатель отмечал, что устойчивость самолета Ва.349 была в норме, управление было простым и эффективным на всех скоростях от 200 до 680 км/ч. Первая попытка беспилотного вертикального старта была предпринята 18 декабря 1944 г. Самолет был оснащен четырьмя ракетными ускорителями «Шмиддииг». Испытания закончились неудачей – самолет даже не сошел с направляющих. Через четыре дня при старте самолет сошел с направляющих и набрал высоту.

Затем были успешно проведены еще 10 стартов беспилотных Ва.349, хотя выяснилось, что скорость перед сбросом ускорителей оказалась недостаточной для нормальной работы рулей, поэтому их хорда была увеличена в два раза, нижняя часть киля была укорочена, а верхняя – удлинена. Были установлены и охлаждаемые водой газовые рули, которые работали 30 с при разгоне до нормальной скорости полета.

Первый полет самолета с ЖРД «Вальтер» А-1 производился с манекеном в кабине. Самолет Ва.349 был запущен успешно, на заданной высоте носовая часть и двигатель отделились, а манекен и двигатель были спасены с помощью парашютов. Результаты испытаний произвели впечатление на руководство, потребовавшее немедленно провести испытания с пилотом; 28 февраля обер-лейтенант Лотар Зиберт, добровольно согласившийся на подобные испытания, стартовал на Ва.349. Самолет набрал высоту 500 м, после чего фонарь кабины самопроизвольно открылся. Самолет перевернулся через хвост на высоте 1500 м, спикировал к земле и взорвался, летчик погиб.

Направляющие для вертикального старта истребителя «Наттер» с площадкой сверху для входа летчика в кабину

Несмотря на катастрофу, нашлись другие добровольцы и были проведены три успешных пилотируемых полета, а самолет был передан для войсковых испытаний. На перехватчике решили установить ЖРД «Вальтер»-509С-1, имевший дополнительную «крейсерскую» камеру сгорания, что потребовало переделки задней части фюзеляжа. Была увеличена и высота фюзеляжа, чтобы разместить две 30-мм пушки в качестве альтернативного вооружения ракетам. Стартовые ускорители были передвинуты несколько назад. Была предусмотрена возможность замены четырех ускорителей на два тягой до 1000 кгс.

Самолет получил обозначение Ва.349В и стал сразу серийным самолетом. Продолжительность полета должна была возрасти до 4,36 мин при скорости 790 км/ч на высоте 3000 м, по сравнению с 2,23 мин для первой серии. При этом взлетная масса самолета стала больше на 58 кг. Было построено только три самолета Ва.349, но лишь один из них поднялся в воздух, причем со старыми стартовыми ускорителями.

Всего успели построить 36 самолетов «Наттер», а испытать 25, причем только 7 в пилотируемом полете. В апреле 1945 г. 10 самолетов «Наттер» были размещены под Штудтгартом для отражения налетов американских бомбардировщиков, но вступить в бой им не пришлось. «Наттеры» и их пусковые установки были уничтожены собственными расчетами. Сохранился один самолет, который находится в Смитсонианском национальном аэрокосмическом музее в Вашингтоне.

Компоновочная схема самолета «Наттер»

Конструкция

Самолет выполнен по схеме моноплана с одним ЖРД и не имеет шасси, взлетает вертикально с направляющих с помощью стартовых ускорителей. Конструкция самолета цельнодеревянная, металл использовался только для органов управления, шарниров и узлов крепления.

Фюзеляж имел полумо- иококовую конструкцию круглого сечения с одноместной кабиной в носовой части. Особое внимание уделялось обеспечению защиты пилота. Перед пилотом располагалась бронированная перегородка, имевшая вырезы под педали управления, которые располагались по бокам сот. С боков пилота прикрывала броня типа «сэндвич». Сзади была бронепе- регородка, отделявшая пилота от топливных баков. Сразу за задней перегородкой кабины размещались два топливных бака: бак над лонжероном крыла вмещал 440 л топлива, а под лонжероном – 190 л.

Крыло прямое, неразрезное, имело лонжерон, проходивший от одной консоли к другой через фюзеляжные топливные баки. Крыло имело симметричный профиль с относительной толщиной 12% на 50% хорды. Механизация на крыле отсутствовала. Крыло и оперение имели в плане прямоугольную форму и максимально простую конструкцию.

Оперение крестообразное с несущим стабилизатором. Управление осуществлялось рулевыми поверхностями, которые составляли часть хвостового оперения.

Силовая установка состояла из одного,ЖРД «Вальтер» 509С-1 тягой 2000 кгс и четырех стартовых ускорителей тягой по 500 кгс.

Оборудование кабины было «спартанским» и включало простейшие пилотажные приборы и кольцевой прицел с мушкой на фюзеляже.

Вооружение размещалось в носовой части со сбрасываемым обтекателем из шестигранных труб для ракет Хеншель Hs.217 «Фен» калибром 73 мм или четырехгранных для 55-мм ракет R4M, в которых размещалось от 20 до 33 ракет.

Характеристика самолета Ва.349В-1 «Наттер»

Размеры:

размах крыла 4 м

длина самолета г о м

высота самолета 0 0 , 2,24 м

площадь крыла 4 5 м2

Двигатели

1 ЖРД «Вальтер» стартовые РДТТ HWK509C-1

взлетная тяга 2000 кгс 4x500 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная (с ускорителями) 2 234 кг

без ускорителей 1770 кг

пустого «80 кг

Летные данные:

максимальная скорость

на высоте 5000 м 990 км/ч

крейсерская скорость 790 км/ч

максимальная скороподъемность 190 м/с

дальность полета: на высоте 6000 м 55 км

на высоте 10 000 м 40 км

Продолжительность полета:

на высоте 6000 м 4,13 мин

на высоте 9000 м 3,15 мин

Вооружение 24 73-мм ракеты «Шторм»

или 33 55-мм R4M; или две 30-мм пушки МК. 108 с 30 снарядами на ствол

Эксплуатация. Для запуска самолет Ва.349 устанавливался на вертикальных направляющих длиной 25 м. Законцовки крыла и нижней части киля были усилены для движения по направляющим. Направляющие могли отклоняться в горизонтальное положение для заправки самолета. Тяга маршевого двигателя была меньше нужной для обеспечения вертикального взлета, поэтому предусматривалось использование четырех твердотопливных ракетных ускорителей «Шмиддинг», работающих 10 с и затем сбрасывающихся. При старте ускорение не должно было превышать 2,2 д, тем не менее во избежание потери управления рули блокировались перед стартом в позиции, обеспечивающей сход с направляющих в нужную сторону. После старта на высоте 170 – 200 м сбрасывались ускорители и включался автопилот, управляемый по радио с земли.

В 1,5 – 3 км от цели летчик должен был отключить автопилот, сбросить носовой обтекатель, сблизиться с целью и пустить все ракеты одним залпом. Так как задачей летчика было только направить самолет на цель, планировалось использовать летчиков без особой специальной подготовки – только инструктаж на земле. После выполнения атаки летчик отстегивал ремни, отсоединял штурвал и сбрасывал носовую часть фюзеляжа. Она отбрасывалась вместе с лобовым остеклением, передней перегородкой и приборной доской. Одновременно открывался парашют хвостовой части фюзеляжа. Последующее торможение откидывало летчика вперед от самолета, после чего он открывал свой парашют.

Дорнье Do. 31

Экспериментальный военно- транспортный СВВП

В I960 г. фирмой «Дорнье» по заказу министерства обороны ФРГ в условиях строгой секретности была начата разработка проекта тактического военно-транспортного вертикально взлетающего самолета Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно- маршевых и подъемных двигателей. Проектирование самолета осуществлялось фирмой «Дорнье» совместно с фирмами «Гамбургер Флюгцойгбау», «Везер» и «Фокке-Вульф», которые в 1963 г. объединились в единую авиационную фирму под названием WFV. Проект самолета Do.31 являлся частью программы ФРГ по разработке транспортных вертикально взлетающих самолетов, в которой были учтены и переработаны ТТТ NATO MBR-4 к военно- транспортному СВВП.

В 1963 г. при поддержке министерств обороны ФРГ и Великобритании был заключен договор сроком на два года об участии в проектировании самолета английской фирмы «Хоукер Сиддли», имеющей большой опыт разработки СВВП «Харриер», однако по истечении срока действия договора, в 1965 г., он не был возобновлен из-за того, что фирма «Хоукер Сиддли» начала разрабатывать собственные проекты. В связи с этим фирма «Дорнье» пыталась привлечь к работе по проектированию и постройке самолета Do.31 американские фирмы, а затем договорилась о совместных исследованиях с NASA.

Для определения оптимальной схемы вертикально взлетающего транспортного самолета фирмой «Дорнье» было проведено сравнение вертикально взлетающих аппаратов трех типов: самолета с подъемно-маршевыми ТРДД, самолета с поворотными винтами и вертолета. В качестве исходного задания была принята перевозка платной нагрузки 3 т на расстояние 500 км и воз- | вращение на базу. Исследования показали, что вертикально взлетающий самолет с подъемно-маршевыми ТРДД обладает рядом преимуществ в сравнении с двумя другими типами аппаратов. Фирмой «Дорнье» были проделаны также расчеты по выбору оптимальной схемы силовой установки.

Проектированию самолета Do. 31 предшествовали обширные испытания моделей, которые проводились в ФРГ – в Штуттгарте и Гет- тингене и в США – в NASA. Первые модели самолета не имели гондол с подъемными ТРД, так как предполагалось, что силовая установка самолета будет состоять лишь из двух подъемно- маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.100 с тягой по 16 ООО кгс с форсажем в контуре вентилятора. В NASA в НИЦ им. Лэнгли в 1963 г. были проведены испытания в аэродинамических трубах моделей самолета и отдельных элементов его конструкции. Позже были проведены испытания летающей модели в свободном полете.

В результате этих исследований был разработан окончательный вариант самолета Do.31 с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Для исследования устойчивости и управляемости самолета с комбинированной силовой установкой на режиме ви- сения фирмой «Дорнье» был создан экспериментальный летающий стенд ферменной конструкции крестообразной формы в плане. Силовая установка стенда состояла из четырех ТРД Роллс-Ройс RB.108, установленных вертикально на поперечной ферме. Внутренняя пара ТРД была установлена неподвижно, развивая тягу по 1000 кг каждый. Внешняя пара могла дифференциально отклоняться на угол ±6° относительно поперечной оси, обеспечивая путевое управление. Внешние ТРД создавали тягу по 730 кг, остающийся запас тяги использовался для поперечного управления стендом. Продольное управление стендом осуществлялось с помощью струйной системы, а поперечное управление – дифференциальным изменением тяги внешних ТРД.

Летающий стенд фирмы «Дорнье»

Стенд имел габариты самолета Do.31 и взлетную массу 2800 кг. При испытаниях двигатели развивали суммарную тягу 3000 кгс, что обеспечивало тяговооруженность 1,07. К концу 1965 г. на стенде было совершено 247 полетов. Исследования системы управления и стабилизации проводились на другом стенде, установленном на шарнирной опоре, допускающей угловые перемещения относительно трех осей.

Для испытаний конструкции, проверки надежности систем самолета и отработки техники его пилотирования был разработан экспериментальный самолет, получивший обозначение Do.31E. Министерством обороны ФРГ было заказано три самолета, два из которых были предназначены для летных испытаний, а третий – для статических испытаний.

В ноябре 1965 г. была завершена постройка первого экспериментального самолета D0.31E1, который совершил первый полет 10 февраля 1967 г. с обычным взлетом и посадкой, так как подъемные ТРД на самолет не были установлены. Второй экспериментальный самолет Do.31E2 использовался для наземных испытаний, а третий экспериментальный самолет Do.31E3, имевший полный комплект двигателей, совершил первый полет с вертикальным взлетом 14 июля 1967 г., и полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертигальной посадкой 16 и 21 декабря 1967 г.

Экспериментальный самолет несколько отличался от разработанного варианта самолета, имея крыло меньшего, чем у серийного варианта уддинения › фюзеляж круглого поперечного сечения и стабилизатор, расположенный на середине киля.

В 1968 г. третий экспериментальный СВВП Do.31E3 впервые демонстрировался на международной авиационной выставке в Ганновере, где привлек внимание американских и английских фирм, заинтересовавшихся возможностями его военного и гражданского применения. Интерес к СВВП Do.31 проявила и NASA, оказав финансовую помощь в проведении летных испытаний для исследования оптимальных траекторий захода на посадку СВВП.

В 1969 г. экспериментальный СВВП Do.31E3 успешно демонстрировался на авиакосмическом салоне в Париже, совершив 27 мая перелет из Мюнхена в Париж, в котором были установлены три мировых рекорда для СВВП: скорости – 513,962 км/ч, высоты – 9100 м и дальности – 681 км. К середине 1969 г. на СВВП Do.31E было совершено 200 полетов, в которых было выполнено 110 вертикальных взлетов с переходом к горизонтальному полету.

В апреле 1970 г. экспериментальный СВВП Do.31E3 совершил последний полет, так как финансирование его программы было прекращено, несмотря на успешное, а главное безаварийное проведение летных испытаний. Общая стоимость затрат на программу Do.31, начиная с 1962 г., превысила 200 млн. марок.

Фирмой «Дорнье» были разработаны на базе СВВП Do.31 Е проекты усовершенствованных и более грузоподъемных военно-транспортных СВВП Do.31-25, у которых число подъемных двигателей в гондолах было увеличено сначала до 10, а затем до 12, а также проект СВВП Do.131В с 14 подъемными ТРД.

Экспериментальный транспортный СВВП Дорнье Do.31 Е

Разработан был также проект гражданского СВВП Do.231 с двумя подъем- номаршевыми ТРДД, Роллс- Ройс RB.220 с тягой по 10 850 кгс и 12 подъемными ТРДД Роллс-Ройс RB.202 с тягой по 5935 кгс и увеличенной степенью двухкон- турности до 9,5 для уменьшения температуры газа и уровня шума, из которых восемь располагались по четыре в гондолах и четыре по два в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Расчетная взлетная масса СВВП 59 т при платной нагрузке 10 т. Предполагалось, что СВВП сможет перевозить 100 пассажиров с максимальной крейсерской скоростью 900 км/ч на расстояние 1000 км.

Подобные проекты пассажирских СВВП VC.180 и VC.181 были разработаны другой фирмой «Ферайниг- те Флюгтехнише Верке» (VFW). Их силовая установка состояла из четырех маршевых ТРДД и 10-12 подъемных ТРДД RB.202, которые должны были или размещаться в отдельных гондолах (на VC.180), или выдвигаться из нижней части фюзеляжа (на VC.181). Оба проекта являлись развитием более ранних проектов СВВП FW-260 и FW-300 фирмы «Фокке-Вульф» с подъемными ТРД.

Ряд проектов пассажирских СВВП с комбинированной силовой установкой с подъемными ТРДД был разработан и английскими фирмами. Среди них наиболее интересным был проект СВВП HS.141 фирмы «Хоукер Сиддли», разрабатывавшийся с 1970 г. и предлагавшийся для использования на авиалиниях малой протяженности в 80-х годах. СВВП был рассчитан на перевозку 100 пассажиров со скоростью 900 км/ч на расстояние 670 км при вертикальном взлете и посадке. Силовая установка СВВП должна была состоять из двух маршевых ТРДД тягой по 12 250 кгс в гондолах и 12 подъемных ТРДД тягой по 4950 кгс в обтекателях по бокам фюзеляжа.

Конструкция

Самолет выполнен по схеме моноплана с комбинированной силовой установкой из двух подъемно- маршевых ТРДД и восьми подъемных ТРД и снабжен трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок с круглым поперечным сечением диаметром 3,2 м. В носовой части расположена двухместная кабина экипажа, за ней грузовая кабина размером 9,2x2,75x2,2 м и объемом 50 м^. В кабине может размещаться 36 десант- ников на откидывающихся сиденьях или 24 раненых на носилках. В хвостовой части расположен грузовой люк с погрузочной рампой.

Летные испытания СВВП Do.31 Е

Крыло верхнерасположенное, прямое, неразрезное, трехлонжеронной конструкции. Профиль крыла в корневой части NACA 64 (А412) – 412,5, на конце крыла – NACA 64 (А412) – 410. Двухсекционные элероны-закрылки расположены между гондолами ТРДД и ТРД с каждой стороны крыла и отклоняются на ±25°, а обычные закрылки расположены между фюзеляжем и гондолами ТРДД. Элероны- закрылки и закрылки имеют гидравлический привод, триммеры отсутствуют. Хвостовое оперение стреловидное, со стабилизатором размахом 8 м и площадью 16,4 м 2 , расположенным на киле. Киль площадью 15,4 м 2 имеет угол стреловидности 40° по 1/4 хорд, угол стреловидности стабилизатора по передней кромке составляет 15°. Руль высоты состоит из четырех секций, каждая из которых имеет отдельный гидравлический привод. Руль направления состоит из двух секций с отдельным гидравлическим приводом.

Проект пассажирского СВВП Дорнье Do.231 с подъемно-маршевыми и подъемными ТРДД

Проект пассажирского СВВП Хоукер-Сиддли HS.141

Шасси трехопорное, убирающееся, имеет сдвоенные колеса на каждой стойке. Главные опоры убираются назад в гондолы подъемно-маршевых двигателей. Носовая опора управляемая самоориентирующаяся также убирается назад. Амортизаторы масля- но-пневматические. Все опоры снабжены пневма- тиками низкого давления. База шасси 8,6 м, колея – 7,5 м.

Силовая установка комбинированная: два подъемно-маршевых ТРДД Бристоль Сиддли BS.53 «Пегас» 5-2 с поворотными соплами тягой по 7000 кгс установлены в гондолах под крылом. Воздухозаборники осевые нерегулируемые. Двигатели имеют по четыре поворотных сопла. Диаметр двигателя 1,22 м, длина 2,51 м, масса сухого 1260 кг.

Восемь подъемных ТРД Роллс-Ройс RB. 162-4 тягой по 2000 кгс установлены по четыре в двух гондолах на концах крыла. Двигатели снабжены соплами с дефлекторами, которые могут отклонять поток газов на 15° вперед или назад, и имеют общие воздухозаборники с открывающимися створками в гондолах. Длина двигателя 1,315 м, диаметр 0,66 м, масса сухого 125 кг.

Топливная система. Топливо размещается в пяти баках общей емкостью 8000 л, расположенных в крыле. Подача топлива в двигатели производится из центрального бака, в который топливо поступает из остальных баков.

Система управления. В горизонтальном полете используются обычные аэродинамические рули. На режимах висения, малых скоростей и переходных режимах используется струйная система управления. Продольное управление осуществляется с помощью реактивных сопл в хвостовой части фюзеляжа, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от ТРДД: два сопла направляют воздух вверх, а два других – вниз. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги подъемных ТРД, а путевое – отклонением сопл левого и правого ТРДД в противоположном направлении. Управление вертикальными перемещениями на режиме висения достигается изменением тяги ТРДД. Выдерживание заданной высоты полета осуществляется с помощью автостабилизирующей системы.

Гидравлическая система. Состоит из двух основных независимых систем и аварийной системы. Рабочее давление в системах 210 кгс/см2 . Первая основная система обеспечивает привод шасси, закрылков, грузовой рампы, створок грузового люка, люков гондол с ТРД и части гидравлических цилиндров системы управления. Вторая основная система предназначена только для привода гидравлических цилиндров системы управления.

Электрическая система включает четыре генератора трехфазного переменного тока мощностью по 9 кВА (115/200 В, 400 Гц), установленных по два на каждом ТРДД,, и два преобразователя- выпрямителя постоянного тока мощностью 3 кВ (50 А, 28 В).

Оборудование. В кабине установлено стандартное оборудование для военно- транспортных самолетов с ав- тостабилизирующей системой фирмы «Бодензееверке».

Компоновочная схема СВВП Do.31

Характеристика СВВП Do.31 Е

Размеры:

размах крыла 18,06 м

длина самолета 20,7 м

высота самолета 8,53 м

площадь крыла 57 м2

Двигатели:

подъемно-маршевые 2 ТРДД

Бристоль Сиддли BS.53 «Пегас» 5-2

взлетная тяга 2x7000 кгс

подъемные 8 ТРД Роллс-Ройс RB. 162-4

взлетная тяга 8x2000 кгс

суммарная тяга при вертикальном взлете 30 000 кгс

Массы и нагрузки:

расчетная взлетная

при вертикальном взлете 22 500 кг максимальная взлетная

при взлете с разбегом 27 500 кг

платная нагрузка 3000 – 5000 кг удельная нагрузка на крыло при

максимальном взлетном весе 483 кгс/м2 тяговооруженность при вертикальном взлете 1,33

Летные данные:

крейсерская скорость на высоте 6000 м 650 км/ч

скороподъемность у земли 19,2 м/с

практический потолок 10 500 м

Эитвиклюнгсрииг Зюд, VJ-101C

Экспериментальный вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик

Сверхзвуковой СВВП VJ-101C разрабатывался объединением западногерманских фирм под названием «Энтвиклюнгсринг Зюд», в которое входили фирмы «Бельков», «Хейнкель» и «Мессершмитт» и которое было организовано в 1959 г. для совместных работ над проектами истреби- телей-бомбардировщиков и перехватчиков. Объединение не имело собственных финансовых средств и его деятельность субсидировалась правительством ФРГ.

СВВП VJ-101C был спроектирован в соответствии с требованиями ВВС ФРГ к сверхзвуковому истребителю-бомбардировщику и перехватчику, способному совершать вертикальный взлет и посадку. Была поставлена задача создать для ВВС ФРГ вертикально взлетающий истребитель с максимальной скоростью полета, соответствующей числу М = 2. Для СВВП была выбрана комбинированная силовая установка, состоящая из подъемно-маршевых двигателей в поворотных гондолах на концах крыла и подъемных ТРД в фюзеляже, которая рассматривалась более перспективной и более экономичной, чем силовая установка с одним подъемно-маршевым двигателем, как на английском СВВП «Харриер», или комбинированная силовая установка с отдельными подъемными и маршевым двигателям, как на французском СВВП «Мираж» V. Программой разработки предусматривались постройка и испытания двух экспериментальных самолетов, имеющих обозначения VJ-101C-X1 и VJ-101C-X2. Развитию самолета VJ-101C придавалось большое политическое значение, так как он тогда был единственным самолетом ФРГ с вертикальным взлетом и посадкой, доведенным до стадии летных испытаний. В поставках оборудования для СВВП VJ-101C принимали участие 115 иностранных фирм Великобритании, США и Франции.

Экспериментальный сверхзвуковой вертикально взлетающий ис- требитель-бомбарди- ровщик Энтвиклюнгсринг Зюд VJ-101C

Летные испытания СВВП VJ-101C

Параллельно с проектированием и постройкой первых двух экспериментальных СВВП проводились стендовые испытания системы управления на вертикальных режимах работы путем дифференциального изменения тяги двигателей. Была сконструирована простейшая установка, состоящая из консольной балки на шарнирной опоре. На конце балки было сиденье оператора, за которым был установлен вертикально ТРД Роллс-Ройс RB.108.

Позже был построен летающий стенд, на котором установили вертикально три ТРД Роллс-Ройс RB.108, схема их размещения была аналогична размещению двигателей на самолете. Стенд был оснащен шасси. Первоначально летающий стенд испытывался на шарнирной опоре, с помощью которой можно было имитировать перемещение самолета относительно трех осей и по вертикали (в пределах 2 м). Первый свободный полет стенда состоялся в марте 1962 г. Взлет производился с бетонированной площадки. На летающем стенде было выполнено более 70 полетов в различных условиях.

Первый экспериментальный самолет VJ-101C-X1 предназначался для исследования возможностей обеспечения вертикального взлета с использованием поворотных двигателей. Он совершил первый полет на режиме висения 10 апреля 1963 г., обычный взлет с разбегом 31 августа 1963 г., а полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной посадкой 20 сентября 1963 г.

В последующих летных испытаниях в июле 1964 г. достигалась скорость полета, превосходящая М = 1. Во время 132-го полета, 14 сентября 1964 г., при взлете с разбегом самолет потерял управляемость на высоте 10 м и упал, летчик успел катапультироваться над землей, но получил тяжелые повреждения. Самолет разбился и сгорел. Авария была вызвана отказом системы автостабилизации.

Модель истребителя VJ-101AG с поворотными ТРД

Второй самолет VJ-101C-X2 был рассчитан на максимальную скорость, соответствующую числу М= 1,1-1,2 и имел такие же двигатели, как на самолете XI, но с форсажными камерами. Он совершил первый полет 12 июня 1965 г. и успешно проходил летные испытания, а затем был модернизирован. Для самолета Х2 была разработана новая система управления с тройным резервированием, с которой в феврале 1968 г. были возобновлены летные испытания самолета, однако вскоре испытания были прерваны из- за прекращения разработки программы, которую было сочтено нецелесообразным продолжать, так как к тому времени основное внимание было сосредоточено на считавшейся более перспективной программе СВВП VAK-191B. С 1963 г. на разработку двух самолетов VJ-101C-X1 и Х2 было затрачено 31,25 млн. долл. и на разработку силовой установки – 30 млн. долл.

Модель истребителя VJ-101D с комбинированной силовой установкой из подъемных ТРД и подъемно-маршевых ТРДД

Пытаясь спасти программу истребителя VJ-101, объединение «Энтвиклюнгсринг Зюд» разработало ряд новых проектов боевых СВВП с комбинированной силовой установкой. Развитием СВВП VJ-101 был оригинальный проект истребителя VJ-101AG по схеме «утка» с тандемным крылом, в котором силовая установка состояла из шести ТРД, установленных в поворотных гондолах: по две на концах тонкого прямого крыла и по одному – на концах переднего оперения. Этот проект разрабатывался совместно с фирмой «Хейнкель», где он получил обозначение Не.231. В другом проекте, получившем обозначение VJ- 101В, предполагалось использовать комбинированную силовую установку без поворотных гондол, состоящую из двух подъемных ТРД и четырех подъемно-маршевых, расположенных в фюзеляже.

Более проработанным был проект истребителя VJ-101D, разрабатывавшийся в соответствии с требованиями ВВС ФРГ к истребителю для замены истребителя Локхид F-4. Силовая установка должна была состоять из пяти подъемных ТРД Роллс-Ройс RB.162-31, установленных в фюзеляже в вертикальном положении в один ряд за кабиной летчика, и двух подъемно-маршевых ТРДД, Роллс-Ройс RB.153-61, установленных рядом в горизонтальном положении в хвостовой части фюзеляжа. ТРДД предполагалось снабдить устройством для отклонения вниз потока газов, что позволяло создавать вертикальную и горизонтальную тягу. Были заказаны два экспериментальных самолета VJ-101D и изготовлен ряд моделей и даже макет самолета, однако в 1964 г. разработка была прекращена, причем предполагалось в дальнейшем использовать силовую установку СВВП VJ-101D в проекте нового истребителя EWR 360 с крылом изменяемой геометрии.

Конструкция

СВВП VJ-101C представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, комбинированной силовой установкой из подъемных и по воротных ТРД и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумоноко- ковой конструкции из алюминиевых сплавов; в местах установки двигателей применены сталь и титан. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика со стандартным оборудованием и катапультным креслом Мартин- Бейкер MkGA7. Кабина герметизирована. В носовой части размещалось испытательное телеметрическое оборудование, на серийных самолетах в этом месте предусматривалось размещение радиолокационного оборудования.

Схема СВВП VJ-101C-X1

Крыло самолета стреловидное, малого удлинения, разрезное. Угол стреловидности по 1/4 хорд 27°. Конструкция крыла многолон- жеронная. Крыло снабжено закрылками и элеронами.

Оперение обычной схемы, состоит из стабилизатора и киля с рулем направления. Имеется подфюзеляжный киль.

Шасси трехопорное с носовой опорой, убирающееся в фюзеляж, на каждой опоре по одному колесу фирмы «Данлоп».

Силовая установка состоит из шести ТРД Роллс- Ройс RB.145 взлетной тягой по 1250 кгс, разработанных на базе ТРД RB.108 фирмой «Роллс-Ройс» в сотрудничестве с западногерманской фирмой «Ман-Турбомоторен». Два ТРД, установленные вертикально в средней части фюзеляжа непосредственно за кабиной перед центром тяжести самолета, предназначены для создания вертикальной тяги; двигатели, установленные в поворачивающихся гондолах на концах крыла (по два в каждой), создают вертикальную и горизонтальную тягу. Диапазон углов поворота гондол двигателей 0 – 90°. На втором самолете VJ-101C-X2 были установлены ТРД RB.145 с форсажными камерами и взлетной тягой по 1650 кгс. Двигатели, расположенные в фюзеляже, имеют щелевые воздухозаборники, закрывающиеся в крейсерском полете створками.

При проектировании силовой установки большое внимание уделялось разработке конструкции гондол, и особенно их системе поворота, а также конструкции воздухозаборников. Конструкция гондол должна удовлетворять требованиям сверхзвукового полета и обеспечивать максимальный расход воздуха через воздухозаборники на режиме висения. После длительных исследований была принята схема гондолы с подвижной носовой частью, которая вместе с носовым конусом может перемещаться вперед; при этом в максимальном сечении гондолы образуется увеличивающая площадь потоков воздуха к двигателям кольцевая щель, обеспечивающая поступление необходимого количества воздуха. Двигатели располагаются один над другим. Между двигателями жестко закреплен полый вал, при вращении которого с помощью гидропривода гондола поворачивается на требуемый угол. Тяги управления двигателями, проводка топливной и гидравлической систем размещены внутри полого вала. Для поворота гондол применены два силовых цилиндра, приводимых от дублированных гидросистем.

При вертикальном взлете гондолы устанавливаются в вертикальное положение, и все шесть двигателей создают вертикальную тягу. Одновременно с постепенным отклонением гондол в горизонтальное положение тяга подъемных двигателей в фюзеляже уменьшается по мере увеличения горизонтальной скорости постепенно, а после достижения скорости, при которой вес самолета воспринимается крылом, двигатели выключаются. При переходе к вертикальному режиму при посадке процесс работы двигателей повторяется в обратном порядке. При скорости 400 км/ч поднимается створка воздухозаборника сверху фюзеляжа и включаются подъемные ТРД, при скорости 305 км/ч гондолы поворачиваются на 45° и полностью на 90° при скорости 93 км/ч.

Компоновочная схема СВВП Энтвиклюнгсринг Зюд VJ-101C-X2

При взлете самолета с малым разбегом гондолы в начале разбега находятся в горизонтальном положении, затем поворачиваются, при этом создается вертикальная составляющая тяги, которая складывается с вертикальной тягой двигателей в фюзеляже. На форсированном режиме самолет мог взлетать с нагрузкой до 2000 кг.

По мнению конструкторов, такая система обеспечения вертикального взлета имеет следующие преимущества перед системой с отклонением реактивных сопел, как на СВВП «Харриер»: возможность использования форсажных камер, предназначенных для сверхзвукового полета, на режиме вертикального взлета; экономия веса; исключение потерь тяги, связанных с подводом струи газов к соплам; простота управления самолетом; более простая схема переходного режима. Кроме того, отсутствие маршевых двигателей в фюзеляже и соответствующих им систем облегчает проблему размещения топлива.

Топливо на самолете размещено в фюзеляже в двух баках, примыкающих к отсеку двигателей. Отмечалось, что большой запас топлива будет обеспечивать самолету большую дальность по сравнению с вертикально взлетающими истребителями, разрабатываемыми в соответствии с ТТТ НАТО MBR-3.

Система управления, разработанная фирмой «Даути Ротол», включает обычные аэродинамические поверхности управления, используемые в горизонтальном полете, и систему дифференциального изменения тяги двигателей на вертикальных и переходных режимах полета. При вертикальном положении гондол и работе всех двигателей вертикальное перемещение самолета регулируется с помощью обычного рычага управления двигателями. Изменение тяги для продольного и поперечного управления достигается перемещением ручки управления. Продольное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги двигателей, установленных в фюзеляже и на концах крыла, поперечное управление – дифференциальным изменением тяги правой и левой пар двигателей, установленных на концах крыла, путевое управление – дифференциальным отклонением (на небольшой угол) правой и левой пар двигателей на концах крыла.

Управление изменением тяги при продольном и поперечном управлении связано с отклонением аэродинамических рулей. При повороте гондол в горизонтальное положение с увеличением горизонтальной скорости управление изменением тяги двигателей плавно переходит на систему управления аэродинамическими поверхностями.

Оборудование. Самолет оснащен автоматической трехканальной системой, обеспечивающей стабилизацию при вертикальном взлете, переходном режиме и в горизонтальном полете. В носовой части установлена штанга для размещения ПВД и датчиков.

Характеристика СВВП VJ-101C

Размеры:

размах крыла 6,61м

расстояние между осями гондол (6 м

длина фюзеляжа 15,7 м

высота самолета 4,13 м

Двигатели 6 ТРД Роллс-Ройс RB.145

взлетная тяга без форсажа (самолет VJ-101С-Х1) 6x1250 кгс

взлетная тяга с форсажем (самолет VJ-101С-Х2) 4x1650 кгс и 2x1250 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете

самолет VJ-101С-Х1 6 000 кг

самолет VJ-101C-X2 8 000 кг

Летные данные:

максимальная скорость соответствует

числу М = 1,08

VFW-Фоккер VAK-191B

Опытный вертикально взлетающий истребитель и разведчик

Работы над проектом вертикально взлетающего самолета VAK-191B в ФРГ начались фирмой «Фокке- Вульф» в 1961 г. в соответствии с ТТТ НАТО MBR-3 (Military Basic Requirement №3), выработанными консультативным комитетом НАТО. В требованиях предусматривалась разработка одноместного тактического самолета непосредственной поддержки войск, обладающего возможностью вертикального взлета и посадки. Самолет, первоначально имевший обозначение FW-1262, должен был иметь боевой радиус 450 км с боевой нагрузкой 910 кг при продолжительности пребывания над полем боя 5 мин, 10-процентный резерв топлива после посадки и максимальную скорость, соответствующую числу М = 0,92. В начале и конце полета предусматривалось выполнение вертикального взлета и посадки в условиях МСА + 15°С. Самолет должен эксплуатироваться в плохих метеорологических условиях с рассредоточенных, элементарно подготовленных взлетных площадок и быть независимым от наземного оборудования. По ТТТ предусматривалось также использование самолета в качестве разведчика и средства доставки ядерного оружия.

Выполнение этих требований, превосходящих характеристики СВВП «Харриер», считалось возможным осуществить только при использовании комбинированной силовой установки, в которой в дополнение к подъемно-маршевому ТРДД, применялись подъемные ТРД. Поэтому основное внимание было уделено разработке силовой установки, сначала выбору ее оптимальной схемы, т.е. числа двигателей и их размещения, а затем разработке самих двигателей.

В июле 1965 г. правительства ФРГ и Италии достигли соглашения о совместном финансировании начального этапа разработки самолета, получившего обозначение VAK-191B, где VAK обозначен как Verticalstartendes Aufk- larungs und Kampfflugzeug – вертикально взлетающий разведывательный и боевой самолет, а цифра 191 обозначает, что этот самолет предназначен для замены истребителя Фиат G.91. С 1963 г. фирма «Фокке- Вульф» вошла в фирму «VFW» (Vereinigte Flugtechnische Werke), а в фирму «VFW» вошла также фирма «Хейнкель».

Опытный вертикально взлетающий истребитель-разведчик VFW- Фоккер VAK-191BMk.1

Первоначально совместное соглашение ФРГ и Италии предусматривало разработку, постройку и испытания трех опытных одноместных самолетов в Бремене и трех двухместных самолетов в Турине. Было решено, что из необходимых для разработки 227 млн. марок ФРГ предоставит 60%, а Италия – 40%. Однако в 1968 г. правительство Италии о тказалось от разработки, но фирма «Фиат» осталась в качестве субконтрактанта. Число строящихся самолетов было решено сократить до трех. Фирма

«VFW» взяла на себя изготовление средней части фюзеляжа и центроплана крыла, а фирма «Фиат» стала ответственной за изготовление передней и хвостовой частей фюзеляжа, крыльев и оперения. Правительство ФРГ, являясь основным заказчиком, назначило в декабре 1965 г. двигателестрои- тельную фирму «MTU» руководить совместно с английской фирмой «Роллс- Ройс» разработкой подъем- но-маршевого двигателя RB.193.

Для оценки характеристик силовой установки и систем самолета VAK-191 фирмой «VFW» в 1965 г. был построен летающий стенд SC. 1262, на котором были установлены пять подъемных ТРД Роллс-Ройс RB.108 и струйная система управления, в которую подавался сжатый воздух от компрессоров ТРД. Стенд проходил более года испытания на привязи и в свободном полете.

Первый опытный самолет VAK-191B VI был вывезен из сборочного цеха завода фирмы «VFW» в Бремене 24 апреля 1970 г., однако первый полет его состоялся лишь 10 сентября 1971 г. после продолжительных наземных испытаний и испытаний на режиме висения на привязи. Самолет совершил вертикальный взлет и летал на режиме висения на высоте нескольких метров, затем перешел к горизонтальному полету, сделал круг над аэродромом и совершил вертикальную посадку. Второй самолет VAK-191B V2 совершил первый йолет 2 октября 1971 г. В начале 1972 г. была закончена постройка третьего самолета для летных испытаний VAK-191B V3, а затем еще был построен самолет для статических испытаний.

Яетающий стенд SG.1262 для исследований силовой установки и системы управления СВВП VAK-191В

Программа летных испытаний трех самолетов состояла их трех этапов. На первом этапе исследовались характеристики самолетов на вертикальных режимах полетов. Второй этап предусматривал испытания самолетов на режимах перехода и крейсерского полета и определение огибающей летных характеристик. Испытания самолетов на переходных режимах начались с задержкой в феврале 1972 г.

в связи с большим числом неполадок, особенно в гидравлической системе. В ходе летных испытаний были достигнуты максимальная скорость 445 км/ч, в полете на режиме висения достигались углы крена и тангажа до 16°. На трех самолетах было произведено около 50 полетов. На 1973 г. было запланировано начало испытаний по третьему этапу, связанному с использованием СВВП VAK-191B для разработки оборудования по программе перспективного истребителя-бомбардировщика MRCA 75, по которой был создан самолет «Торнадо». Однако с января 1973 г. министерство обороны ФРГ предложило фирме «VFW- Фоккер» прекратить все работы по СВВП VAK-191B.

Затраты на разработку, постройку и доводку всех трех самолетов до испытаний на режимах висения оценивались фирмой «VFW-Фоккер» в 1972 г. в 250 млн. марок. Разработка силовой установки потребовала еще 200 млн. марок, большая часть которых была израсходована на подъемно-маршевый двигатель Роллс-Ройс – MTU RB.193, т.е. общие расходы превысили 450 млн. марок.

В связи с тем, что опытный самолет VAK-191B Mk.I не отвечал требованиям MBR-3, фирмой «VFW-Фоккер» в 1972-1975 гг. были разработаны два усовершенствованных варианта самолета VAK-191B Мк.2 и Мк.3.

Самолет VAK-191B Мк.2 должен был иметь новое крыло с увеличенной на 50% площадью д ля улучшения маневренности и обеспечения обычных взлета и посадки. Силовая установка должна была состоять из усовершенствованных двигателей с увеличенной тягой: подъемно-маршевого двигателя на 30%, а подъемных – на 5%. Предполагалось установить дополнительное оборудование, а под крылом подвешивать бомбы или УР. Фирма «VFW» заявляла, что самолет VAK-191B Мк.2 будет иметь лучшую зависимость «нагрузка-дальность» по сравнению с самолетом Хоукер Сиддли «Харриер» GR.1. Разработка самолета в варианте Мк.2 до начала серийного производства оценивалась в 350 млн. марок, а стоимость одного самолета без запасных частей 10 млн. марок.

Летные испытания двух опытных СВВП VAK- 191В Мк.1

Третий вариант – VAK- 191В Мк.З должен был отличаться от варианта Мк.2 установкой новых подъемных двигателей Роллс-Ройс – Аллисон J99 тягой по 3180 – 3630 кгс, которые разрабатывались совместно Великобританией и США. Запас топлива во внутренних баках увеличивался на 20%. Конструкция шасси должна была обеспечить посадку с вертикальной скоростью 5,5 м/с. Струйную систему управления предлагалось модифицировать, чтобы продольное управление осуществлялось модуляцией тяги подъемных двигателей. Под крылом возможна подвеска УР класса «воздух-земля» «Корморан». Взлетная масса этого самолета будет значительно увеличена по сравнению с самолетом VAK-191B Mk.I. Флот США рассматривал возможность использования самолета VAK-191B Мк.З в качестве истребителя и разведчика для проектируемых кораблей контроля морей SCS (Sea Control Ship).

В 1972 г. фирма «VFW», объединившаяся с голландской фирмой «Фоккер», чтобы спасти программу СВВП VAK-191B, предложила передать флоту США два опытных СВВП для оценочных испытаний их пригодности как палубных самолетов. По совместной программе фирмы «VFW-Фоккер» и флота США в 1974-1975 гг. на двух СВВП VAK-191B было совершено 60 полетов, в которых участвовали летчики фирмы и флота США, с воспроизведением различных режимов полета, оценивалось воздействие струй на конструкцию СВВП и палубы. Все летные испытания по программе СВВП VAK-191B проходили успешно и без летных происшествий, тем не менее продолжение разработки было сочтено нецелесообразным.

Конструкция

Самолет представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением, снабжен одним подъемно-маршевым ТРДД и двумя подъемными ТРД и че- тырехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Основная конструкция планера выполнена из высо копрочных и коррозионно- стойких алюминиевых сплавов; в зонах, подвергающихся нагреву, применяются титановые сплавы. Конструкция створок, изменяющих направление вектора тяги подъемных ТРД, выполнена из жаропрочной стали. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Катапультное кресло Мартин Бейкер Мк.9 обеспечивает покидание самолета в полете на режиме висения у земли. За кабиной летчика установлен передний подъемный двигатель; за ним размещены топливные баки первой группы, через которые проходит канал воздухозаборников подъемно-маршевого двигателя. В центральной части фюзеляжа установлен подъемно-маршевый двигатель и размещается отсек, в котором может быть установлено разведывательное оборудование, пушки, убирающиеся направляющие с НАР, дополнительные топливные баки или УР. В хвостовой части фюзеляжа расположены топливные баки второй группы, задний подъемный двигатель и отсек оборудования.

Схема опытного СВВП VAK-191B Мк.1

Силовая установка и система управления СВВП VAK-191B Мк.1

Крыло высокорасположенное стреловидное, угол стреловидности по 1/4 хорд 40°. Профиль крыла NACA 63А005 по оси самолета и NACA 65А006 по оси обтекателя подкрыльевых опор шасси. Угол поперечного V крыла отрицательный, -12°30\ угол заклинения 1°30'. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из алюминиевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрыльевые опоры шасси.

Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м2 и киля с рулем направления площадью 5,58 м2 .

Шасси велосипедного типа, управляемая носовая опора с одним колесом, главная – со спаренными колесами. Подкрыльевые опоры убираются в обтекатели назад. Носовая и главная опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы. Пневматики колес носовой и главной опор диаметром 0,58 м. На подкрыльевых стойках имеется по одному колесу с пневматиками диаметром 0,33 м. Давление в пневматике носового колеса 6,6 кгс/см2 , пневматиках колес главной опоры – 4,7 кгс/см2 , подкрыльевых опор – 4,2 кгс/см2 . Главные колеса снабжены дисковыми тормозами и автоматами торможения. База шасси 6,3 м, колея подкрыльевых опор 5,36 м.

Силовая установка комбинированная, состоит из трех двигателей – одного подъемно-маршевого ТРДД

Роллс-Ройс/ITU RB. 193-12 и двух подъемных ТРД Роллс- Ройс RB.162-81. Воздухозаборники подъемно-маршевого двигателя боковые, щелевые, нерегулируемые. Двигатель имеет два вала, вращающихся в противоположные стороны, одиннад- цатиступенчатый компрессор и четырехступенчатую турбину. Четыре сопла двигателя поворачиваются синхронно на 100° с помощью цепной передачи от пневматического двигателя. Взлетная тяга двигателя 4630 кгс, длина 2,57 м, внутренний диаметр воздухозаборника – 0,87 м, коэффициент двухконтурности 1,12, масса сухого 790 кг, расход воздуха 93 кг/с. В случае выхода из строя подъемно-маршевого двигателя самолет может продолжать горизонтальный полет с работающими подъемными двигателями (при отклонении их створок).

Подъемные двигатели установлены в фюзеляже под углом 12° к вертикали, взлетная тяга 2520 кгс, масса сухого 210 кг, длина 1,37 м, диаметр 0,73 м. Направление вектора тяги двигателя можно изменять с помощью створок, имеющихся на выходе из двигателя. Воздухозаборники также снабжены створками, открывающимися вверх.

В хвостовой части фюзеляжа имеются вспомогательная силовая установка, включающая ГТД мощностью 140 л.с., электростартер и аккумуляторы емкостью 22 А/ч. ГТД приводит гидравлический насос и генератор, дающий ток мощностью 15/20 кВА, напряжением 200/115 В, частотой 400 Гц, а также обеспечивает системы сжатым воздухом. В полете ВСУ служит аварийным источником энергии в случае отказа одной из двух гидравлических систем с рабочим давлением 280 кгс/см2 или генератора.

Топливная система. Семь топливных баков размещены в средней части фюзеляжа и один в хвостовой части.

Система управления. Для управления и стабилизации самолета на режиме висения и на переходном режиме используется струйная система управления: на концах крыла и в носовой и хвостовой частях фюзеляжа расположены сопла, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от всех трех двигателей. Сопла связаны с аэродинамическими рулями, которые летчик отклоняет с помощью ручки управления и педалей, посылая сигнал в электрогидравлические приводы с тройным резервированием. Система передачи электрических сигналов к гидравлическим приводам дублирована. В случае выхода из строя этой системы управление сервоприводами аэродинамических рулей автоматически переключается на механическую систему. Для улучшения управляемости по тангажу предусмотрена возможность отклонения вектора тяги обоих подъемных двигателей.

Оборудование кабины летчика стандартное. Гидравлическая система с давлением 280 кгс/см2 обеспечивает привод аэродинамических рулей и запуск подъемно-маршевого двигателя. Электрическая система включает два генератора переменного тока мощностью 15/20 кВА и напряжение 200/115 В и одну аккумуляторную батарею 22 А/ч.

Вооружение на опытных СВВП не устанавливалось. Предусматривался один центральный узел подвески под фюзеляжем.

Характеристика СВВП VAK-191B

Размеры:

размах крыла 6,16 м

длина самолета 14,72 м

высота самолета 4,29 м

Двигатели:

подъемно-маршевый 1 ТРДД, Роллс-Ройс/MTU RB. 193-12 взлетная тяга 4630 кгс

подъемные 2 ТРД Роллс-Ройс RB. 162-81 взлетная тяга 2520 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная

при вертикальном взлете 7995 кг

при взлете с разбегом 9000 кг

пустого снаряженного 5300 кг

планера 2060 кг боевой нагрузки

при вертикальном взлете 1250 кгс

топлива 1980 кгс

нагрузка на крыло 640 кгс/см2 тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,21

Летные данные (расчетные):

максимальное число М полета

на высоте 300 м 0,96

крейсерское число М полета

на высоте 12 000 м 0,92 радиус действия при полете

на малой высоте 370 км

Международные программы

Великобритания – США

Бритиш Аэроспейс/ Макдоннелл- Дуглас AV-8B «Харриер» II

Вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик

После принятия английских СВВП AV-8A «Харриер» на вооружение корпуса морской пехоты США были проанализированы их боевые и эксплуатационные характеристики и установлено, что их боевая эффективность чрезвычайно низка. При вертикальном взлете с боевой нагрузкой 1360 кг боевой радиус составляет всего 92 км и увеличение его до 500 – 700 км становилось возможным только при взлете с разбегом более 300 м. В связи с этим был сделан вывод, что СВВП AV-8A не смогут удовлетворять требованиям 80-х годов, поэтому в 1973 г. в США и Великобритании были проведены совместные исследования усовершенствованного СВВП AV-16A «Супер Харриер» с новым подъемно-маршевым ТРДД «Пегас», обладающим увеличенной взлетной тягой и было принято решение о начале его разработки. Ответственными за разработку планера были фирмы «Хоукер Сиддли», которая с 1978 г. стала называться «Бритиш Аэроспейс», и «Макдоннелл-Дуглас», а за проектирование нового подъемно-маршевого ТРДД – фирмы «Роллс- Ройс» и «Пратт-Уитни».

В 1973 г. корпус морской пехоты США заявил, что ему потребуется 342 самолета AV-16A «Супер Харриер» для замены в 80 – 90-х годах СВВП AV-8A и штурмовиков Макдоннелл-Дуглас А-4 «Скайхоук», кроме того, ВМС США планировали размещать самолеты AV-16A на легких многоцелевых авианесущих кораблях контроля морей SCS (Sea Control Slnp). По оценке министерства обороны США, стоимость только программы разработки и производства самолетов AV-16A для корпуса морской пехоты могла составить 700 – 800 млн. долл. Английские ВВС намечали в 80-х годах заменить самолетами AV-16A истребители SEPECAT «Ягуар», а ВМС изучали возможность использования СВВП с авианесущих кораблей.

ВМС США изучали также возможность разработки сверхзвукового варианта СВВП «Супер Харриер», способного летать со скоростью, соответствующей числу М=1,5, за счет использования на ТРДД, «Пегас» 15 системы форсажа и некоторых изменений в конструкции планера самолета. Однако в 1974 г. министерство обороны Англии заявило, что оно отказывается от финансирования разработки СВВП AV-16A «Супер Харриер». Фирма «Макдоннелл-Дуглас» пыталась самостоятельно продолжить исследования, но в 1975 г. все работы по самолету AV-16A были прекращены. Тем не менее позже фирма «Макдоннелл-Дуглас» продолжила разработку проектов боевых сверхзвуковых СВВП с усовершенствованным ТРРД «Пегас» с поворотными соплами вентиляторного контура с форсажными камерами и одним центральным поворотным соплом газогенераторного контура. В одном из наиболее интересных проектов предлагался СВВП по схеме «утка» со стреловидным крылом и передним горизонтальным оперением и двухкилевым вертикальным оперением.

Еще в 1973 г. ВВС США предложили разработать требования к усовершенствованному штурмовику AV-8B, который по массе боевой нагрузки и боевому радиусу превосходил в два раза самолет AV-8A «Харриер» благодаря установке более мощного ТРДД. Перед фирмой «Макдоннелл-Ду- глас» была поставлена задача на самолете AV-8B получить такую боевую эффективность, как для СВВП AV-16A, и возможность эксплуатации с грунтовых ВПП.

В 1976 г. комитет по вопросам закупки вооружений при министерстве обороны США DSARC поручил фирме «Макдоннелл-Дуглас» начать постройку двух опытных СВВП YAV-8B, но фирма решила модифицировать два списанных самолета AV-8B, установив на них новое крыло со сверхкритическим профилем. Еще один СВВП AV-8A был переоборудован в натурную модель самолета AV-8B для испытаний в аэродинамической трубе для определения характеристик крыла и подъемно-маршевого ТРДД при вертикальном взлете (общий объем испытаний составил около 4000 ч).

Первый полет СВВП YAV-8B состоялся 9 июня 1978 г., было выполнено три вертикальных взлета и кратковременный полет на режиме висения на высоте 40 м. В феврале 1979 г. начались летные испытания второго опытного самолета. Первый этап летных испытаний был завершен в июле 1979 г., осенью 1979 г. начался второй этап испытаний, во время которого 15 ноября 1979 г. потерпел аварию второй опытный СВВП. К этому времени на НИОКР по самолету AV-8B было израсходовано 267 млн. долл., а для завершения разработки требовалось еще 690 млн. долл. Стоимость программы самолета AV-8B с учетом постройки 336 самолетов в 1980 г. оценивалась в 7,1 млрд. долл.

Проект сверхзвукового боевого СВВП с усовершенствованным подъемно-маршевым ТРДД

Первый опытный вертикально взлетающий истребитель и разведчик «Харриер» II AV-8B для корпуса морской пехоты США

В феврале 1981 г. было принято решение о серийном производстве самолета AV-8B для корпуса морской пехоты США, кроме того, правительство Великобритании решило закупить 60 СВВП для английских ВВС. Переговоры между США и Великобританией о совместном серийном производстве самолетов AV-8B завершились в августе 1981 г. Договором предусматривалось, что доля участия английской фирмы «Бритиш Аэроспейс» в сборке планера составит 40%, а доля американской фирмы «Пратт- Уитни» в постройке ТРРД «Пегас» 11-25%. Планировалось образовать две сборочные линии: одну на заводе фирмы «Макдоннелл-Ду- глас» в г. Сент-Луисе для постройки 336 самолетов для корпуса морской пехоты США, а другую – на заводе фирмы «Бритиш Аэроспейс» в г. Дансфолде для постройки 60 самолетов для английских ВВС. Для ВВС Англии стоимость постройки предсерийных и 60 серийных СВВП, получивших наименование «Харриер» GR.5, была определена в 1,4 млрд. долл.

В 1981 г. на заводе фирмы «Макдоннелл-Дуглас» была завершена постройка первого предсерийного СВВП AV-8B «Харриер» II, первый полет которого состоялся 5 ноября 1981 г. В марте 1982 г. в НИЦ ВМС в Пэтаксент-Ривер для оценочных испытаний были переданы все четыре построенных предсерийных самолета AV-8B. Поставки самолетов AV-8B «Харриер» II начались в январе 1984 г. и к сентябрю 1985 г. была сформирована первая эскадрилья из 15 самолетов.

В 1976 г. корпус морской пехоты США планировал закупить 336 самолетов AV-8B, включая 12 самолетов головной серии. Однако в 1984 г. число закупаемых самолетов было уменьшено до 328, что было связано с покрытием расходов на производство 24 двухместных самолетов TAV-8B, и общая стоимость программы разработки и постройки СВВП AV-8B «Харриер» II оценивалась уже в 9,1 млрд. долл., а цена полностью оборудованного самолета – 29,6 млн. долл. Всего же было поставлено для КМП 286 самолетов «Харриер» II, а для ВВС Великобритании 109 самолетов «Харриер» GR.Mk.7 и Т.Мк.10.

Производились следующие модификации самолета AV-8B «Харриер» II:

«Харриер» GR Мк.5 – одноместный истребитель- бомбардировщик для ВВС Великобритании, совершил первый полет 25 ноября 1988 г., построено 60 самолетов, переоборудованы с 1992 г. в вариант GR Мк.7, снабжены ТРДД «Пегас» Мк.105 с тягой 9750 кг;

«Харриер» GR Мк.7 – ночной вариант истребителя-бомбардировщика, для ВВС Великобритании производились в 1990- 1992 гг., построено 34 самолета;

«Харриер» Т.Мк.Ю – усовершенствованный вариант учебно-тренировочного самолета TAV-8B для ВВС Великобритании, построено 13 самолетов.

AV-8B «Харриер» II «Плас» – истребитель-бомбардировщик с многофункциональной БРАС Хьюз AN/ARG-65 для КМП США, переоборудовано 73 самолета из AV-8B «Харриер»;

AV-8B «Найт Аттак» – ночной штурмовик с системой ночного видения FLIR, построено несколько самолетов для КМП США;

СВВП «Харриер» II AV-8B при вертикальном взлете с грунтовой ВПП

TAV-8B «Харриер» II – двухместный учебно-тренировочный самолет с удлиненным фюзеляжем для КМП США, поставлено 24 самолета.

Конструкция

Конструкция СВВП AV-8B в основном подобна конструкции СВВП «Харриер» GR Мк.З, отличаясь рядом усовершенствований.

Крыло отличается большим размахом и площадью, имеет сверхкритический профиль. В конструкции крыла широко использованы композиционные материалы на основе эпоксидных углепластиков, благодаря чему вес крыла снижен на 130 кг по сравнению с цельнометаллическим крылом самолета AV-8A и составляет 582 кг. Крыло имеет шесть узлов для подвески различного вооружения и дополнительных топливных баков. Внешние узлы рассчитаны на нагрузку по 286 кг, средние – по 454 кг и внутренние – по 908 кг.

Оперение такое же, как на самолете «Харриер» GR.3.

Силовая установка.

Подъемно-маршевый ТРДД Роллс-Ройс «Пегас» 11-61 (американское обозначение F402-RR-408) по конструкции аналогичен двигателям «Пегас» Мк.105 с цифровой системой управления и увеличенной тягой до 10 400 кгс, на самолетах выпуска до 1990 г. с тягой – 9750 кгс. Конструкция передних поворотных сопл изменена так, что поток газов от них, обтекая крыло и закрылки, создает дополнительную подъемную силу.

Топливная система. Запас топлива в пяти фюзеляжных и двух крыльевых баках увеличен до 4320 л. Под крылом могут подвешиваться четыре сбрасываемых топливных бака емкостью по 1135 л. Самолет имеет выдвижную штангу топливоприемника для заправки в полете методом «шланг-конус».

Шасси такое же, как на самолете «Харриер» GR Мк.З. Колеса и пневматики имеют дисковые тормоза из углеродных материалов.

Система управления идентична по конструкции и работе систем управления на самолете AV-8A.

Гидравлическая, воздушная и электрическая системы в основном аналогичны используемым на самолете AV-8A. Отличия заключаются в использовании в гидросистеме более мощных гидроусилителей, в электросистеме кислотные аккумуляторные батареи заменены никель-кадмиевыми, мощность генератора увеличена с 12 до 15-20 кВт.

Навигационное и электронное оборудование. При разработке оборудования широко использованопыт фирмы «Макдоннелл- Дуглас» в разработке оборудования истребителей F- 15 и F/A-18, большая часть оборудования размещена как на F/A-18.

Кабина оборудована ИЛС, многофункциональным цветным дисплеем и цветным дисплеем контроля работы ТРДД и расхода топлива. Органы управления системами сгруппированы на ручке управления и РУД. Все БРЭО взаимосвязано посредством шипы передачи данных 1553А.

Ночной штурмовик AV-8B «Найт Аттак»

В состав прицельно-навигационного комплекса входят:

– ИНС Литтон ASN- 130, аналогичная установленной на самолете F/A-18 (точность определения координат 1,6 км/ч);

– ИЛС фирмы «Смит», использующий дифракционную оптику и цифровую систему генерирования символов;

– БЦВМ AYK-14 (емкость ЗУ 32 ООО слов по 16 бит каждое);

– система РЭБ ALQ-165 в подвесном контейнере под фюзеляжем;

– прицельная система бомбометания с сопровождением по угловой скорости визирования Хыоз ARBS (AN/ASB-19), имеющая лазерное и телевизионное контрастное устройства сопровождения цели с единой входной оптикой, которые могут захватывать и сопровождать цель, подсвеченную лазерным целе- указателем с земли или другого ЛА. В дневное время захват визуально обнаруженной цели может осуществляться автоматически по контрасту.

Система обеспечивает непрерывное измерение угла наклона и угловой скорости визирования цели. Результаты измерения поступают в ЭВМ для расчета боевой задачи, при этом определяется наклонная дальность до цели и решается баллистическая задача сброса боевой нагрузки. На ИЛС или индикаторе на приборной доске отображается положение цели, команды управления по азимуту, команда на сброс боевой нагрузки может выполняться вручную и автоматически.

Радионавигационное и электронное оборудование.

На самолете установлены инерциальная навигационная система, также навигационная система TACAN (ARN-118), цифровой вычислитель воздушных данных Эрисерч CP-1471/А, система опознавания Коссор IFF 4760, радиовысотомер APN-194 (V), комплект радиооборудования фирмы «GEC Авионике», модульная встроенная система РЭБ Маркони ZEUS, предназначенная для обнаружения, опознавания и создания помех. В хвостовом конусе-обтекателе расположена антенна системы предупреждения MAW о приближении УР класса «воздух-воздух».

Ночной штурмовик AV-8B «Найт Хоук» имеет оборудование для обзора в передней полусфере FLIR, коллиматорный индикатор на лобовом стекле HUD, второй цветной многофункциональный дисплей на приборной доске, систему формирования движущейся карты местности и очки ночного видения. В носовой части установлена система FLIR, разработанная на основе тепловизионного устройства TIGM II фирмы «GEC Авионике». Оптические элементы системы FLIR расположены в небольшом выступающем обтекателе в носовой части фюзеляжа.

Компоновочная схема СВВП AV-8B

Заправка СВВП AV-8B в полете

Вооружение. Самолет AV-8B вооружен пяти- ствольной встроенной пушкой Дженерал Электрик GAU-12/U (25 мм, 300 патронов, скорострельность 3600 выстр./мин (на самолете GR.5 установлены две пушки «Аден» калибром 22 мм). Под крылом находятся 6 узлов подвески, на которых могут размещаться 2 – 4 УР класса «воздух-воздух» «Сайдуиндер» или Матра «Мажик», 2 -4 УР класса «воздух-по- верхность» AGM-65E, до 16 свободнопадающих бомб калибром 227 кг, до 12 кассетных бомб, до 10 корректируемых бомб «Пейвуэй», до 10 контейнеров НАР, до 10 контейнеров с диполь- ными отражателями, два подвесных контейнера с пушками. Суммарная масса боевой нагрузки может достигать 4175 кг.

Боевое применение. В боевых действиях в районе Персидского залива зимой 1991 г. использовалось 90 самолетов AV-8B корпуса морской пехоты США для нанесения ударов по наземным целям. Пять истребителей-бомбардировщиков этого типа были сбиты силами ПВО Ирака, еще один самолет разбился в результате аварии. Самолеты AV-8B успешно использовались на многих боевых учениях.

Характеристика СВВП AV-8B «Харриер» II

Размеры:

размах крыла 9,24 м

длина самолета 14,12 м

высота самолета 3,55 м

площадь крыла 21,37 м2

Двигатели

1 ТРДД Роллс-Ройс F402RR-408 «Пегас» 11-61

взлетная тяга 10 400 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная:

при вертикальном взлете 9342 кг

при взлете с разбегом длиной 435 м 14 060 кг

пустого снаряженного 6335 кг

запас топлива во внутренних баках 3520 кг

Максимальная боевая нагрузка:

при вертикальном взлете 3060 кг

при взлете с разбегом 6000 кг максимальная посадочная:

при вертикальной посадке 8870 кг

при посадке с пробегом 11 340 кг

Летные данные:

максимальная скорость у земли 1080 км/ч

на высоте М = 0,98-1

практический потолок 15 000 м

Боевой радиус:

при вертикальном взлете

и боевой нагрузке 1000 кг 240 км

при взлете с разбегом длиной 366 м и боевой нагрузке 5400 кг

и с патрулированием в течение 1ч 1167 км

перегоночная дальность с четырьмя подвесными баками по 1135 л 3035 км

диапазон перегрузок

при расчетной взлетной массе 10 410 кг +8… -3 g

Великобритания-Германия- Италия-Франция

Программа пассажирского СВВП с поворотными винтами EUROFAR

В 1986 г. пять европейских стран – Великобритания, Германия, Испания, Италия и Франция решили объединить свои усилия и начать совместную разработку программы пассажирского СВВП с поворотными винтами, получившей обозначение EUROFAR (European Future Advanced Rotorcraft – европейский усовершенствованный винтокрылый аппарат будущего) в рамках европейской комплексной технологической программы «Эврика». Целью программы EURO- FAR являлось создание пассажирского вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами для эксплуатации на авиалиниях малой протяженности с взлетно-посадочными площадками, располагающимися в центрах городов.

На первом трехлетнем этапе программы предусматривалось проведение предварительных исследований для определения характеристик СВВП и новых технологий. В исследованиях приняли участие английская фирма «Уэстленд», германская «МВВ» (Мессершмитт- Бельков Блом), испанская «CASA», итальянская «Агуста» и французская «Аэроспасьяль», имевшие большой опыт разработки различных СВВП с поворотными винтами.

Модель СВВП Уэстленд WG.22

Проект СВВП Бельков Во 140

Фирмой «Уэстленд» еще в 60-х годах был разработан ряд проектов СВВП, среди которых были проект легкого 5 – 6-местного многоцелевого СВВП WE.Ol для вооруженных сил и транспортного пассажирского WE.02 с взлетной массой 32,6 т и грузоподъемностью 8,4 т, а позже проект пассажирского СВВП WG.22 для перевозки 100 пассажиров на расстояние 720 км и с крейсерской скоростью 740 км/ч. СВВП WG.22 должен был иметь силовую установку из четырех ГТД мощностью по 9500 л.с., приводящих шестилопаст- ные винты вертолетного типа диаметром 14,6 м, установленные в гондолах на поворотном крыле. Взлетная масса СВВП должна была составлять более 50 т. Проект СВВП WG.22 был достаточно подробно проработан в различных вариантах, последние из которых имели уже неподвижное крыло с поворотными гондолами и винтами. Модели его неоднократно демонстрировались на международных выставках.

В Германии фирмой «Бёльков», входившей в объединение «МВВ», также был проработан еще более подробно совместно с фирмами «Боинги и «Уэстленд» проект СВВП Во. 140, соответствующий требованиям министерства обороны Германии. Он так же, как и в проекте СВВП WG.22, должен был иметь взлетную массу около 50 т и был рассчитан на перевозку 100 десантников; он так же был выполнен по схеме с поворотным крылом, но с четырьмя винтами самолетного типа. Был разработан также проект 80- 100-местного пассажирского СВВП для перевозок на маршрутах малой протяженности до 800 км, соответствующего требованиям авиакомпании «Люфтганза» к СВВП для авиалиний малой протяженности.

Требования предусматривали для СВВП очень жесткие условия вертикального взлета СВВП на высоте 600 м над уровнем моря при температуре 29°С и стоимость местокилометра, не более чем на 50% превосходящую для обычных самолетов, что практически невозможно было осуществить. В результате, несмотря на серьезную проработку этих и других проектов СВВП, включающую исследования моделей в аэродинамических трубах и даже изготовление и испытания натурных винтов, они не получили дальнейшего развития. Из других проектов следует отметить оригинальные проекты СВВП VC400 и VC500 фирмы «VFW» с такими же винтами и двигателями, как на СВВП В. 140, установленными на двух поворотных тан- демно расположенных крыльях.

Еще одной причиной, по которой в Германии не получили развития проекты СВВП с поворотными винтами, стала начавшаяся в США разработка проекта транспортных СВВП по программе JVX, а затем V-22, поэтому программу EUROFAR было решено ориентировать на разработку СВВП, меньшего по размерам, чем американский V-22.

Проект легкого 5 -7-ме- стного СВВП Х-910 с поворотными винтами интенсивно разрабатывался с 1971 г. фирмой «Аэроспасьяль», были проведены исследования моделей в аэродинамических трубах и испытания летающей модели и натурного винта, но дальнейшая разработка была признана нецелесообразной в связи с началом разработки в 1973 г. проекта экспериментального СВВП XV-15 в США фирмой «Белл», имевшей большие шансы на успех благодаря большому опыту разработки подобных СВВП.

Первоначально по программе EUROFAR в 1987 г. была задана разработка СВВП, рассчитанного на перевозку 19 – 25 пассажиров на расстояние до 960 км с крейсерской скоростью 480 км/ч. СВВП должен был иметь взлетную массу 10-13 т и силовую установку из двух ТВД мощностью по 2200 л.с. Стоимость предварительных исследований была определена в 45 млн. долл.

Модель СВВП VFW VC.400

Требования к СВВП по программе EUROFAR несколько раз пересматривались, изменялся и состав участвующих в программе фирм: консорциум «Еврокоптер» заменили фирмы «Аэроспасьяль» и «МВВ», а фирма «CASA» вышла из программы. Оставшиеся фирмы «Агуста», «Еврокоп- тер» и «Уэстленд» в 1977 г. решили активизировать разработку СВВП «EURO-FAR» в ответ на официальное начало разработки в США программы административного СВВП Белл-Бо- инг ВВ.609. Фирмы провели большой объем НИОКР с целью определения возможности создания многоцелевого гражданского СВВП, рассчитанного на перевозку 30 пассажиров на авиалиниях малой протяженности.

Первый полет опытного СВВП планировался в 2000 г., завершение летных испытаний в 2002 г., начало серийного производства в 2004 г., первый полет серийного СВВП в 2006 г., сертификация в 2009 г. Предполагалось серийное производство 300 СВВП, которые в основном будут использоваться для региональных перевозок (95%), а также для обслуживания буровых вышек на море или экологических исследований.

Проект СВВП «EUROFAR»

По компоновке СВВП «EUROFAR» похож на СВВП V-22 и будет иметь высокорасположенное крыло с небольшой обратной стреловидностью по передней кромке, Т-образное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой. Герметизированный фюзеляж круглого сечения диаметром 2,48 м будет иметь двухместную кабину экипажа и пассажирскую кабину с 30 креслами, расположенными по три в ряд.

СВВП должен иметь силовую установку из двух ТВД взлетной мощностью по 4290 л.с., приводящих два поворотных четырехлопаст- ных винта диаметром 11,2 м. Расчетная взлетная масса при вертикальном взлете – 13 650 кг, крейсерская скорость – 620 км/ч, максимальная скороподъемность

– 11 м/с, статический потолок без учета влияния близости земли с двумя работающими двигателями

– 3050 м, с одним работающим двигателем – 1250 м, максимальная дальность – 1110 км.

Германия-США

Программа вертикально взлетающего истребителя- бомбардировщика AVS

С 1950 г. в США и ФРГ велись интенсивные работы по созданию вертикально взлетающего истребителя- бомбардировщика. В отличие от программы НАТО MBR-3, предусматривавшей разработку вертикально взлетающего истребителя- бомбардировщика с взлетной массой 6 -8 т и околозвуковой скоростью полета у земли, объединенные программы США и ФРГ предусматривали разработку более тяжелого истребителя- бомбардировщика с взлетной массой в пределах 11-21 т со сверхзвуковой скоростью полета у земли и скоростью, соответствующей числу М›2 на большой высоте.

По этим программам было разработано более 50 проектов различных СВВП: в разработке проектов СВВП по объединенным программам принимали участие американские фирмы «Белл», «Боинги, «Дженерал Дайнемикс», «Норт Америкен», «Нортроп», «Райан» и «Рипаблик» и германские фирмы «Гамбургер Флюгцойгбау» (HFB), «Энтвиклюнгсринг Зюд», кроме того, для разработки двигателей были привлечены английские фирмы «Роллс-Ройс» и «Бристоль Сиддли», а позднее – несколько американских фирм. Первые проекты СВВП были с силовой установкой, состоявшей из маршевых ТРД и подъемных вентиляторов, располагаемых в крыле и фюзеляже и приводимых во вращение потоком газов от маршевых ТРД. Использование подъемных вентиляторов позволяло получить вертикальную тягу, превосходящую в три раза тягу маршевых ТРД.

Другим преимуществом такой силовой установки является умеренный расход топлива на режиме висения и меньшие скорости и температуры вытекающих газов.

Модель вертикально взлетающего истребителябомбардировщика «Гамбургер Флюгцойгбау» с выдвижными подъемными вентиляторами

В 1966 г. между США и ФРГ было заключено соглашение о совместной разработке сверхзвукового вертикально взлетающего ис- требителя-бомбардировщи- ка по программе AVS (Advanced V/STOL – усовершенствованный вертикально взлетающий или с малой длиной разбега самолет). Ответственными за разработку СВВП являлись американская фирма «Рипаблик» и германская фирма «Энтвиклюнгсринг Зюд».

Разрабатывавшийся истребитель-бомбардировщик предназначался для применения на Европейском театре военных действий и должен быть двухместным с сиденьями экипажа, расположенными тандемом. При сближении с целью и уходе от нее на малой высоте СВВП должен развивать сверхзвуковую скорость. Предполагалось, что на высотах до 6000 м характеристики самолета могут быть такими же, как у современных перехватчиков того времени, однако на большей высоте СВВП будет уступать им, так как он рассчитан также на атаку наземных целей. Проводились исследования возможностей модификации основного варианта самолета AVS в истребитель-перехватчик, в связи с чем рассматривалась возможность установки двигателей с более широким диапазоном режимов полета и более высокой удельной тягой.

Самолет AVS должен был нести ракеты, бомбы и пушечное вооружение, а по размерам должен быть сравним с истребителем-бомбардировщиком Рипаблик F-105. Конструкция на 48% должна быть выполнена из титана. Расчетная взлетная масса – 20,5 т, потолок более 15 200 м, радиус действия 550 км, максимальная скорость близка к соответствующей числу М = 2 с возможностью увеличения до М = 2,5.

США и ФРГ пришли к заключению, что для обеспечения максимальной эффективности на различных высотах поле та потребуется применить крыло изменяемой геометрии и что силовая установка должна состоять из шести двигателей: четырех подъемных с тягой по 4100 кгс и двух подъемно- маршевых с тягой по 6100 кгс. Предполагалось, что удельная тяга двигателей будет равна 24 и 8 соответственно и что отклонение вектора тяги двигателей будет осуществляться с помощью специальных дефлекторов. После рассмотрения различных вариантов установки подъемных двигателей была выбрана совершенно новая схема их установки на кронштейнах, позволяющих выдвигать двигатели из фюзеляжа во время взлета и посадки.

В 1967 г. фирмы «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» получили по 3 млн. долл. на уточнение программы, по которой предполагалось построить 3000 самолетов AVS. Общая стоимость программы оценивалась в 10 млрд. долл., а цена одного самолета с оборудованием приблизительно в 4 млн. долл.

В 1968 г. фирмы «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» завершили предварительное проектирование ис- требителя-бомбардировщи- ка AVS, на работы по программе которого было израсходовано 40 млн. долл. Однако в том же 1968 г. комитет по руководству программой AVS пришел к выводу о нецелесообразности продолжения работы над программой. В качестве основных причин прекращения разработки СВВП AVS указывались трудности финансового и технического характера. Ожидались также затруднения с продажей дорогостоящего самолета, надежность которого в силу технической сложности также ставилась под сомнение. Отмечалось, что в условиях рассредоточения самолетов (например, в лесистой местности) при 24-часовой готовности будет трудно обеспечить обслуживание и надежность, потребуется либо большее количество самолетов, либо улучшение наземного обслуживания, что связано с дополнительными расходами.

Проектировавшийся самолет был выполнен по схеме моноплана с крылом изменяемой геометрии, комбинированной силовой установкой из двух подъемно- маршевых ТРДД и четырех выдвигающихся поворотных подъемных ТРД и трех- опорным шасси.

Представленные фирмами «Рипаблик» и «Энтвиклюнгсринг Зюд» проекты имели много общего: обе фирмы предусматривали использование четырех выдвигающихся подъемных ТРД и крыла изменяемой геометрии. Основное различие заключалось в расположении воздухозаборников подъемно-маршевых двигателей: в проекте фирмы «Рипаблик» воздухозаборники размещены по бокам фюзеляжа под крылом, в проекте фирмы «Энтвиклюнгсринг Зюд» – сверху фюзеляжа.

Модель вертикально взлетающего истребите- ля-бомбардировщика AVS с убранными и выдвинутыми подъемными двигателями и крылом изменяемой стреловидности

В проекте фирмы «Энтвиклюнгсринг Зюд» подъемные двигатели также размещаются в фюзеляже в горизонтальном положении и выдвигаются на длинных изогнутых балках, поворачиваясь на 90°. Подъемно-маршевые двигатели, установленные в хвостовой части фюзеляжа, снабжены устройствами для отклонения вектора тяги и при взлете также создают вертикальную тягу и обеспечивают управление.

Главные опоры шасси с пневматиками низкого давления убираются в фюзеляж, оставляя плоскую нижнюю часть фюзеляжа свободной для подвески вооружения. На самолете предполагалось установить пушку калибром 20 мм.

Для самолета AVS рассматривались три способа взлета: вертикальный, с коротким разбегом (до 600 м) и с очень коротким разбегом (не более 60 м). Предполагалось, что самолет будет в основном рассчитан на взлет с коротким разбегом, а к вертикальным взлету и посадке будут прибегать в случае крайней необходимости. При взлете с разбегом 460 м самолет будет иметь боевую нагрузку 4550-6350 кг.

При вертикальном взлете все двигатели должны создавать вертикальную тягу. Самолет будет взлетать вертикально и постепенно переходить в горизонтальный полет. Когда самолет достигнет скорости, при которой вся подъемная сила создается крылом, подъемные двигатели выключаются и убираются в фюзеляж.

Управление двигателями при различных способах взлета должно осуществляться автоматически с применением вычислительного устройства, в которое летчик задает режим взлета. Самолет предполагалось снабдить усовершенствованной системой стабилизации. При выходе из строя одного двигателя тяга второго должна автоматически увеличиваться, а тяга двух противоположных двигателей уменьшаться. В кабине летчика имеются обычная ручка управления и отдельные рычаги управления двигателями.

Канада-США

Авро VZ-9V «Аврокар»

Экспериментальный АВВП с круглым корпусом

Канадская фирма «Авро Эркрафт» с 1955 г. начала проводить исследования реактивного вертикально взлетающего аппарата с круглым дискообразным корпусом и устройством для образования воздушной подушки при взлете. Предполагалось, что такая схема АВВП, с приводимыми от ТРД подъемными вентиляторами, предложенная в 1947 г. английским конструктором Джоном Фростом, благодаря использованию воздушной подушки потребует при взлете меньшей энерговооруженности, чем для обычных реактивных СВВП. Кроме того, отбрасываемый вентилятором воздушный поток, смешиваемый с газами ТРД и используемый для образования воздушной подушки, будет иметь значительно меньшие скорость и температуру, чем у ТРД, что должно упростить эксплуатацию такого АВВП. Поэтому разработкой АВВП фирмы «Авро Эркрафт» заинтересовались ВВС и армия США, принявшие участие в финансировании исследований.

Экспериментальный АВВП Авро VZ-9V «Аврокар» с дискообразным корпусом

Следует отметить, что схема АВВП с дискообразным несущим корпусом и расположенным в нем вентилятором была предложена ак. Б. Н. Юрьевым еще в 1921 г., схема приведена в разделе «Россия. Исследования винтовых СВВП».

В 1959 г. по объединенному контракту армии и ВВС США была завершена постройка экспериментального АВВП с дискообразным корпусом, получившего официальное обозначение VZ-9V и название «Аврокар» и более известного под названием «Флаинг Со- сэр» (летающее блюдце). Первые испытания на привязи АВВП VZ-9V начал проходить 5 декабря 1959 г., совершая непродолжительные полеты, и вскоре был передан для испытаний на базу ВВС им. Эдвардса. Первый взлет с переходом к горизонтальному полету был совершен 17 мая 1961 г.

Разработка АВВП VZ-9V под руководством Джона Фроста и его испытания велись в обстановке большой секретности, поэтому по нему публиковалась крайне ограниченная информация. Вероятно, необычайная форма АВВП и отсутствие официальных сведений об испытаниях, проводившихся в 1961 – 1962 гг., вызвали в этот период интенсивные публикации о полетах неопознанных летающих объектов (НЛО) в виде «летающих блюдец». В 1962 г. разработка АВВП VZ-9V была прекращена.

Последние проведенные испытания АВВП VZ-9V «Аврокар» показали, что он не обладает достаточной устойчивостью, кроме того, постоянно возникавшие неполадки в работе его силовой установки и системы управления послужили причиной прекращения его испытаний, несмотря на разрекламированные перспективы его применения.

Принципиальным отличием экспериментального АВВП VZ-9V «Аврокар» было то, что он мог не только летать подобно самолету на большой высоте, но и передвигаться вблизи земли на воздушной подушке. Аппарат имел круглый дискообразный корпус, в центре которого был установлен вентилятор. Всасываемый им воздух по системе каналов направлялся к одноконтурному кольцевому соплу, проходящему по периферии аппарата.

Подъемная сила при висении или движении АВВП VZ-9V вблизи земли создавалась, во-первых, благодаря воздушной подушке, образующейся при истечении воздуха из кольцевого сопла, а во-вторых, в результате действия так называемого эффекта Коанда, который обычно проявляется при истечении воздуха из сопла над профилированной поверхностью: создаваемое разрежение приводит к появлению подъемной силы. В АВВП VZ-9V при протекании воздуха через сопло вследствие эжекции производилось отсасывание воздуха с верхней поверхности корпуса аппарата, что приводило к разрежению на ней и созданию дополнительной подъемной силы. Воздух эжектировался через кольцевую щель на верхней поверхности корпуса аппарата. Центральный вентилятор диаметром 1,52 м имел привод от тихоходной турбины, приводимой во вращение потоком газов, вытекающим из сопл трех ТРД Континентал J69-T9 с тягой по 420 кгс или эквивалентной мощностью по 1000 э.л.с. Для создания горизонтальной силы тяги кольцевая воздушная завеса может отклоняться с помощью поворотных рулей в кольцевом сопле.

Переход АВВП от движения на воздушной подушке над землей к свободному полету происходил следующим образом: АВВП разгонялся над землей на воздушной подушке до такой скорости, что его дискообразный корпус создавал подъемную силу, достаточную для поддержания в воздухе, а затем и для его подъема. При этом кольцевая струя, свертываясь, превращалась в плоскую пелену, а вытекающий из кольцевого сопла воздух создавал горизонтальную тягу.

Построенный экспериментальный АВВП VZ-9V «Аврокар» предназначался для полетов с дозвуковой скоростью, поэтому он имел закругленный носок круглого крыла и кольцевой воздухозаборник по периметру крыла для входа эжектируемого потока воздуха. Круглый дискообразный корпус диаметром 5,5 м имел эллиптический профиль с относительной толщиной 20% и кривизной 2%. Характеристики АВВП VZ-9V не были опубликованы, хотя указывалось, что он может иметь максимальную скорость 480 км/ч.

Компоновочная схема АВВП VZ-9V «Аврокар»

Проект сверхзвукового АВВП с дискообразным корпусом

Фирмой «Авро Эркарфт» был спроектирован также сверхзвуковой вариант АВВП подобного типа, у которого крыло должно было иметь острую кромку и модифицированную систему забора эжектируемого воздуха. Такой аппарат отличался конструктивной компактностью и мог иметь сравнительно небольшую массу; его конфигурация с круглым крылом рекламировалась как оптимальная для полетов на малых высотах с большими скоростями, при условии, что будет решена проблема устойчивости.

Канадэр CL-84 «Дайнаверт»

Опытный десантно- транспортный СВВП с поворотным крылом и винтами

Разработка самолета была начата в 1957 г. фирмой «Канадэр» при финансовой поддержке министерства обороны Канады. СВВП должен был применяться в качестве десантно-транспортно- го, поискового, спасательного, санитарного, разведывательного и связного самолета и самолета для поддержки наземных войск. Гражданский вариант самолета предполагалось использовать для транспортных перевозок на короткие расстояния в труднодоступных районах, для научных изысканий и санитарной службы.

В августе 1963 г. был заключен контракт с министерством обороны стоимостью 12 млн. долл. на постройку экспериментального самолета CL-84, которая была завершена в декабре 1964 г., и вскоре были начаты его наземные испытания. Первый полет на режиме висения был совершен 7 мая 1965 г., затем проводились летные испытания с обычным взлетом и посадкой, первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету был совершен 17 января 1966 г.

В 1966 г. СВВП CL-84 заинтересовались армия, ВВС, КМП и флот США, которые успешно провели оценочные испытания объемом 20 ч, были также проведены спасательные операции с подъемом на борт человека. Летные испытания были продолжены в 1967 г. с участием 14 летчиков Канады, США и Великобритании.

Во время летных испытаний 12 сентября 1967 г. экспериментальный СВВП CL-84 разбился, экипаж катапультировался. Самолет потерял управление во время маневра в горизонтальном полете со скоростью 275 км/ч на высоте 900 м. До аварии самолет совершил 305 полетов и налетал 405 ч.

Летные испытания первого опытного военно-транспортного СВВП Канадэр CL-84 «Дайнаверт» на режиме висения

В 1967 г. правительство Канады выдало заказ стоимостью 13 млн. долл. на постройку трех опытных СВВП для оценочных испытаний в армии Канады. Первый из трех строящихся опытных самолетов Канадэр CL-84-1 был передан армии Канады 31 марта 1969 г. Этот самолет был разработан в соответствии с программой армии Канады по определению эффективности боевого применения самолета с поворотным крылом и не предназначался для серийного производства. Предполагалось, что оценочные испытания будут закончены в 1970 г. и охватят широкий круг условий эксплуатации от применения с наземных баз до операций с эсминцев и авианосцев.

В 1972 г. опытный СВВП Канадэр CL-84-1 был передан в испытательный центр флота США для доводочных летных испытаний в течение года по программе флотов США, Канады и Англии. Испытания показали, что общая эффективность самолета CL-84, выраженная в километрах за час полета для типичных поисковых операций, в два с половиной раза больше, чем у поискового вертолета того времени.

Второй опытный СВВП Канадэр CL-84-1 разбился в июле 1973 г. во время испытаний по программе, предусматривающей эксплуатацию с кораблей контроля морей, в авиационном центре флота США. Авария произошла на режиме горизонтального полета, экипаж в составе двух человек катапультировался. В результате аварий из трех построенных самолетов CL-84 остался лишь один, который использовался для испытаний СВВП в полете по приборам.

Был разработан усовершенствованный вариант самолета CL-84-1C с улучшенными характеристиками. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой люк смещен на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м. Предполагалось использовать ТВД LTC1S-2, являющийся модификацией ТВД Лайкоминг Т-53, но большей мощностью, по 1800 л.с. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 6800 кг, максимальная взлетная масса при взлете с малым разбегом 7620 кг, максимальная скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В транспортно-десантном варианте самолет должен иметь экипаж из двух человек и перевозить 16 солдат.

Переход СВВП CL-84 с режима висения к горизонтальному полету

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор. Для улучшения обзора вниз имеются дополнительные панели остекления. В грузовой кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м^ могут разместиться 12 вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и рулевые педали.

Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418 модифицированный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла 32,67 м2 . По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних увеличивается вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах атаки. Закрылки могут использоваться в качестве элеронов. При вертикальном взлете и посадке крыло поворачивается в диапазоне от 2° до 102°. При взлете с коротким разбегом крыло устанавливается в промежуточное положение.

Оперение трехкилевое, с рулем направления на центральном киле и концевыми шайбами, установленными на концах управляемого стабилизатора, размахом 5,08 м.

Силовая установка состоит из двух ТВД Лайко- минг Т-53 мощностью по 1400 л.с. с передним расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и приводящих воздушные винты. В носовой части гондол расположены редукторы винтов.

Схема СВВП CL-84

Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги, че- тырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты имеют противоположное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен рулевой винт диаметром 2,13 м для продольного управления.

Трансмиссия. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный запуск двигателей и работу обоих винтов при выходе из строя одного двигателя. От главного редуктора с помощью вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.

Управление самолетом на горизонтальном режиме полета обеспечивается с помощью обычных рулевых поверхностей, на вертикальном режиме – путем изменения шага винтов и отклонением закрылков- элеронов. Поперечное управление осуществляется путем дифференциального изменения шага винтов, установленных на крыле; путевое – дифференциальным отклонением элеронов-закрылков, продольное – изменением шага рулевого винта. В горизонтальном полете вал привода винта разъединен и винт застопорен.

При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло постепенно поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов увеличивается и скорость самолета возрастает. При этом пропорционально повороту крыла происходит отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и увеличение подъемной силы.

При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на максимальный угол отклонения, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор постепенно отклоняется до нормального положения.

Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. База шасси 4,28 м, колея 3,1 м. На главных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление Зкгс/см2 , на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см2.

Схема силовой установки и трансмиссии самолета Канадэр CL-84

Вооружение. Самолет предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм, установленной в обтекателе под фюзеляжем, двумя контейнерами с реактивными снарядами и пулеметом типа «Миниган» калибром 7,62 мм, установленным в носовой части фюзеляжа.

Характеристика СВВП CL-84

Размеры:

размах крыла 6 4 м

длина самолета 13г 87 м

высота самолета 4,27 м

Двигатели 2 ТВД Лайкоминг Т-53

взлетная мощность 2x1400 л.с.

Массы и нагрузки:

при вертикальном при коротком

взлете и посадке разбеге и пробеге

максимальная

взлетная 5534 кг 6668 кг

масса пустого 3150 кг 3150 кг максимальный

запас топлива 725 л 725 л

платная нагрузка 1542 кг 2676 кг

Летные данные:

максимальная

скорость 508 км/ч 502 км/ч крейсерская

скорость 370 км/ч 278 км/ч статический

потолок 660 м -

дальность 540 км 480 км продолжительность

полета 1,47 ч 1,37 ч

США- Великобритания

Программа многоцелевого истребителя JSF

Основные усилия в области создания новых военных самолетов в США и Великобритании сосредоточены на разработке программы перспективного легкого многоцелевого истребителя JSF (Joint Strike Fighter), который должен поступить на вооружение в 2007 г. Основной особенностью программы JSF является разработка на базе единого или максимально унифицированного планера трех различных вариантов самолета: двух вариантов с обычным взлетом и посадкой для ВВС и ВМС США и варианта СКВП (STOVL), имеющего короткий взлет и вертикальную посадку, для морской пехоты США и ВМС Великобритании.

Программа JSF является крупнейшей из всех разрабатываемых за рубежом программ боевых самолетов. Первоначально планировалось, что общее число заказанных самолетов JSF (без учета экспортных поставок) может превысить 3000, из них 1847 потребуется для замены истребителей F-16 в ВВС США, 300 должны заменить палубные самолеты F-14 и А-6Е в ВМС США, 642 самолета с коротким взлетом и вертикальной посадкой потребуется для замены истребителей и штурмовиков F/A-18A/B/C/D и AV-8B в морской пехоте США и 80-100 таких самолетов необходимо для замены палубных истребителей «Си Харриер» британских ВМС.

Проект истребителя JSF фирмы «Локхид- Мартин»

Серийное производство истребителей JSF для ВВС, ВМС и корпуса морской пехоты США предполагалось начать в 2008 г., а позже вариантов с коротким взлетом и вертикальной посадкой для замены СВВП ВАе «Си Харриер» на авианесущих кораблях ВМС Великобритании типа «Инвинсибл». Предполагалось, что к 2011 г. годовой выпуск истребителей JSF должен увеличиться до 112, стоимость самолета для ВВС США оценивалась в 28 – 30 млн. долл., самолета для корпуса морской пехоты – 32 млн. долл., а палубного самолета с коротким взлетом и вертикальной посадкой для ВМС США и Великобритании – в 35 -38 млн. долл.

В программе на конкурсных началах участвовали фирмы «Боинг», «Локхид- Мартин» и «Макдоннелл- Дуглас», разрабатывающие альтернативные концепции самолета. В 1996 г. были выбраны фирмы «Боинг» и «Локхид-Мартин», которые получили контракты на постройку летно-демонстра- ционных самолетов, по результатам которых, в свою очередь, лучший будет выбран для разработки серийного истребителя.

Все три варианта самолета JSF должны обладать возможностью садиться и взлетать с палубы авианосца, однако лишь для палубного самолета ВМС короткий взлет и вертикальная посадка должны являться основным требованием. В соответствии с другими требованиями истребитель должен развивать умеренную сверхзвуковую скорость (М =1,8) и иметь внутренние грузоотсеки для вооружения. Масса пустого самолета должна находиться в пределах 11 – 12 т.

Вариант истребителя с коротким взлетом и вертикальной посадкой фирмы «Локхид-Мартин» будет снабжен подъемным вентилятором с механическим приводом от ТРДДФ Пратт- Уитни F119, снабженного также поворотным соплом, которое способно отклоняться от горизонтальной оси на угол до 110°. Сообщалось, что поворотное «трех- секционное» сопло подъемно-маршевого двигателя по конструкции напоминает сопло российского СВВП Як-141. При создании сопла фирма отказалась от сотрудничества с британской фирмой «Роллс-Ройс», считая, что СВВП Як-141ближе к самолету, разрабатываемому по программе JSF, чем «Харриер».

Схема силовой установки варианта самолета Лок- хид-Мартин JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой:

В проекте истребителя фирмы «Боинг» используется один подъемно-маршевый двигатель с поворотными соплами, как у СВВП «Харриер», созданный на базе ТРДДФ Пратт-Уитни F119 и развивающий нефорсажную тягу более 13 600 кгс. Двигатель предполагается оснастить новым компрессором и модернизированной турбиной низкого давления, обеспечивающей увеличение тяги на нефорсажном режиме. Основное сопло ТРДДФ выполнено плоским, с отклонением вектора тяги в вертикальной плоскости. При выполнении короткого взлета и вертикальной посадки оно перекрывается специальным дефлектором, направляющим истекающие газы в два поворотных сопла, расположенных по бокам фюзеляжа в районе центра масс самолета.

В 1997 г. фирмы «Локхид-Мартин» и «Нортроп Грумман» приняли решение о совместной работе по программе истребителя JSF.

Предполагается, что фирма «Нортроп Грумман» будет отвечать за малозаметность истребителя, а также за создание палубного варианта этого самолета.

В 1997 г. была произведена корректировка планов закупок истребителей JSF: ВВС США предполагают приобрести около 200 самолетов в варианте с коротким взлетом и вертикальной посадкой (STOVL) для замены штурмовиков А-10А, а ВМС США рассматривают возможность уменьшения заказа на палубные истребители с горизонтальным взлетом и посадкой до 250 и приобретение вместо остальных истребителей самолетов JSF в варианте STOVL.

Возрастание интереса к варианту самолета JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой обусловлено уменьшением различий между тремя вариантами, достигнутым в ходе разработки проекта. Фирма «Боинг» заявила, что ее самолет JSF- STOVL будет обладать боевым радиусом действия, равным 1100 км, что соответствует требованиям к палубному самолету JSF. Однако фирма «Локхид-Мартин» утверждает, что ее самолет JSF-STOVL с системой механического привода подъемного вентилятора не сможет уложиться в требования ВМС по дальности без существенного увеличения размеров планера по сравнению с самолетами JSF-STOVL, предлагаемыми в настоящее время корпусу морской пехоты США и ВМС Великобритании (JSF- STOVL и JSF-STOVL-UN). Представители ВМС США также выражают скептическое отношение к заявлениям фирм о возможности достижения самолетом JSF- STOVL дальности, соответствующей требованиям к самолету с горизонтальным взлетом и посадкой.

Проект истребителя JSF фирмы «Боинг»

Схема силовой установки варианта самолета Боинг JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой

Учитывая большую конструктивную сложность вариантов JSF-STOVL, было решено изучить новые технические решения на летно- демонстрационных самолетах. Первые полеты конкурсных летно-демонстрационных самолетов Боинг Х-32 и Локхид-Мартин Х-35, созданных по программе JSF, должны состояться в начале 2000 г. В ходе сравнительных испытаний этих самолетов должен быть оценен ряд «критических» элементов конструкции нового истребителя.

Министерство обороны США уже проявляет озабоченность возможностью возрастания стоимости программы JSF, обусловленной необходимостью учета разнообразных требований к самолету, предъявляемых его основными заказчиками – ВВС, ВМС и КМП США, а также ВМС Великобритании.

Япония-США

Ишида TW-68

Проект многоцелевого СВВП с поворотным крылом и винтами

В начале 70-х годов группой конструкторов под руководством Тайши Ишида начались исследования проекта СВВП с поворотным крылом и винтами, основанные на изучении проектов СВВП Войт-Райан-Хиллер ХС-142 и Канадэр CL-84 с поворотным крылом и винтами и проектов СВВП Белл XV-15 и Белл-Боинг V-22 с поворотными винтами. В 1987 г. Т. Ишида создал фирму «Ишида груп», разработавшую проект СВВП TW-68 (Tilt Wing) с поворотным крылом и винтами совместно с американской фирмой DMAV (Dual Mode Air Vehicle). В 1988 г. были проведены испытания модели СВВП в аэродинамической трубе фирмы «Линг- Темко-Воут» в США, а в 1989 на Парижском салоне впервые была показана модель СВВП TW-68 и были представлены расчетные характеристики.

Для дальнейшей разработки проекта была создана японско-американская фирма IAR (Ishida Aerospace Research), которая в 1991 г. выбрала окончательную компоновку СВВП и начала подготовку рабочих чертежей и изготовление макета. Предполагалось, что постройка первого опытного СВВП начнется в середине 1992 г., а первый полет состоится в конце 1994 г. Предусматривалась постройка четырех опытных СВВП на заводе в Форт-Уорте (шт. Техас), а поставка первого серийного СВВП в 1997 г. Предполагалось построить 100 пассажирских 16-мест- ных СВВП TW-68, которые будут обслуживать проектировавшуюся для Японии сеть из нескольких сотен небольших посадочных площадок для вертолетов и СВВП, располагаемых в центрах городов. СВВП TW-68 предполагалось также использовать для поисково-спасательной службы и обслуживания удаленных от берега нефтяных буровых платформ. Предполагалась также разработка военных вариантов СВВП.

Проект СВВП Ишида TW-68 с поворотным крылом и винтами

Проводя исследования рынка, фирма IAR считала, что СВВП TW-68 смогут способствовать развитию пассажирских и транспортных перевозок в Японии, учитывая ее специфичное расположение на островах, и найдут широкое применение. Предполагалось, что фирма сможет продать 750 СВВП, стоимость разработки и испытаний СВВП оценивалась в 175 – 200 млн. долл., а расчетная цена должна была составить 5 млн. долл., то есть быть такой же, как вертолета подобной грузоподъемности, но вдвое большей, чем обычного турбовинтового самолета. Предварительными исследованиями было установлено, что у СВВП TW-68 стоимость место-километра будет вдвое меньше, чем у вертолета, и лишь немного больше, чем у турбовинтового самолета. Проведенные позже исследования показали, что стоимость разработки и испытаний СВВП будет значительно выше первоначально установленной, а цена серийного СВВП будет не менее 9 млн. долл., то есть почти вдвое больше, чем предполагалось, при этом соответственно возрастет и стоимость эксплуатации. Поэтому, несмотря на широкую рекламу СВВП TW-68 в печати и на авиационно-космических выставках, дальнейшая разработка проекта не получила поддержки и была прекращена.

Поисково-спасательный вариант СВВП TW-68

Конструкция

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотным крылом, с четырьмя ТВД и двумя воздушными винтами и трехопорным шасси. Фюзеляж круглого сечения, отличается хорошими аэродинамическими обводами, в носовой части размещается двухместная кабина экипажа, за ней пассажирская кабина размером 4,82x1,62x1,6 м, в которой при нормальной загрузке должно размещаться 14 пассажиров, а при максимальной загрузке – 16. В административном варианте в кабине должно размещаться 9 пассажиров, а с улучшенной планировкой – 7. В многоцелевом варианте в кабине должны размещаться 5 пассажиров и грузы. Максимальная перевозимая нагрузка 900 кг. Фюзеляж имеет задний грузовой люк и герметизирован для высоты полета 8800 м. С левого борта имеется дверь, а под фюзеляжем люк для подъема пострадавших или грузов. По бокам фюзеляжа снизу имеются боковые обтекатели, в которых размещаются топливные баки и главные опоры шасси.

Крыло высокорасположенное, имеет прямоугольную форму в плане, хорда крыла 2,38 м. Крыло может поворачиваться на 100° с помощью гидравлических приводов. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов.

Оперение Т-образное, со стреловидным килем и прямым верхнерасположенным стабилизатором трапециевидной формы в плане, снабжено рулями направления и высоты. Шасси трехопорное, убирающееся, все опоры имеют по одному колесу.

Силовая установка состоит из четырех ГТД Пратт-Уитни PT6B-67R, установленных попарно в гондолах под крылом и приводящих с помощью редукторов и синхронизирующей трансмиссии воздушные винты. ГТД имеют отдельные воздухозаборники и сопла.

Воздушные винты диаметром 5,08 м пятилопастные, изготовлены из КМ, имеют только управление общим шагом без управления циклическим шагом. Для уменьшения уровня шума частота вращения воздушных винтов уменьшена на режиме висения до 800 об./мин (окружная скорость концов лопастей 228 м/с), а в горизонтальном полете до 680 об./мин. В хвостовой части в кольцевом канале с обтекателем установлен вентилятор, обеспечивающий продольное управление на переходных режимах и при висе- нии и приводимый с помощью механической трансмиссии.

Управление в горизонтальном полете обеспечивается как у самолета с помощью аэродинамических рулей; на режиме висения: продольное – с помощью вентилятора в хвостовой части, поперечное – за счет дифференциального изменения тяги воздушных винтов и путевое – с помощью отклонения закрылков и элевонов, расположенных в потоке воздушных винтов.

Компоновочная схема СВВП TW-68

Характеристика (расчетная) СВВП TW-68

Размеры:

размах крыла 10,97 м

длина самолета 12 м

площадь крыла 23,7 м2

высота самолета 4,08 м

Двигатели 4 ГТД Пратт-Уитни PT6B-67R

взлетная мощность 4x1100 л. с./4x820 кВт

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная

при вертикальном взлете 5670 кг

при взлете с разбегом 7483 кг

Летные данные:

максимальная скорость 646 км/ч

максимальная крейсерская скорость 580 км/ч

статический потолок 1500 м максимальная дальность

с 9 пассажирами 1700 км

с 14 пассажирами 1400 км

Россия – СССР

В нашей стране из первых работ, выполненных по СВВП, значительный интерес представляют исследования летных свойств различных винтовых АВВП, проводившиеся в Военно- воздушной инженерной академии (ВВИА) им. Н. Е. Жуковского и Московском авиационном институте (МАИ) под руководством ак. Б. Н. Юрьева. В его монографиях «Геликоптеры» и «Исследования летных свойств геликоптеров», опубликованных в трудах ВВИА в 1935 и 1939 гг., имеются разделы «Комбинирование геликоптера с аэропланами» и «Геликоптеры, превращающиеся в аэропланы», в которых рассмотрены различные возможные, а иногда даже экзотические схемы АВВП, сочетающих свойства вертолетов и самолетов. Характерно, что для обозначения этих аппаратов в работах Б. Н. Юрьева использовалось название «геликоптеры-аэропланы», аналогичное принятому позднее названию «вертолеты-самолеты».

В работах Б. Н. Юрьева рассматривались не только преимущества АВВП, но и их недостатки, из которых наиболее существенные – увеличение веса конструкции из-за сочетания свойств вертолета и самолета и необходимость двух систем управления. Среди рассмотренных Б. Н. Юрьевым принципиальных схем АВВП оригинальный проект вертолета-самолета, у которого ось винта и хорда крыла при взлете располагаются вертикально. После вертикального взлета аппарат наклоняется вперед на 90( и переходит к самолетному режиму полета, при этом винт создает горизонтальную тягу, а подъемная сила, создается крылом. Чтобы можно было осуществлять два таких разных режима полета, Б. Н. Юрьевым предлагалось фюзеляж аппарата делать изогнутым, как бумеранг.

В другом проекте предлагалась схема АВВП с двумя поворотными винтами, установленными на пилонах между крыльями, расположенными тандемно, что позволяло иметь горизонталь ное положение фюзеляжа при взлете. Предлагалась также схема АВВП с установленными в крыле винтами- вентиляторами, которая тоже имела горизонтальное положение фюзеляжа при взлете и посадке. Особый интерес представляет схема АВВП с дискообразным корпусом и подъемным вентилятором, предложенная Б. Н. Юрьевым в 1921 г. и на несколько десятилетий опередившая разработку АВВП Авро VZ-9V «Аврокар» с дискообразным корпусом и подъемным вентилятором.

Тем не менее предпочтение в работах Б. Н. Юрьева отдавалось схемам АВВП,

совершающих взлет при вертикальном положении фюзеляжа. Отмечалось, что такие аппараты в то время были более изучены, чем аппараты с поворотными винтами, а по конструкции они могут быть более компактными и поэтому более

перспективными для боевых самолетов типа истребителей. Утверждалось, что при использовании винтов умеренного диаметра, создающих достаточную тягу при взлете и в горизонтальном полете, и поршневого двигателя мощностью 800-1000 л.с. возможно создание вертикально взлетающего истребителя с взлетной массой 1800 кг. Такое утверждение отражало господствующую в то время за рубежом направленность работ в области создания АВВП, ставящую целью обеспечение возможности вертикального взлета для боевых самолетов. И в качестве основной схемы боевого СВВП в этот период рассматривалась схема с вертикальным положением фюзеляжа при взлете.

Схема АВВП с дискообразным корпусом и подъемным вентилятором, предложенная Б. Н. Юрьевым в 1921 г.

Проект СВВП «Сокол» с поворотными винтами (а) и его модель во взлетной конфигурации (6)

Поэтому большой интерес представляет проект боевого СВВП «Сокол» с поворотными винтами, разрабатывавшийся в 1934 – 1936 гг. в Московском авиационном институте студентом, а затем инженером Ф. П. Курочкиным под руководством Б. Н. Юрьева. Рассмотренный в проекте СВВП представлял собой одноместный истребитель и был выполнен по схеме моноплана с поворотными винтами на концах крыла. Следует отметить, что проект отличался большой оригинальностью и по уровню технических решений значительно опережал зарубежные разработки того времени. Однако он, как и другие наши проекты СВВП, из-за режимных ограничений оставался неизвестным даже специалистам, поэтому целесообразно осветить его подробнее.

Силовая установка СВВП должна была состоять из поршневого двигателя Испано-Суиза с водяным охлаждением, установленного за кабиной летчика в средней части фюзеляжа и снабженного радиатором в капоте NACA с регулируемым конусом для охлаждения при взлете и посадке и полете на режиме висения. От двигателя с помощью механической трансмиссии, включающей муфты сцепления и свободного хода, редукторы и валы, должен был обеспечиваться привод во вращение двух поворотных винтов, установленных в гондолах на концах крыла, и небольшого рулевого винта, установленного в хвостовой части фюзеляжа и обеспечивающего продольное управление на режимах взлета и посадки, висения и перехода к горизонтальному полету.

Крыло предполагалось сделать разрезным с неподвижным центропланом и поворотными консолями, чтобы при повороте винтов на 90° большая часть крыла располагалась параллельно отбрасываемому винтами потоку и не создавала дополнительного сопротивления, на преодоление кото

рого требовалось бы расходовать часть тяги винтов.

Шасси должно было включать только одну опору с колесом, убирающуюся в фюзеляж, дополнительные опоры на концах гондол, использовавшиеся только при взлете и посадке с повернутыми на 90° винтами, и хвостовую опору.

Представляют интерес расчетные данные СВВП «Сокол»: взлетная масса 1850 кг, взлетная мощность двигателя 860 л.с., диаметр поворотных винтов 4 м, площадь крыла 9,3 м2 , удельные нагрузки на ометаемую площадь 73 кгс/м2 , на крыло 200 кгс/м2 и на мощность 2,16 кгс/л.с., максимальная скорость 527 км/ч. Необходимо отметить, что разработка этого проекта сопровождалась исследованиями в аэродинамической трубе работы поворотных винтов в условиях, соответствующих режимам взлета, посадки, перехода и горизонтального полета. В проекте было много интересных решений, выполненных на уровне изобретений, но не оформленных и не запатентованных.

Проекты СВВП КИТ-1 (а) и КИТ-2 (6)

Модель десантно-транспортного СВВП с Х-об- разным крылом и четырьмя ТВД, исследовавшегося в МАИ

Обширные теоретические и экспериментальные исследования ряда проектов легких одноместных вертикально взлетающих истребителей были проведены в 1946-1947 гг. в Военно-воз- душной инженерной академии им. Н. Е. Жуковского инженерами Ф. П. Курочки- ным и В. Н. Тироном под руководством Б. Н. Юрьева. Все рассматривавшиеся в проектах истребители, получившие обозначение КИТ, должны были совершать взлет при вертикальном положении фюзеляжа и использовать воздушные винты для создания вертикальной тяги.

В одном из проектов истребитель КИТ-1 был выполнен по бесхвостовой схеме с крылом малого удлинения и вертикальным оперением с большим под- фюзеляжным килем. На концах крыла, верхнего и подфюзеляжного килей установлены выдвижные опоры шасси. В качестве силовой установки на истребителе предполагалось установить поршневой двигатель с водяным охлаждением ВК-108 мощностью 1750 л.с., от которого через редуктор должен был обеспечиваться привод соосных воздушных винтов разного диаметра. Верхний винт диаметром 3,6 м предполагалось использовать для создания тяги в горизонтальном полете, а нижний винт диаметром 8 м для создания тяги при взлете и посадке. Расчетная тяга нижнего винта у земли 3630 кг, что при взлетной массе 3100 кг соответствовало тяговооруженности 1,17. В горизонтальном полете винт большого диаметра предполагалось отключать с помощью муфты сцепления и останавливать, при этом лопасти его должны устанавливаться горизонтально во флюгерное положение. Расчетная максимальная скорость этого истребителя 800 км/ч.

В другом проекте истребителя КИТ-2 предлагалось использовать соосные воздушные винты диаметром 2,86 м, приводимые также от поршневого двигателя ВК-108 мощностью 1750 л. е., и дополнительный несущий винт с выдвигающимися лопастями, диаметр которого должен был изменяться от 4 м при взлете и горизонтальном полете до 14 м при посадке. Истребитель, имеющий взлетную массу 3000 кг, должен был совершать вертикальный взлет с работающими соосными воздушными винтами, создающими вертикальную тягу 3150 кгс, и остановленным несущим винтом. При этом тяговооруженность составляла всего 1,05, поэтому для увеличения тяговооруженности при взлете предлагалось использовать стартовые пороховые ускорители. Расчетная максимальная скорость полета должна была составлять 920 км/ч.

Перед посадкой истребитель должен был совершать горку, при этом с помощью гидромеханизма должны были выдвигаться лопасти несущего винта, который под действием набегающего потока воздуха начинал работать на режиме самовращения, создавая вертикальную тягу. Посадка истребителя должна производиться при вертикальном положении фюзеляжа, причем перед приземлением должен осуществляться «подрыв», то есть увеличение шага лопастей несущего винта и увеличение его тяги, что должно обеспечивать уменьшение скорости снижения до 6 – 8 м/с. Управление истребителем при взлете и посадке должно было осуществляться с помощью аэродинамических рулей, расположенных в потоке от винтов, и циклического управления шагом лопастей несущего винта.

Оба проекта КИТ имели похожие обводы фюзеляжей (с кабиной, как у истребителя «Эр Кобра»), но отличались размерами. Предполагалось использование одинакового вооружения, состоящего из встроенной пушки калибром 37 мм с боезапасом 120 снарядов. Проекты истребителей КИТ отличались большой оригинальностью и ставили целью исследование возможностей сочетания вертикального взлета с достижением большой скорости полета при использовании воздушных и несущих винтов, но практически они вряд ли могли быть реализованы из-за необычных решений и связанного с этим большого технического риска. Зато идея использования останавливаемого винта изменяющегося диаметра получила позже развитие в ряде зарубежных проектов.

Исследования СВВП в ВВИА продолжались в 1949- 1951 гг., когда под руководством Б. Н. Юрьева и ак. А. Г. Иосифьянца, возглавлявшего Всесоюзный электротехнический институт (ВЭТИ), был разработан проект СВВП с поворотными крыльями, расположенными по тандемной схеме, и воздушными винтами. Для такого СВВП требовалась чрезвычайно сложная и тяжелая система трансмис сии, поэтому было предложено использовать электрическую систему трансмиссии, которая по расчетам получалась более простой и легкой, чем механическая трансмиссия. Проект СВВП получил название «Электрогеликоптер». При расчетной взлетной массе 27 т и общей суммарной мощности 10 900 л. с. расчетная максимальная скорость должна была составлять 450 – 500 км/ч. Были изготовлены модели СВВП для испытаний в аэродинамической трубе и демонстрационная модель, но, к сожалению, не осталось их фотографий. Схема СВВП с тандемно расположенными крыльями и поворотными винтами получила развитие в ряде проектов СВВП за рубежом.

В 1954 г. в МАИ на кафедре «Проектирование и конструкции вертолетов» (С-2) была организована конструкторская группа по разработке десантно- транспортного вертикально взлетающего самолета. Проект разрабатывался под руководством зав. кафедрой ак. Б.Н. Юрьева, главного конструктора И.П. Братухина и ак. А.Г. Иосифьянца, компоновкой СВВП занимался автор.

Проект десантно-транс- портного СВВП с поворотным крылом (рисунок автора), исследовавшегося в ЦАГИ

Модель АВВП МАИ с подъемным вентилятором в несущем корпусе и устройством для образования воздушной подушки

Для СВВП была выбрана используемая на бомбардировщике Ту-95 силовая установка из четырех ТВД НК-12МВ мощностью по 12 000 л.с., которые по своему удельному весу и расходу топлива не имели равных. ТВД приводили на Ту-95 соосные воздушные винты диаметром 5,8 м, которые для разрабатываемого СВВП были модифицированы для получения большей взлетной тяги, а диаметр их был увеличен до 6 м.

Для осуществления вертикального взлета и посадки была выбрана схема с вертикальным положением фюзеляжа при взлете и посадке и четырьмя ТВД в гондолах на концах крестообразного крыла малого удлинения, консоли которого располагались под прямыми углами друг к другу.

В носовой части фюзеляжа малого удлинения размещалась двухместная кабина экипажа, а за ней грузовая кабина с тремя отсеками. Для удобства размещения экипажа при изменении положения фюзеляжа в процессе перехода их кресла были установлены на общем шарнире, и положение их стабилизировалось. Сиденья десантников находились в трех грузовых отсеках и также были установлены на шарнирах. Шасси было выполнено четырехопорным, с неубираемыми опорами на консолях крыла, со сдвоенными колесами.

Расчетная взлетная масса СВВП составляла 50 – 60 т в зависимости от условий взлета, а максимальная взлетная тяга четырех соосных винтов – 90 тс. Самолет должен был совершать вертикальный взлет при вертикальном положении фюзеляжа, имея тяговооруженность 1,2-1,5, переходить к горизонтальному полету.

Управление самолетом осуществлялось совместным и дифференциальным изменением шага лопастей соосных воздушных винтов, а также с помощью аэродинамических рулей (элеронов и рулей высоты), установленных попарно на крыльях и расположенных в потоке от воздушных винтов.

Проект СВВП отличался оригинальностью компоновки и новизной предлагаемых технических решений, ряд которых был запатентован. Основной особенностью СВВП была электрическая система трансмиссии вместо традиционной механической с редукторами, валами и муфтами, разработанная в ВЭТИ под руководством А. Г. Иосифьянца.

В МАИ было построено несколько экспериментальных свободно летающих моделей самолетов-конвертопланов с бензиновыми двигателями, выполненных по различным аэродинамическим схемам, и проведены их испытания, а в ЦАГИ под руководством автора была спроектирована и изготовлена демонстрационная модель СВВП в масштабе 1:20.

Проведенные в МАИ исследования транспортного СВВП, совершающего вертикальный взлет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, устанавливали значительную ее конструктивную сложность, связанную с изменением положения фюзеляжа. Поэтому было признано целесообразным продолжать дальнейшие исследования транспортных СВВП, рассматривая только схемы самолетов, совершающих вертикальный взлет и посадку при горизонтальном положении фюзеляжа.

В 1955-1956 гг. в ЦАГИ под руководством И.П. Братухина были проведены исследования транспортных СВВП с воздушными винтами. Для обеспечения вертикального взлета и посадки в сочетании с большой скоростью крейсерского полета было найдено целесообразным использовать схему СВВП с соосными воздушными винтами, приводимыми ТВД, которые при взлете и посадке поворачиваются на 90° вместе с крылом, что позволяло сохранять горизонтальное положение фюзеляжа при взлете и посадке и в крейсерском полете, облегчая размещение и транспортировку десантируемых грузов.

В исследованиях и подготовке обобщающего отчета участвовала большая группа сотрудников ЦАГИ, включая автора, и ЦИАМ. В процессе исследований были выбраны основные параметры и конструктивная схема транспортно-десантного СВВП из условий обеспечения транспортировки десантируемой нагрузки 5 т при вертикальном взлете и посадке и полете с крейсерской скоростью 700 км/ч с дальностью 1250 км. Расчетная взлетная масса СВВП 30 т.

Конструкция СВВП была выбрана типовой, поворотное крыло – малого удлинения, чтобы вся его поверхность была расположена в потоке от воздушных винтов для исключения срыва потока на больших углах атаки при переходных режимах.

Модель АВВП «Иналет-8»

Силовая установка – с двумя ТВД НК-12МВ мощностью по 12 000 л.с., приводящими соосные воздушные винты диаметром 7 м, подобные тем, которые использовались в проекте МАИ.

При горизонтальном полете СВВП управляется с помощью обычных аэродинамических рулей. На режимах вертикального взлета и посадки и переходных режимах, когда аэродинамические рули на оперении неэффективны, применяется дополнительная струйная система управления, использующая сжатый воздух, отбираемый от компрессоров ТВД, на режимах крейсерского полета струйная система управления отключается.

В процессе исследований было установлено, что для рассматриваемого поворотного крыла малого удлинения даже при обдувке его винтами при переходе возможен срыв потока. Кроме того, такое крыло обладает недостаточным аэродинамическим качеством, что приводит к увеличению километрового расхода топлива и затрудняет аварийную посадку при выходе из строя двигателей.

Позже исследования были продолжены в ЦАГИ, где был разработан проект транспортного СВВП, использующего поворотное крыло большого размаха с четырьмя ТВД и соосными воздушными винтами диаметром 5,8 м, как на Ту-95. Размах крыла был увеличен, что обеспечило большее удлинение и увеличение аэродинамического качества. Кроме того, крыло было снабжено более развитой механизацией для исключения срыва потока.

В 1961 – 1962 гг. на кафедре «Проектирование и конструкция вертолетов» под руководством И.П. Бра- тухина был выполнен оригинальный проект АВВП по схеме «летающее крыло». АВВП имел несущий корпус в виде прямоугольного в плане крыла с удлинением 0,5 и аэродинамическим профилем с относительной толщиной 14%. В носке крыла была расположена кабина для экипажа и пассажиров, а в хвостовой части – двухкилевое вертикальное оперение и закрылок вдоль задней кромки крыла. Размах крыла – 4 м, нагрузка на крыло – 72 кгс/м^, АВВП имел взлетную массу 2500 кг, полезную нагрузку – 500 кг. Диапазон скоростей от 0 до 250 км/ч.

Предусматривалась установка двух ГТД мощностью по 300 л.с. Четыре подъемных вентилятора диаметром 2,5 м были установлены горизонтально с перекрытием в общем кольцевом канале и разнесены по высоте в плоскости крыла в центральной его части. При взлете вентиляторы нагнетают воздух под крыло и создают воздушную подушку под центропланом, что обеспечивает полет на режиме висения на небольшой высоте. Спереди и сзади воздушная подушка ограничивается отклоненными предкрылком и закрылком центроплана. На верхней поверхности крыла располагаются управляемые жалюзи, которые прикрывают общий канал вентиляторов и обеспечивают управление машиной по продольной оси и по крену. Трансмиссия состояла из редукторов, приводивших вентиляторы и воздушные винты. Были изготовлены демонстрационные модели АВВП и продувочные модели для аэродинамических исследований. Один из вариантов АВВП экспонировался на ВДНХ в 1968 г., а затем на международной студенческой выставке за рубежом.

Подобный проект АВВП «Иналет-8», также использующий подъемный вентилятор и устройство для образования воздушной подушки при взлете, разрабатывался на кафедре «Конструкция и проектирование самолетов». От первого проекта он отличался рядом усовершенствований: несущий корпус имел заостренную носовую часть с кабиной для экипажа и пассажиров и был снабжен консолями трапециевидной формы в плане, что позволяло увеличить аэродинамическое качество и повысить крейсерскую скорость полета до 360 км/ч, а максимальную до 500 км/ч. Вместо четырех в кольцевом канале был размещен один подъемный 12-лопастный вентилятор диаметром 3,6 м, воздух от которого направлялся в кольцевой канал на нижней поверхности несущего корпуса, снабженной дефлектором для образования воздушной подушки. Силовая установка должна состоять из двух ГТД мощностью по 600 л.с., приводящих подъемный вентилятор и два толкающих воздушных винта на пилонах над несущим корпусом.

В кабине могут размещаться один или два летчика в носовой части на рядом расположенных креслах и 6-7 пассажиров за ними или грузы массой до 700 кг. Предполагается, что АВВП «Иналет-8» сможет использоваться как административный и многоцелевой для санитарных перевозок, воздушного патрулирования и фоторазведки, поисковых и спасательных работ, ледовой разведки. Взлетная масса АВВП при вертикальном взлете 3100 кг, при взлете с коротким разбегом 3700 кг, масса пустого снаряженного 2000 кг, длина АВВП 10,8 м, размах крыла 12 м, высота 3,7 м, площадь крыла 26,14 м2 .

Ми-30

МВЗ им. М.Л. Миля Проект многоцелевого СВВП

В 1972 г. в МВЗ им. М.Л. Миля под руководством М.Н. Тищенко была начата инициативная разработка проекта-предложения транспортно-пассажирского вертолета-самолета Ми-30 с поворотными винтами. В соответствии с принятой у нас терминологией он сначала назывался вертолетом-самолетом, но потом в МВЗ он получил новое специальное название – винтоплан.

Главной задачей проектирования вертолета-самолета Ми-30 считалось обеспечение летно-технических характеристик, в первую очередь скорости и дальности полета, превосходящих характеристики обычных вертолетов. В МВЗ Ми-30 рассматривался как перспективная замена наиболее распространенного многоцелевого вертолета Ми-8 и предназначался для грузопассажирских перевозок (19 пассажиров или 2 т груза). Расчетная скорость полета составляла 500 – 600 км/ч, дальность – 800 км, взлетная масса – 10,6 т.

В качестве силовой установки предполагалось использовать два ГТД ТВЗ-117, расположенных над фюзеляжем, которые должны были приводить с помощью трансмиссии два поворотных несуще-тянущих винта диаметром 11 м в гондолах на концах крыла.

В исследованиях по программе Ми-30 активное участие принял ЦАГИ, и вскоре совместными усилиями МВЗ и ЦАГИ началась постройка аэродинамического стенда для испытаний модели поворотного винта. Конструкторы МВЗ спроектировали экспериментальную радиоуправляемую летающую модель винтоплана для изучения в полете переходных режимов, устойчивости и управляемости аппарата.

В ходе разработки было признано целесообразным увеличить грузоподъемность Ми-30 до 3 – 5 т и пассажировместимость – до 32 чело век, поэтому проект винтоплана был переработан под установку трех форсированных двигателей ТВЗ-117Ф, диаметр несуще-тянущих винтов увеличился до 12,5 м, а взлетная масса – до 15,5 т.

Проект винтоплана Ми-30

Схемы винтопланов Ми-30С и Ми-30Д

К началу 80-х годов в МВЗ был проработан ряд компоновок и возможных схем и конструкций агрегатов Ми-30 и проведены аналитические исследования проблем аэроупругости системы винт-крыло и динамики ее конструкции, а также аэродинамики и динамики режимов полета, характерных для преобразуемых винтокрылых аппаратов.

В августе 1981 г. было принято постановление о разработке вертолета с преобразуемой несущей системой (винтоплана) Ми-30, соответствующее техническое предложение было представлено на рассмотрение институтов МАП и военных заказчиков. Военные одобрили разработку, но потребовали оснастить винтоплан более мощной силовой установкой. Расчетная масса при этом увеличилась до 30 т.

В процессе последующей разработки тип силовой установки неоднократно изменялся: рассматривались варианты винтопланов с двумя и тремя двигателями ТВ7-117 и с двумя Д-27 соответственно, взлетной массой 11 т, 20 т и 30 т. Были проведены также фундаментальные теоретические исследования в области прочности, аэродинамики и динамики, в том числе расчеты собственных колебаний винтоплана, некоторых характерных для него видов неустойчивости, балансировочных характеристик, режимов вертикальной авторотации, автоколебаний типа «воздушный резонанс», «хордовый флаттер», «флаттер гондол». Определялась также масса несущей системы и сравнивалась транспортная эффективность винтоплана, вертолета и самолета; определялись параметры винта и его КПД и параметры крыла и оперения, выбирались также параметры лопасти винта и напряжения в ней. В МВЗ прорабатывались многочисленные варианты конструкции винтов, крыла, трансмиссии и других агрегатов.

Создание винтоплана Ми-30 было включено в программу разработки вооружения на 1986- 1995 гг., однако в связи с экономическими трудностями винтоплан так и не вышел из стадии аналитическо-конструкторских исследований.

Схема винтоплана Ми-30Л

В МВЗ к 1991 г. были разработаны три различных типа винтоплана: Ми-ЗОС и Ми-ЗОД, грузоподъемностью 3,2 т и 2,5 т и пассажировме- стимостыо 21 и 11 человек соответственно и более легкий Ми-ЗОЛ грузоподъемностью 0,95 т, рассчитанный на перевозку 7 пассажиров. Первых два винтоплана с максимальной взлетной массой 13 т, выполненных по схеме «утка», предполагалось оснастить силовыми установками из двух двигателей ТВ7-117, а третий, обычной схемы с двухкилевым оперением и взлетной массой 3,75 т, – двумя ГТД АЛ-34. Рассматривались и боевые варианты винтоплана.

В начале 90-х годов изучалась возможность участия МВЗ им. М. Л. Миля в европейском проекте EUROFAR по программе «Эврика», предусматривавшей создание СВВП, аналогичного по характеристикам Ми-30, однако соглашение о совместной работе не было достигнуто.

Исследования реактивных СВВП

Впервые схема СВВП с реактивным двигателем с изменяемым направлением вектора тяги была предложена в 1946 г. конструктором К.А. Шуликовым. Им было также впервые предложено поворотное сопло реактивного двигателя, особенность конструкции которого, как указывалось в авторском свидетельстве №166244 от 18 декабря 1948 г., «состоит в том, что оно оборудовано поворотными в вертикальной плоскости реактивными насадками, монтируемыми на опорно-упорных подшипниках и связанными червячной передачей с приводным механизмом. С помощью этих насадков можно изменять направление вектора тяги в вертикальной плоскости. При такой конструкции сопла энергию газовой струи можно использовать непосредственно как источник подъемной силы для осуществления вертикального взлета, вертикальной посадки и торможения летательного аппарата».

Поворот реактивных насадков осуществляется от электропривода с помощью червячной передачи. Сопла снабжены направляющими лопатками и имеют кожухи для охлаждения. Насадки могут поворачиваться на любой заданный угол, благодаря чему достигается необходимое отклонение газовой струи в зависимости от режима полета. Максимальное отклонение соответствует взлету и посадке, для торможения сопло отклоняется вперед.

К. А Шуликовым были разработаны несколько проектов СВВП, снабженных реактивными двигателями с поворотными соплами. Сопла могли отклоняться на такой угол, чтобы равнодействующая сила тяги ТРД проходила через центр тяжести самолета.

Проекты СВВП, предложенные К. А. Шуликовым, с ТРД РД-45 (а) и ВК-1 (б)

Особый интерес представляет проект СВВП с ТРД РД-45, предложенный К.А. Шуликовым в 1947 г. У этого самолета предполагалось использовать кроме основных поворотных сопл, через которые вытекала основная часть газов ТРД, вспомогательные поворотные насадки. Благодаря этому при установке основных сопл в отклоненное положение, соответствующее режимам взлета или посадки, можно обеспечивать управление самолетом, поворачивая вспомогательные насадки. Двигатель размещался в носовой части СВВП в наклонном положении по так называемой реданной схеме, что обеспечивало дополнительный момент тангажа, сокращая разбег самолета при коротком взлете. Для управления самолетом на разных режимах в проекте предусматривалось использовать поворотный стабилизатор.

Недостаточную тяговооруженность СВВП автор улучшил в другом проекте, в котором предполагалось использовать более мощный ТРД ВК-1. В предложенных проектах не использовалась струйная система управления, которое предполагалось обеспечить только с помощью поворотных сопл, тем не менее можно видеть, что предложенная К. А. Шуликовым схема СВВП на несколько лет опережала предложенную М. Вибо схему СВВП с поворотными соплами, использованную позже для СВВП Р.1127.

Другим нашим конструктором – А.Я. Щербаковым в 1947 г. было впервые предложено использовать подъемные реактивные двигатели, которые должны создавать вертикальную тягу и обеспечивать вертикальный взлет и посадку самолета. Им был также разработан проект СВВП с поворотными ТРД а в 1948 г. был построен экспериментальный аппарат, который испытывался подвешенным на стенде.

Теоретические и экспериментальные исследования СВВП проводились в Летно-исследовательском институте им. М.М. Громова, где в 1955 г. экспериментальный аппарат «Турболет» был построен конструкторским коллективом под руководством А. Н. Рафаэлянца и В. Н. Матвеева. Этот аппарат представляет собой металлическую ферму, на которой в вертикальном положении установлен турбореактивный двигатель АА-9Т. Рядом с двигателем расположены закрытая кабина летчика и баки с топливом. Аппарат стоит на земле на четырех опорах шасси с небольшими колесами.

Экспериментальный аппарат «Турболет»

Для управления на аппарате в выходном сопле турбореактивного двигателя установлены два газовых руля. Отклоняя их в разные стороны, можно получить продольное и поперечное управление аппаратом. Кроме того, аппарат был снабжен струйными рулями, установленными на четырех длинных фермах. Струйные рули обеспечивают путевое управление аппаратом, а также могли быть использованы вместо газовых рулей и для продольного и поперечного управления. Управляются струйные и газовые рули при помощи ручки и педалей в кабине летчика.

«Турболет», испытываемый летчиком-испытателем Ю.А. Гарнаевым, успешно летал сперва на привязи, а затем в свободном полете. Управление посредством газовых и струйных рулей действовало весьма эффективно. Управляемый летчиком аппарат мог вертикально подниматься, перемещаться в воздухе в любом направлении и садиться на площадку, по размерам лишь несколько превышающую размер аппарата. Аппарат «Турболет» демонстрировался в полете на воздушном празднике в Тушино в 1957 г., а в дальнейшем использовался для оценки устойчивости и управляемости СВВП.

Як-36

ОКБ им. А. С. Яковлева Экспериментальный СВВП

В 1956 г. в ОКБ, возглавляемом генеральным конструктором А. С. Яковлевым, имеющим большой опыт создания фронтовых истребителей, начались исследования реактивных вертикально взлетающих самолетов. Изучив опыт разработки и испытаний в ЛИИ летающего стенда «Турболет» и зарубежных экспериментальных СВВП, и в первую очередь опытного СВВП Хоукер Р. И27, ОКБ приняло, решение создать экспериментальный СВВП, получивший обозначение Як-36 и являющийся летающим стендом для изучения особенностей конструкции СВВП и его силовой установки с поворотным вектором тяги, а также для отработки принципов управления на переходных режимах и многих других вопросов. Руководство всеми работами по Як-36 осуществлял непосредственно генеральный конструктор А.С. Яковлев, а руководителем темы в ОКБ был назначен заместитель главного конструктора С. Г. Мордовии. Разработка СВВП началась в 1962 г. и велась ускоренными темпами в тесном сотрудничестве со специалистами ЛИИ и ЦАГИ, а также двигательного КБ «Союз», возглавлявшегося С. К. Туман- ским. Разрабатываемый экспериментальный СВВП было решено выполнить двух- двигательным и использовать подъемно-маршевые двигатели с поворотными соплами, а управление на режимах вертикального взлета и посадки обеспечивать с помощью струйных рулей.

Уже весной 1963 г. первый экспериментальный СВВП Як-36 был доставлен на летно-испытательную станцию на аэродроме ЛИИ, где специально для испытаний СВВП был сооружен бетонный котлован со стальным решетчатым покрытием и мостообразной фермой для испытаний на привязи. С помощью этого сооружения были осуществлены первые привязные подлеты и полеты на режиме висения на высоте до 0,5 м. Ведущим летчиком- испытателем от ЛИИ был назначен Ю. А. Гарнаев, имевший к тому времени большой опыт полетов на летающем стенде «Турбо- лет». Вторым летчиком-испытателем был назначен В. Г. Мухин, летчик-испытатель ОКБ им. Яковлева.

Первые свободные полеты на режиме висения были выполнены в период с 23 по 30 июня 1963 г., после чего наступил длительный перерыв в полетах, вызванный необходимостью тщательного анализа полученных экспериментальных материалов.

Экспериментальный СВВП Як-36

Лишь через год, 27 июля 1964 г., на втором экспериментальном СВВП В. Г. Мухин совершил полет по самолетному профилю, а 27 сентября 1964 г. им был осуществлен первый свободный полет на режиме висения. После длительных испытаний на режиме висения, проводившихся под руководством ведущих специалистов ОКБ С. Г. Мордови- на, К. Б. Бекирбаева и В. Н. Павлова и с участием динамиков ЛИИ А. И. Квашнина и Г. М. Лапшина, в феврале 1966 г. В.Г. Мухин совершил на Як-36 вертикальный взлет, переход к горизонтальному полету, полет по кругу и посадил машину по- самолетному. Несколько позже, 24 марта, был совершен первый полет по полному профилю, с вертикальным взлетом и посадкой, а в октябре 1966 г. СВВП Як-36 был показан руководству страны в Кубинке.

На праздновании Дня Воздушного Флота в августе 1967 г. в аэропорту Домодедово, где была развернута экспозиция новейших образцов авиационной техники, в том числе Як-36, В. Г.

Мухин успешно продемонстрировал все фазы полета первого отечественного СВВП, выполнив вертикальный взлет, переход к горизонтальному полету на высоте 50 м и полет по кругу над аэродромом, а затем полет на режиме висения с разворотом на 180° и вертикальную посадку. Возможность вертикального взлета и посадки Як-36 вызвала большой интерес командования ВМС СССР, позволяя решить проблему авиационного прикрытия и авиационной поддержки кораблей в открытом море минимальными средствами.

К этому времени три построенных экспериментальных СВВП, включая два летных и один для статических испытаний, полностью выполнили свою задачу, дав возможность разработки на их базе усовершенствованных боевых СВВП.

Конструкция

СВВП Як-36 выполнен по схеме среднеплана с двумя подъемно-маршевыми ТРД и велосипедным шасси.

Фюзеляж имел эллиптическое сечение и отличался увеличенной шириной в носовой части, где размещалась одноместная кабина летчика с катапультным креслом. Носовую часть фюзеляжа занимал воздухозаборник, разделенный вертикальной перегородкой. Под ним располагался откидной щиток большой площади, служивший одновременно и аэродинамическим тормозом, и экраном, предотвращающим засасывание выхлопных газов в воздухозаборники двигателей. В носовой части установлена длинная штанга, на конце которой расположены сопла системы газодинамического управления. Такие же сопла располагались на законцовках консолей крыла и хвостовом коке, обеспечивая управление СВВП на режимах вертикального взлета и посадки на малых скоростях.

Схема СВВП Як-36

Крыло трапециевидной формы в плане со стреловидностью по передней кромке 40° и прямой задней кромкой, снабжено закрылками и элеронами.

Хвостовое оперение стреловидное, с большим по площади килем, с рулем направления и расположенным на нем стабилизатором, с рулем высоты и триммерами, под хвостовой частью дополнительно установлены две трапециевидные килевые поверхности.

Шасси убирающееся, выполнено по велосипедной схеме для облегчения конструкции крыла и снижения массы взлетно-посадочных устройств, снабжено консольными поддерживающими стойками.

Силовая установка состояла из двух подъемно- маршевых двигателей (ПМД) Р27-300, размещенных рядом в носовой части фюзеляжа и имевших поворотные насадки реактивных сопл. Поворот насадков осуществлялся синхронно валом, соединяющим редукторы с гидромотором. Насадки имели профилированную форму и снабжались поперечными направляющими лопатками, упорядочивающими выхлопную струю и препятствующими ее растеканию. Рычаг управления поворотом сопл располагался в кабине рядом со спаренными рычагами управления двигателями.

Характеристика СВВП Як-36

Размеры:

размах крыла 8,25 м

длина самолета с носовой штангой 15,2м

высота самолета 4,5 м

длина фюзеляжа 12,5м

Двигатели 2 подъемно-маршевых

ТРД Р27-300

статическая тяга 2x5300 кгс

Масса:

взлетная 7500 кг

Летные данные не опубликованы

Як-38

Палубный штурмовик с вертикальным взлетом и посадкой

Як-38 являлся первым отечественным самолетом с вертикальным взлетом и посадкой и был предназначен для поражения надводных и наземных целей, не имеющих мощной ПВО, а также обороны района патрулирования подводных лодок от противолодочных самолетов и вертолетов противника.

После успешной демонстрации на воздушном празднике в Домодедово экспериментального СВВП Як-36, к которому большую заинтересованность проявил ВМФ, А. С. Яковлев вышел в правительство с предложением о постройке малой серии из 10-12 самолетов Як-36 для отработки «технологии» корабельного базирования летательных аппаратов этого типа, и 27 декабря 1967 г. вышло постановление правительства, предусматривающее создание нового легкого боевого самолета с вертикальным взлетом, предназначенного для базирования на кораблях.

В соответствии с утвержденными в январе 1969 г. совместным решением главкомов ВВС и ВМФ так- тико-техническими требованиями к СВВП сухопутного и корабельного базирования, новый самолет, получивший сперва обозначение Як-ЗбМ, предназначался для авиационной поддержки сухопутных войск в ближнем тылу противника при базировании на передвижных площадках или на передвижном прицепетрейлере в непосредственной близости от линии фронта, а при базировании на противолодочных крейсерах – для уничтожения подвижных и неподвижных наземных и морских объектов противника в условиях прямой видимости, а также для ведения визуальной разведки. Помимо этого, самолет должен был располагать возможностью уничтожать воздушные цели типа вертолетов, транспортных самолетов, дозвуковых штурмовиков и самолетов РЛДН и ПЛО в операционных районах дислокации атомных подводных ракетоносцев.

Заход на посадку СВВП Як-38

Работы над проектом Як-36М развернулись в ОКБ А. С. Яковлева еще до официального утверждения ТТТ, что позволило уже в марте 1970 г. представить комиссии МАП макет, а через месяц – первый опытный Як-36М, который был доставлен на летно-испьгга- тельную станцию ОКБ. До полетов был проведен комплекс испытаний на специально сооруженном кабель- кране из двух ферменных мачт с растяжками и специальной подвесной системой. В этих испытаниях измерялись температурные поля под фюзеляжем в зонах, омываемых рециркулирую- щими выхлопными газами, и оценивались характеристики двигателей при работе вблизи земли. Кроме того, системы струйного управления и силовой установки предварительно отрабатывались на специальном стенде. СВВП Як-36М испытывался также в полете на внешней подвеске под самолетом – летающей лабораторией Ту-16ЛЛ и в натурной аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ с включением двигателей в потоке.

22 сентября 1970 г. летчик-испытатель В.Г. Мухин выполнил на Як-36М первое свободное висение в полуметре от поверхности земли, а в октябре на ЛИС был передан второй опытный самолет, испытывавшийся сначала на наземном стенде для исследования характеристик газодинамического управления и влияния рециркуляционного подсоса выхлопных газов в воздухозаборники ПМД. Эксперименты показали значительные потери тяги из-за всасывания горячих газов, до 800 кг, и для их уменьшения на фюзеляже были установлены гребни, устраняющие растекание выхлопных струй, а сопло подъемного двигателя было развернуто на 15° вперед. Позже были установлены гребни на верхней части обечаек воздухозаборников ПМД, что исключило попадание газов в ПД.

27 ноября 1970 г. В. Г. Мухин совершил на первом Як-36М подлет, а 2 декабря совершил взлет с разбегом. После постройки третьего и четвертого (эталонного) СВВП Як-36М к испытаниям подключились летчики- испытатели ЛИИ М. С. Дексбах и О. Г. Кононенко, исследовавшие динамику самолета на переходных режимах и летно-технические характеристики с различными подвесками.

Первый полет по полному профилю был совершен 25 февраля 1972 г. М. С. Дексбахом. Заводские испытания были завершены в трехмесячный срок, и с июня 1972 г. по конец сентября 1973 г. проводился этап госиспытаний на аэродроме Государственного Краснознаменного научно-испытательного института ВВС, в результате которых было рекомендовано допустить Як-36М к эксплуатации в строевых частях ВВС. Однако командование ВВС не проявило интереса к Як-36М вследствие его низких боевых возможностей при действиях над насыщенной ПВО и авиацией противника прифронтовой полосой.

Зато для ВМФ, где основной задачей было уничтожение неманевренных самолетов, вертолетов и плавсредств противника на дальностях до 150 км, вооружения Як-36М, состоявшего из подвесных пушечных контейнеров ГШ-23Л, управляемых ракет Р-60 и Х-23 или шести бомб ФАБ-100, было вполне достаточно. Як-36М мог использоваться и для вытеснения воздушных и надводных средств дозора и ПЛО из зоны крейсирова- ния атомных подводных ракетоносцев. Для этого требовалось групповое базирование на специализированном корабле с развитой полетной палубой и средствами ПВО.

Первоначально предполагалось использовать СВВП Як-36М с противолодочных крейсеров (ПКР) типа «Москва», предназначенных для базирования вертолетов Ка-25, но затем было принято решение создать новый тип корабля с авиационным вооружением, получившего обозначение 1143.

Для изучения вопросов, связанных с посадкой самолета на корабль, на аэродроме ЛИИ был построен участок полетной палубы, предназначенный для оценки влияния горячей струи на судовую конструкцию и замеров тепловых и акустических полей. Было выявлено, что требуется термоизолирующее прочное покрытие, которое было выполнено в ВИАМе. Для экспериментальной проверки аэродинамической, электромагнитной и эксплуатационной совместимости с кораблем в ноябре 1972 г. были проведены летные испытания Як-36М на ПКР «Москва», на палубу которого после нескольких тренировочных полетов на вертолете Ка-25 М.С. Дексбах точно посадил Як-36М.

Испытания на ПКР «Москва», проводившиеся при разных ходах корабля и разных метеорологических условиях, при искусственной качке, показали, что СВВП Як-36М пригоден к эксплуатации в морских условиях.

Решение о развертывании серийного производства Як-36М на Саратовском авиазаводе было принято в 1973 г. и в 1974 г. были собраны три первых серийных СВВП, которые отличались составом оборудования и имели форсированные ПМД и ПД.

Посадка СВВП Як-38 на палубу

Для освоения СВВП строевыми летчиками авиации ВМС на аэродроме Новофедоровка в Крыму была сформирована первая группа, приступившая в 1974 г. к изучению самолета, его силовой установки и систем. Практическое освоение Як-36М летным составом началось в марте 1975 г., и первым летчиком, освоившим полеты на Як-36М, стал полковник Ю.Н. Козлов.

В апреле 1975 г. в Севастополе завершились заводские ходовые испытания головного корабля «Киев» проекта 1143, а 18 мая на его палубу сели два самолета Як-36М, пилотируемые О. Г. Кононенко и летчиком-испытателем НИИ ВВС полковником В.П. Хомяковым. Начался этап государственных совместных испытаний самолета и корабля, продолжавшийся до 24 октября 1975 г.

Первый боевой поход ПКР «Киев» начался 16 июля 1976 г.; из Севастополя он прошел через Босфор и Дарданеллы в Средиземное море, где начались плановые полеты. В августе 1977 г. самолет Як-36М был официально принят на вооружение авиации ВМФ под обозначением Як-38.

Для подготовки летчиков в ОКБ А.С. Яковлева был создан двухместный учебно-боевой самолет Як-38У, в котором обучаемый и инструктор располагались тандемом. На «спарке» ввели принудительное катапультирование обоих членов экипажа на вертикальных и переходных режимах полета с разведением траекторий кресел в разные стороны.

Двухместный учебно- боевой СВВП Як-38

Основным недостатком СВВП Як-38 являлась малая продолжительность полета, обусловленная большим расходом топлива на вертикальные взлет и посадку. Поскольку увеличить тягу двигателей не представлялось возможным, увеличение запаса топлива и полезной нагрузки можно было достичь осуществлением взлета с разбегом, изучавшегося специалистами ОКБ совместно с ЛИИ и ЦАГИ. Исследования в ЛИИ А.И. Квашнина и Б.М. Саса показали, что осуществление взлета с коротким разбегом позволяет увеличить взлетную массу самолета на 1000-1100 кг.

Отработка взлета с коротким разбегом в корабельных условиях была проведена с декабря 1979 г. по сентябрь 1980 г. на ТАВКР «Минск». Испытания показали, что наличие ветрового потока над палубой дает возможность дальнейшего улучшения динамики взлета.

В процессе отработки взлета с коротким разбегом с палубы «Минска» в акватории Уссурийского залива 27 декабря 1979 г. потерпел аварию и упал в море из-за отказа системы поворота сопл СВВП Як-38У с испытателями О.Г. Кононенко и М.С. Дексбахом на борту, которым удалось катапультироваться с тонущего самолета.

Однако взлет с коротким разбегом 8 сентября 1980 г. в Южно-Китайском море закончился трагически: оторвавшись от палубы, Як-38, пилотируемый О. Г. Кононенко, резко просел, ударился колесами об ограничительный брус и упал в воду. Летчик старался спасти самолет и не пытался катапультироваться. Попытка спасения летчика с помощью дежурившего в воздухе вертолета-спасателя не удалась, и Як-38 затонул вместе с летчиком.

В ЛИИ и ЦАГИ изучались причины катастрофы. Аэродинамиками филиала ЦАГИ И. Б. Федоровой и Н. О. Валуевым была экспериментально установлена на модели корабля в аэродинамической трубе аэродинамическая неравномерность воздушного потока над палубой и показано, что торможение ветрового потока могло повлечь за собой снижение подъемной силы крыла, приведшее к потере скорости и удару о палубу.

Натурная проверка этого предположения на ТАВКР «Минск» подтвердила результаты трубного эксперимента. Для обеспечения аэродинамической совместимости авианесущего корабля и самолета специалистами ЦАГИ и ЛИИ был разработан и внедрен комплекс пассивных выравнивающих устройств, продемонстрировавших эффективность при возобновлении летных испытаний, а летчики Ю. И. Митиков (ОКБ им. А. С. Яковлева) и В. В. Назарян (ЛИИ) провели программу испытаний на доработанном самолете Як-38 и по ее результатам рекомендовали внедрить взлет с коротким разбегом в качестве штатного режима в строевую эксплуатацию.

Модернизированный самолет Як-38М, специально рассчитанный на режим короткого взлета и посадки, совершил первый полет 30 ноября 1982 г. Самолет отличался управляемой передней стойкой шасси, узлами подвески ПТБ и рядом других усовершенствований. Серийный выпуск Як-38 и Як-38М продолжался на Саратовском авиационном заводе до начала 80-х годов. Всего был построен 231 самолет.

На базе штурмовика Як-38 предполагалось создать многоцелевой самолет Як-39 для использования в качестве палубного истребителя-перехватчика и штурмовика. СВВП Як-39 должен был иметь увеличенную площадь крыла и емкость топливных баков, бортовую многофункциональную БРЛС и усовершенствованное вооружение, однако этот проект не был реализован, так как предпочтение было отдано более перспективному новому СВВП Як-141.

С 1974 по 1988 г. суммарный налет самолетов Як-38 и Як-38М составил 29 425 часов, за это время было зарегистрировано 37 летных происшествий, из них восемь катастроф, 21 авария и восемь поломок, в результате которых было потеряно 36 самолетов. В 31 случае летчики успешно катапультировались, причем в 18 случаях катапультирование выполнялось автоматически. В начале 1990-х годов все СВВП Як-38 были выведены в резерв и переданы на базу хранения, а корабли, на которых они базировались, исчерпали свой ресурс и были проданы как металлолом.

Конструкция

Самолет выполнен по схеме среднеплана с одним подъемно-маршевым и двумя подъемными двигателями и трехопорным шасси. Конструкция планера изготовлена в основном из алюминиевых сплавов, наиболее широко применен сплав 01420, обладающий высокой коррозионной стойкостью.

Фюзеляж – стрингерный полумонокок овального сечения с носовым коком, выполненным из радиопрозрачного материала, и хвостовым обтекателем. Конструктивно разделен на две части: носовую и хвостовую, стыкующиеся болтами. В носовой части расположена герметическая кабина вентиляционного типа с фонарем, состоящим из неподвижной части (козырька) и откидывающейся вправо подвижной части. Герметизация кабины по периметру откидной части фонаря осуществляется резиновым шлангом, в который подается воздух под давлением 1,8 – 2,5 кгс/см^. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выходят из кабины через герметические выводы.

Для предотвращения попадания горячих газов двигателей в воздухозаборники сверху и снизу фюзеляжа установлены верхние и нижние отражательные ребра. Кроме того, для защиты конструкции фюзеляжа и самолетных систем от воздействия высоких температур ПМД закрывается экраном, а на обшивку отсека ПМД ниже зализа крыла нанесено теплозащитное покрытие.

Схема СВВП Як-38

Крыло треугольной в плане формы, концевые части выполнены складывающимися. Крыло имеет угол стреловидности по передней кромке 45°, угол установки – 0°, отрицательное поперечное V – 10°, относительное удлинение крыла – 2,58. Крыло снабжено элеронами с весовой балансировкой и осевой компенсацией, а также выдвижными закрылками. Правый элерон имеет триммер. Корневые части крыла снабжены щелевыми закрылками. На стоянке складывающиеся части крыла могут поворачиваться вверх вокруг оси верхних шарниров соединения на 102° при помощи гидроцилиндров, управляемых из кабины пилота.

Стабилизатор размахом 3,8 м стреловидный, низкорасположенный, с рулями высоты, киль тоже стреловидный, с форкилем и рулем направления, профили стабилизатора и киля – симметричные, относительной толщиной 6%. Стреловидность стабилизатора по линии 1/4 хорд – 53°, киля – 43°.

Шасси трехопорное, убирающееся, носовая опора убирается назад, главная – вперед в фюзеляж. На каждой опоре по одному колесу на рычажной подвеске, база шасси 5,5 м, колея – 2,75 м.

Силовая установка состоит из одного подъемно- маршевого ТРД Р27В-300 с тягой 6100 кгс или Р28В-300 с тягой 6800 кгс, разработанных в ОКБ «Союз», и двух подъемных ТРД РД36- 35ФВР с тягой по 2900 кгс или РД36-35ФВР (2x3100 кгс), созданных в Рыбинске. Двигатели размещены в фюзеляже самолета в двух отсеках. Отсек подъемных двигателей, в котором они установлены тандемом с наклоном 10° вперед, расположен за кабиной летчика. Отсек подъемно-маршевого двигателя находится за передним топливным баком.

Воздухозаборники подъемных двигателей расположены под верхней открывающейся створкой за кабиной летчика, а воздухозаборники подъемно-маршевого двигателя – боковые однорежимные, снабжены перепускными створками и щитками для слива пограничного слоя.

ПМД имеет одиннадца- тиступенчатый компрессор и двухступенчатую турбину, сопло – нерегулируемое. Запуск ПМД – электрический от внешнего источника питания. ПД имеют шестиступенчатый компрессор и одноступенчатую турбину.

Топливо общей массой 2750 кг размещается в двух герметичных топливных фюзеляжных отсеках.

Целевое оборудование. Пилотажно-навигационное и радиотехническое оборудование самолета обеспечивает автономную навигацию (программирование маршрута полета, выведение самолета в район цели и возвращение к аэродрому посадки). В состав оборудования входят: система автоматизированного управления полетом САУ-36, автоматический радиокомпас АРК-15М, радиовысотомер РВ-5, радиосистема ближней навигации РСБН-36, система опознавания СРО-2М, маркерный радиоприемник МРП-56П, радиостанция Р- 860-1 и другая аппаратура. Установлен оптический прицел АСП-ПФД-21 и фотоконтрольный прибор СШ- 45-100-ОС.

В комплекс обороны самолета входят станция предупреждения «Сирена-ЗМ», а также аппаратура постановки активных помех «Си- рень-И» («Гвоздика»).

Для контроля работы оборудования и самолетных систем установлен самописец «Тестер-УЗЯ» (или «Тестер-УЗЛ»), позволяющий вести одновременную запись 50 параметров.

Общесамолетные системы. На борту имеется три гидравлические системы:

– основная гидросистема, обеспечивающая работу гидроусилителей системы управления самолетом, управление разворотом передней стойки шасси, раскладывание и складывание консолей крыла, источником питания основной гидросистемы является насос НП-72М, установленный на коробке приводов подъемно-маршевого двигателя;

– гидросистема силовых приводов, обеспечивающая уборку и выпуск шасси, закрылков, открытие и закрытие створок отсека подъемных двигателей, за

слонок отбора воздуха при реактивном управлении самолетом, заслонок подачи воздуха на запуск подъемных двигателей и к переднему струйному рулю;

– дублирующая гидросистема, обеспечивающая питание гидроусилителей управления самолетом в случае выхода из строя основной гидросистемы.

Пневматическая система состоит из двух автономных систем: аварийной и резервной. От аварийной пневмосистемы осуществляется рабочее торможение колес, аварийный выпуск шасси и закрылков, аварийное открытие створок отсека подъемных двигателей, заслонок струйных рулей,

выпуск и сброс тормозного парашюта.

Резервная пневмосисте- ма служит для аварийного торможения колес главных опор шасси и аварийного выпуска тормозного парашюта.

Электросистема, в которой источниками электроэнергии постоянного тока являются стартер-генератор ГСР-СТ-18/70КИС и две аккумуляторные батареи 15СЦС-52Б, а источниками переменного тока – генератор ГТ-16П48Д и преобразователь П0-750А и ПТ- 500ЦС.

Система кондиционирования воздуха включает агрегаты отбора воздуха от двигателя и агрегаты регулирования и ограничения температуры воздуха, поступающего в кабину, а также агрегаты автоматического регулирования давления воздуха.

Компоновочная схема СВВП Як-38

Кислородная система состоит из кислородного прибора КП-52М, двух кислородных баллонов емкостью по два литра с давлением кислорода 150 кг/см2 , зарядного штуцера, трубопроводов и парашютного кислородного прибора КП-27М. Комплект КП-52М работает с кислородной маской КМ-34 и защитным шлемом ЗШ-5А.

Комплекс средств спасения обеспечивает покидание самолета в аварийной обстановке на режимах вертикального взлета и посадки, переходных режимах полета, включая разбег и пробег, а также при полетах над водой и сушей. На самолетах ранних выпусков использовалось катапультное кресло КЯ-1М со спасательной парашютной системой ПС-Я серии 2 и электрическая система катапультирования СК-ЭМ. Аварийное покидание кабины с креслом КЯ-1М на нормальных режимах полета выполняется вручную, а на вертикальных и переходных режимах – автоматически от сигнала электрической системы СК-ЭМ без вмешательства летчика. Катапультирование кресла осуществляется при помощи комбинированного стреляющего механизма КСМ-Я1М.

На самолетах поздних выпусков установлено катапультное кресло К-36ВМ с носимым аварийным запасом НАЗ-7М и автоматическая система катапультирования СК-ЭМП. Аварийное покидание кабины с креслом К-36ВМ на нормальных режимах полета также осуществляется вручную, а на вертикальных и переходных режимах – автоматически от сигнала системы СК-ЭМП или вручную. Безопасная скорость катапультирования при этом 140-1100 км/ч (при условии безопасного сброса фонаря и применения защитного шлема ЗШ-5А). Максимальная безопасная скорость для катапультирования через остекление фонаря – 500 км/ч, высота при этом должна быть не менее 40 м; на уровне моря катапультирование возможно при скорости до 950 км/ч. Катапультирование кресла К-36ВМ осуществляется входящим в его конструкцию комбинированным стреляющим механизмом КСМУ-36ВМ.

Характеристики СВВП Як-38 и Як-38У

Як-38 Як-38У

Размеры:

длина самолета (со штангой ПВД) 16,37 м 17,76 м

размах крыла:

в рабочем положении 7,12 м 7,12 м

со сложенными консолями 4,45 м 4,45 м

площадь крыла 18,41м2 18,41м2

Двигатели 1 ПМД Р27В-300 и 2 ПД РД36-35ФВР

статическая тяга 1x6100 кгс 2x2900 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная

при вертикальном взлете 10 300 кг 10 000 кг

при взлете с разбегом 90 м 11 300 кг -

топлива во внутренних баках 2750 кг –

максимальная боевая нагрузка:

при вертикальном взлете 1000 кг -

при взлете с разбегом 2000 кг -

Летные данные:

максимальная скорость 1200 км/ч 900 км/ч

практический потолок 12 000 м –

максимальная

скороподъемность 100 м/с –

Практическая дальность:

при вертикальном взлете 410 км -

при взлете с разбегом 600 км –

максимальная

эксплуатационная перегрузка 6,5 -

Вооружение. Самолет Як-38 (Як-36М) оснащен бортовым комплексом вооружения, позволяющим его применять по наземным и морским целям днем и ночью, а также в случае необходимости – по воздушным целям в дневное время. Вооружение подвешивается на четырех балочных держателях БДЗ-60-2ЭФ1, установленных в корневых частях крыла симметрично по два относительно оси самолета.

При атаке наземных и морских целей могут использоваться управляемые ракеты Х-23 совместно с аппаратурой радиокомандного наведения «Дельта НГ», НАР, бомбы калибра до 250 кг, зажигательные баки ЗГ-500, унифицированные пушечные контейнеры УПК-23-250, а также спецвооружение – бомбы РН-28. Общий вес боевой нагрузки – до 1000 кг.

Под фюзеляжем стационарно установлена спаренная 23-мм пушка ГШ-23Л, которая может использоваться как в воздушном бою, так и по наземным и морским целям (на первых серийных самолетах пушка не устанавливалась). Для уничтожения воздушных целей на пилонах могут подвешиваться ракеты типа Р-60 или Р-60М, снабженные ТГС.

Опытный сверхзвуковой СВВП Як-141

Выдающимся успехом ОКБ им. А.С. Яковлева стало создание первого в мире сверхзвукового боевого СВВП ЯК-141, разработка которого была логическим продолжением работ по усовершенствованию СВВП Як-38 и отражала новые требования к боевым СВВП. Стремление к объединению высоких летных характеристик боевых самолетов, включая сверхзвуковую скорость полета, с возможностью вертикального взлета и посадки – одна из наиболее сложных проблем тактической боевой авиации.

Решение этой проблемы позволило бы обеспечить: повышенную выживаемость и скрытность базирования самолетов тактической авиации при рассредоточении по малоразмерным взлетно- посадочным площадкам, высокую оперативность реагирования авиации на потребности непосредственной поддержки наземных войск благодаря приближению базирования самолетов к районам боевых действий, а также возможность базирования на авианесущих кораблях, не имеющих развитой полетной палубы. Однако, как выяснилось, решение этой проблемы связано с такими техническими трудностями, что неоднократно предпринимавшиеся попытки создания сверхзвуковых боевых СВВП не имели успеха.

Одна из ведущих американских фирм «Рокуэлл», взявшаяся за эту проблему, также не сумела ее решить, потратив на разработку сверхзвукового СВВП XFV-12 более 300 млн. долл. С 1990 г. в США, а позднее и в Великобритании ведется программа разработки усовершенствованного самолета короткого взлета и вертикальной посадки ASTOVL, получившего обозначение JSF, который будет обладать сверхзвуковой скоростью, но поднимется впервые в воздух лишь в 2004 г., а серийный самолет на его основе сможет поступить на вооружение не ранее 2013 г.

Отсутствие в нашей стране полноценных авианосцев с самолетами катапультного старта и аэрофинишерами стало побудительным стимулом, заставившим ОКБ им. А. С. Яковлева приложить большие усилия в создании сверхзвукового СВВП Як-141, который не только превосходил Як-38, но и опередил зарубежные разработки более чем на 10 лет.

Многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки Як-141 предназначен для перехвата воздушных целей и ведения ближнего маневренного боя, а также для нанесения ударов по наземным и надводным целям.

Его разработка началась еще в 1983 г. под руководством генерального конструктора А. С. Яковлева и имела первоначально целью создание перехватчика КВВП для базирования на авианесущих крейсерах «Киев», «Минск», «Новороссийск» и «Адмирал Горшков» (ранее носивший название «Баку») и способного противодействовать основным корабельным самолетам вероятного противника. Тактико-техническим заданием для него был определен круг решаемых боевых задач – перехват воздушных целей во всем диапазоне высот полета, завоевание превосходства в воздухе, уничтожение наземных и надводных целей. Новый самолет должен был обладать примерно такими же характеристиками и оборудованием, как и МиГ-29, включая общую для этих самолетов РЛС и пушку.

Рабочее проектирование СВВП Як-141 началось в 1985 г. под руководством главного конструктора В. Н. Павлова при участии генерального конструктора А. Н.

Дондукова и его заместителя В. Г. Дмитриева. Было построено четыре опытных самолета Як-141: два для летных испытаний и два для наземных (один для статических испытаний и один для отработки силовой установки). Была также начата постройка двухместного тренировочного варианта. Первый опытный самолет, пилотируемый летчиком-испы- тателем А. А. Синицыным, совершил первый полет 9 марта 1987 г. по-самолетному, взлетая с разбегом, а полеты на режиме висения были выполнены на втором опытном самолете в конце 1984 г., на котором 13 июня 1990 г. был совершен полет по полному профилю с вертикальным взлетом и посадкой.

СВВП Як-38 и Як-141

Базирование СВВП Як-141 предусматривалось на ТАВКР «Адмирал Горшков», на котором была удлинена полетная палуба, установлен газоотбойный щит и подпалубные газоотводящие колодцы. 21 сентября 1991 г. А. А. Синицын впервые посадил первый опытный самолет Як-141 на палубу ТАВКР, второй опытный самолет посадил В. А. Якимов, начав испытания по определению совместимости самолета и его систем с кораблем. Однако 5 октября при подходе к кораблю В. А. Якимов не сумел погасить скорость самолета, самолет ударился о палубу, начался пожар, летчик успешно катапультировался и не пострадал, но самолет был разрушен, а испытания были прекращены.

К концу 1992 г. обе летные машины налетали 210 ч и выполнили 250 полетов, в ходе которых А. А. Синицын достиг максимальной скорости, соответствующей числу М=1,8, и установил 12 мировых рекордов скороподъемности и высоты полета для СВВП с грузом в одну и две тонны, превысив достижения, ранее принадлежавшие английскому истребителю «Харриер». В число этих рекордов входит максимальная высота полета 13 100 м с нагрузкой 1000 кг и 2000 кг («Харриер» в 1979 г. достиг высоты 8674 м). Время набора высоты 3000, 6000, 9000 и 12 000 м составило, соответственно 62, 6, 74.8, 89,5 и 116,2 секунды с нагрузкой 1000 кг и 68,6, 88.9, 109,9 и 130,5 секунды с нагрузкой 2000 кг при максимальной вертикальной скороподъемности около 250 м/с.

СВВП Як-141 на стоянке

Разработка самолета Як-141, значительно опережающего зарубежные разработки, была долгое время засекречена. Только 15 июня 1991 г. на 39-м авиакосмическом салоне в Париже на стенде ОКБ им. А. С. Яковлева была показана модель самолета и видеофильм о его полетах, а с докладом о создании Як-141 выступил генеральный конструктор А.Н. Дондуков. Первая демонстрация опытного самолета Як-141 за рубежом состоялась в сентябре 1992 г. на выставке в Фарнборо, вызвав восторженные отзывы в печати, а в России – на выставке МАКС-93. Самолет получил кодовое название НАТО «Фристайл».

Французский журнал «Air et Cosmos/Aviation Magazine» 21-27.IX. 1992 в статье «Як-141 по-прежнему не имеет себе равных на Западе» подчеркивал, что «самолет потому привлек к себе столько любопытных, что подобных ему на Западе не существует. Это действительно единственный в мире сверхзвуковой самолет, способный выполнять вертикальный взлет, в то время как англичане и американцы еще только занимаются исследованиями в этой области».

Летные испытания СВВП Як-141

Посадка СВВП Як-141 на палубу ТАВКР «Адмирал Горшков»

К сожалению, решение о серийном производстве Як-141 для Вооруженных Сил России было отложено, а государственное финансирование программы было значительно уменьшено. ОКБ, тем не менее, сумело продолжить программу летных испытаний за счет привлечения собственных средств, используя поступления от других программ, однако к этому времени возникли сомнения в ее целесообразности. Это связано с тем, что у нас стало больше уделяться внимания развитию корабельной истребительной авиации с укороченным взлетом и посадкой. Обусловлено это тем, что как бы ни совершенствовались боевые СВВП, они никогда не смогут сравниться с обычными самолетами по дальности и боевой нагрузке. Поэтому на пятом отечественном авианесущем крейсере «Адмирал Кузнецов» были установлены трамплин и аэрофинишеры, обеспечивающие использование истребителей Су-27 и МиГ-29 в корабельном варианте, а на строившемся атомном авианосце «Ульяновск» предполагалась установка катапульт.

В условиях современной российской политической неопределенности не представляется возможным давать хоть сколько-нибудь достоверные прогнозы, однако можно полагать, что реальная ниша для Як-141 все же существует. Даже при сохранении ориентации на катапультно-финишерные авианосцы необходимость создания мобильных сил быстрого реагирования обуславливает потребность в СВВП примерно с тем же кругом задач, что и у американского СВВП AV-8B корпуса морской пехоты.

Наконец, в мире существует много стран, которые не могут позволить себе постройку крупных авианосцев, но желают иметь корабельную авиацию. Поэтому экспортный потенциал Як-141, несомненно, очень высок, в связи с чем ОКБ развивает сотрудничество с зарубежными партнерами, предлагая им принять участие в завершении летных испытаний и доводке СВВП Як-141 до серийного производства. Однако при этом следует учесть жесткую конкуренцию на рынке авиационной военной техники, которая заставляет вооруженные силы ведущих зарубежных стран в первую очередь ориентироваться на поддержку своих собственных проектов, например программы JSF.

Летчик-испытатель А.А. Синицын у самолета Як-141

Конструкция

СВВП Як-141 выполнен по схеме высокоплана, с комбинированной силовой установкой с такой же схемой расположения двигателей, как и на Як-38, двухки- левым вертикальным оперением и трехопорным шасси. Конструкция планера самолета на 26% (по массе) выполнена из КМ, включая уг- лепластиковые поверхности хвостового оперения, закрылки, носки и наплывы крыла, причем остальная конструкция выполнена главным образом из коррозионностойких алюминиево-литиевых сплавов, чтобы уменьшить ее массу.

Фюзеляж прямоугольного сечения, выполнен по правилу площадей, имеет заостренную носовую часть, в которой размещается кабина летчика с катапультным креслом К-36В, как на самолете Як-38, конструкции ОКБ «Звезда», обеспечивающим автоматическое покидание самолета на вертикальных и переходных режимах полета при возникновении критических ситуаций. Два подъемных двигателя размещены сразу за кабиной летчика, подъемный маршевый двигатель располагается в хвостовой части фюзеляжа.

Демонстрация СВВП Як-141 на выставке в Фарнборо в 1992 г.

Крыло высокорасположенное, стреловидное, с изломом задней кромки и корневыми наплывами, имеет отрицательное поперечное V – 4° и угол стреловидности по передней кромке 30°. При размещении самолета на корабле консоли могут складываться, почти вдвое уменьшая размах крыла. Крыло имеет развитую механизацию, состоящую из поворотных носков в корневой и складывающихся частях, закрылков в корневой части и элевонов на складывающихся частях.

Оперение стреловидное, двухкилевое, установлено на двух консольных балках, имеет рули высоты и направления.

Силовая установка.

Подъемно-маршевый двигатель Р-79 московского НПО «Союз» (генеральный конструктор В. А. Кобченко) имеет круглое сопло, которое поворачивается на максимальный угол до 95° для отклонения тяги при вертикальном взлете и посадке. Помимо чисто вертикального взлета Як-141 может использовать еще два способа взлета: короткий взлет с разбегом и сверхкороткий взлет с проскальзыванием. Для обоих этих видов взлета сопло подъемно-маршевого двигателя отклоняется на угол 62°, причем при взлете с разбегом поворот сопла на этот угол происходит после начала разбега, а при взлете с проскальзыванием (с длиной разбега около 6 м) угол поворота 62° устанавливается до начала движения самолета при работе двигателя на форсаже.

Двигатель выполнен по двухвальной двухконтурной схеме со сверхзвуковым регулируемым соплом и имеет модульную конструкцию, одноступенчатый компрессор низкого давления и шес- тиступенчатый высокого давления, от которого также производится отбор воздуха для струйной системы управления. Впервые в мировой практике для подъемно- маршевого двигателя осуществлен форсаж во втором контуре поворотного сопла, обеспечивающий увеличение тяги более чем на 66 % (от 9300 кгс до 15 500 кг).

По воротное сопло состоит из двух скошенных секций, которые, вращаясь в противоположных направлениях, обеспечивают отклонение среза сопла на 62 с для короткого взлета и на 95° для вертикального взлета. Система управления автоматическая, трехканальная, электронная, со сдвоенным гидромеханическим усилителем. Поворотное сопло размещено между консольными балками и обеспечивает баланс тяги ПМД и ПД на переходных режимах и режиме висения, чтобы составляющая их тяги проходила через центр тяжести самолета.

Схема СВВП Як-141

Подъемные двигатели РД-41 Рыбинского КБ моторостроения (генеральный конструктор А. Н. Новиков), используемые при взлете и посадке, установлены один за другим позади кабины и имеют убирающиеся створки, закрывающие сверху воздухозаборники и снизу сопла в горизонтальном полете. Двигатели наклонены на 10° вперед относительно .вертикали, их сопла могут поворачиваться в диапазоне от + 12,5° до – 12,5° в продольной плоскости. При вертикальном взлете сопла подъемных двигателей повернуты друг к другу для формирования единой струи, при взлете с коротким разбегом сопла обоих двигателей отклонены назад для создания горизонтальной составляющей тяги.

Двигатели РД-41 одновальные, одноконтурные, по конструкции аналогичны подъемным двигателям РД-36 самолета Як-38, имеют осевой семиступенчатый компрессор и одноступенчатую турбину, система управления автоматическая, трехканальная, электронная. Подъемные двигатели работают только совместно с подъемно-маршевым, поэтому система подачи топлива у них интегрирована, запуск их производится при подаче воздуха от ПМД.

Управление самолетом в горизонтальном полете осуществляется с помощью аэродинамических поверхностей (цельноповоротный стабилизатор, элероны, рули направления), на режимах висения и полета с малой скоростью – струйными рулями, расположенными на концах крыла (по крену) и хвостовых балок (по рысканию), а также дифференциальным изменением тяги подъемных и подъемно-маршевого двигателей (по тангажу).

Аэродинамические и струйные рули управляются цифровой электродистанционной системой с полной ответственностью и с грехканальной схемой резервирования, разработанной московским научно- производственным комплексом «Авионика», имеется резервная механическая система управления полетом (на первом опытном самолете установлена не цифровая, а аналоговая ЭДСУ без резервной механической системы).

Бортовые системы. В состав пилотажно-навигационного комплекса входят ИНС, САУ, радиотехническая система ближней навигации и посадки, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, в дальнейшем предполагается установка спутниковой навигационной системы.

Радиоэлектронное и прицельное оборудование включает систему управления вооружением с многофункциональной импульсно-доплеровской РЛС «Жук» (вариант РЛС, которая стоит на последних вариантах МиГ-29, но с несколько уменьшенными размерами антенны), ИЛС и многофункциональный экранный индикатор на приборной доске, предусматривалась установка лазерно- телевизионной системы наведения и нашлемной системы целеуказания.

Вооружение. Истребитель Як-141 предполагалось вооружить расположенной в фюзеляже пушкой ГШ-301 калибром 30 мм с боезапасом 120 снарядов. На четырех или шести подкрыльевых пилонах могут подвешиваться УР класса «воздух- воздух» (Р-77 или Р-27 средней дальности и Р-73 малой дальности или Р-60 ближнего воздушного боя), а также «воздух-земля» и «воздух- море» (Х-25, Х-31), до четырех пушечных установок (23 мм, 250 снарядов) или пусковых блоков НАР калибром от 80 мм до 240 мм, до шести бомб калибра 500 кг.

Характеристика СВВП Як-141

Размеры:

длина самолета (со штангой ПВД) 18,36 м

размах крыла:

в развернутом положении 10,11 м

со сложенными консолями 5,9 м

площадь крыла 31,7 м^

высота самолета 4,99 м

Двигатели 1 ПМД Р-79 2 ПД РД-41

тяга 9000/15 500 кгс 2x4100 кгс (нефорсированная/ форсированная)

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная

при вертикальном взлете 15 800 кг

при разбеге 120 м 19 500 кг

пустого снаряженного самолета 11 650 кг

максимальный запас топлива:

во внутренних баках 4400 кг

в подвесном конформном баке 1750 кг

Летные данные: максимальная скорость полета: на высоте 11 км 1800 км/ч

у земли 1250 км/ч

практический потолок 15 000 м

практическая дальность полета: при вертикальном взлете

без внешней боевой нагрузки у земли 650 км

на высоте 10- 12 км 1400 км

при разбеге 120 м с боевой нагрузкой 1 т и подвесными топливными

баками у земли 1010 км

на высоте 10 – 12 км 2100 км

боевой радиус действия при

разбеге 120 м с нагрузкой 2 т 690 км

время барражирования на удалении 100 км 1,5 ч максимальная эксплуатационная перегрузка при 50-процентном запасе топлива 7

ВВА-14

ТАНТК им. Г.М. Бериева Экспериментальный СВВП-амфибия

Экспериментальный СВВП-амфибия ВВА-14 отличается оригинальной компоновкой и по размерам и взлетной массе значительно превосходит все построенные у нас и за рубежом СВВП. Разработке СВВП предшествовали многолетние исследования главного конструктора Р. Л. Бартини и разработанная им «Теория межконтинентального транспорта земли» с оценкой транспортной производительности судов, самолетов и вертолетов. В результате этих исследований Р.Л. Бартини определил, что оптимальным транспортным средством является амфибийный аппарат, способный взлетать как вертолет (или с использованием воздушной подушки), иметь грузоподъемность больших судов, а скорость и оборудование – как у самолетов, и разработал проект СВВП- 2500 с взлетной массой 2500 т в виде летающего крыла с квадратным центропланом и консолями и силовой установкой из подъемных и маршевых двигателей.

Реализацией идей Р. Л. Бартини стал проект противолодочного СВВП-амфибии ВВА-14, разработка которого началась по постановлению правительства в ноябре 1965 г. на Ухтомском вертолетном заводе (УВЗ), а затем была продолжена в ОКБ Г.М. Бериева в Таганроге, преобразованном позже в авиационный научно- технический комплекс (ТАНТК). В разработке ВВА-14 у Р. Л. Бартини на УВЗ заместителями были известный конструктор вертолетов В. И. Бирюлин и ставший затем генеральным конструктором М. П. Симонов, а на ТАНТК Н. А. Пого- релов и Г. С. Панатов, тоже ставший затем генеральным конструктором. Разработка велась в целях создания новых авиационных средств борьбы с ракетоносными подводными лодками. Поэтому предполагалось на базе экспериментальных самолетов создать противолодочный вертикально взлетающий самолет-амфибию, который сможет выполнять задачи по обнаружению, слежению и уничтожению подводных лодок противника в подводном и надводном положении и использоваться также как поисково-спа- сательный, обладая продолжительностью барражирования около четырех часов на удалении 500 км.

После изучения ряда проектов была принята окончательная компоновочная схема СВВП-амфибии ВВА-14, которую можно было рассматривать как масштабную модель СВВП-2500. ВВА-14 был выполнен по схеме катамарана и имел прямоугольный центроплан с прямыми консолями, в котором размещались 12 подъемных ТРДД, а сверху два маршевых ТРДД Для обеспечения взлета и посадки на воду использовалось пневматическое взлетно-посадочное устройство (ПВПУ). Необычная компоновка и большая техническая сложность проекта ВВА-14 потребовала решения многих новых технических проблем, над которыми работали ученые ведущих институтов ЦАГИ, ЛИИ, ЦИАМ, ВИАМ и НИАТ.

ВВА-14 на заводском аэродроме

ВВА-14 в полете с убранными (а) и выпущенными поплавками (б)

Для изучения работы комбинированной силовой установки с подъемными и маршевыми двигателями на УВЗ был разработан, а на ТАНТК построен огромный газодинамический стенд размером 15x15 м, высотой 10 м и массой 27 т. На стенде были установлены шесть подъемных ТРД ТС-Т2, каждый из которых имел два сопла с эжекторами, имитировавших 12 подъемных ТРДД. С помощью стенда совместно со специалистами ЦАГИ изучалось взаимодействие газовых струй с водой, образование газовой каверны под центропланом, распределение скоростей и температур газов.

Для изучения динамики полета ВВА-14 над землей и водой и влияния воздушной подушки, образующейся под центропланом, была разработана математическая модель самолета и построены при помощи ЦАГИ два пилотажных стенда с подвижной и неподвижной кабиной, на которых отрабатывалась техника пилотирования в различных условиях.

Предусматривалась постройка двух СВВП: ВВА-14-1М для исследований аэродинамической компоновки и систем на самолетных режимах и ВВА-14-2М для исследований вертикального взлета и посадки и переходных процессов. В июне 1972 г. была завершена постройка первого самолета ВВА-14-1М без подъемных двигателей и поплавков и в июле на аэродроме ТАНТК начались рулежные испытания самолета, оснащенного колесным шасси, и подлеты, а 4 сентября 1972 г. состоялся первый полет с валетом и посадкой по-самолетному (лет- чик-испытатель Ю. М. Куприянов, штурман Л. Ф. Кузнецов). В последующих летных испытаниях до июня 1975 г. было выполнено 107 полетов с общим налетом 103 ч и достигнута максимальная скорость 260 км/ч.

В 1974 г. на СВВП было установлено пневматическое взлетно-посадочное устройство, состоящее из двух надувных поплавков, спроектированных Долгопрудненским конструкторским бюро агрегатов и изготовленных на Ярославском шинном заводе, проведены его испытания и 11 июня 1975 г. был выполнен первый полет с выпуском и уборкой ПВПУ, конструкция которого оказалась чрезвычайно сложной и потребовала длительной доводки. В 1974- 1975 гг. было осуществлено 106 циклов выпуска и уборки ПВПУ, из них 11 в полетах, выполнявшихся с аэродрома и с воды.

Летные испытания подтвердили аэродинамические расчеты и показали, что у ВВА-14 со средней аэродинамической хордой 10,75 м эффект воздушной подушки начинает сказываться при посадке уже на высоте 12 м, а особенно проявляется на высоте выравнивания 8 м, что делает целесообразным использование экранного эффекта. Поэтому первый построенный самолет ВВА-14-1М, для которого так и не были изготовлены и доведены подъемные двигатели, было решено модифицировать и, установив на нем в носовой части двигатели для поддува и образования воздушной подушки, использовать его как экраноплан. Работы эти были выполнены уже после смерти Р. Л. Бартини в 1974 г., но они не получили дальнейшего развития.

Экспериментальный самолет ВВА-14 так и не осуществил вертикальный взлет и остался своеобразным памятником и воплощением оригинальных конструкторских идей, которые до конца не удалось реализовать, и занимает теперь достойное место на стоянке в Музее авиации в Монино.

Конструкция

СВВП выполнен по схеме высокоплана с составным крылом из несущего центроплана и консолей, разнесенным горизонтальным и вертикальным оперением и поплавковым взлетно-посадочным устройством. Конструкция в основном выполнена из алюминиевых сплавов с антикоррозионным покрытием и кадмированных сталей.

Фюзеляж полумонококовой конструкции, переходящий в центроплан. В носовой части размещена трехместная кабина экипажа, отделяемая при аварийных ситуациях и обеспечивающая спасение экипажа на всех режимах полета без использования катапультных кресел. За кабиной размещен отсек силовой установки с 12 подъемными двигателями и отсек вооружения.

Крыло состоит из прямоугольного центроплана и отъемных частей (ОЧК) трапециевидной формы в плане с углом поперечного V +2° и заклинения 1°, образованных профилями с относительной толщиной 0,12. На ОЧК имеются по всему размаху предкрылки, одноще- левые закрылки и элероны. С центропланом сопрягаются сигарообразные обтекатели, на которых размещается оперение и ПВПУ.

Схема ВВА-14

Оперение свободнонесущее, расположенное на обтекателях, стреловидное. Горизонтальное оперение общей площадью 21,8 м 2 имеет стреловидность по передней кромке 40°, снабжено рулями высоты общей площадью 6,33 м 2 . Вертикальное оперение двухкилевое общей площадью 22,75 м 2 имеет стреловидность по передней кромке 54°, общая площадь рулей направления 6,75.

Пневматическое взлетно-посадочное устройство включает надувные поплавки длиной 14 м, диаметром 2,5 м и объемом по 50 м^, которые имеют по 12 отсеков. Для выпуска и уборки поплавков используется сложная механогидропневмоэлектрическая система с 12 кольцевыми инжекторами (по одному на каждый отсек). Воздух в систему подается от компрессоров маршевых двигателей. Для транспортировки самолета на земле предусмотрено убирающееся трехопорное колесное шасси с носовой опорой и главными опорами на обтекателях по бокам поплавков, каждая опора имеет по два колеса.

Силовая установка комбинированная, состоит из двух маршевых двухконтурных двигателей Д-30М тягой по 6800 кгс (генеральный конструктор П. А. Соловьев), установленных рядом в отдельных гондолах сверху центроплана, и 12 подъемных ТРДД, РД-36-35ПР тягой по 4400 кгс (главный конструктор П. А. Колесов), установленных попарно с наклоном вперед в отсеке фюзеляжа с открывающимися вверх створками воздухозаборников для каждой пары двигателей и нижними створками с решетками, отклонение которых могло регулироваться. Подъемные двигатели к началу летных испытаний не были доведены, и полеты самолета проводились без них. Предусматривалось использование вспомогательной силовой установки с турбокомпрессором.

Топливная система включает 14 баков; два бака отсека и 12 протестированных баков общей емкостью 15 500 л. Предусматривалась установка системы заправки топливом на плаву.

Система управления обеспечивала управление аэродинамическими рулями с помощью гидроусилителей, как на обычных самолетах, а управление на режимах вертикального взлета и посадки и переходных режимах должно было осуществляться с помощью 12 струйных рулей, установленных попарно и использующих сжатый воздух, отбираемый от подъемных двигателей. Система автоматического управления обеспечивает стабилизацию по тангажу, курсу и высоте на всех режимах полета.

Самолетные системы. Самолет оснащен всеми необходимыми для эксплуатации системами: противопожарной в отсеках силовой установки, противообледенительной с подводом горячего воздуха к носкам крыла, оперения и воздухозаборников, имеются кислородная система и система кондиционирования воздуха.

Оборудование. На самолете было установлено необходимое для летных испытаний пилотажно-навигацион- ное и радиосвязное оборудование и предусматривалось использование новейшего оборудования для обеспечения автоматической стабилизации при взлете и посадке и на маршруте для автономного полета в сложных метеорологических условиях. В спасательном варианте СВВП предполагалось оснастить аварийно-спасательными радиосредствами. На противолодочном СВВП предполагалось использовать поисково-прицельную систему «Буревестник», обеспечивающую поиск подводных лодок и определение координат и необходимых данных для применения оружия. Для обнаружения подводных лодок предполагалось использовать 144 радиогидроакустических буя РГБ-1У и до ста взрывных источников звука, а также поисковый аэромагнитометр «Бор-1».

Вооружение. В противолодочном варианте предполагалось разместить в бом- боотсеке различное вооружение общим весом до 2000 кг: две авиационные торпеды или восемь авиационных мин ИГДМ-500 (при увеличении боевой нагрузки до 4000 кг) или 16 авиационных бомб ПЛАБ-250. Для обороны на маршруте и в зоне патрулирования предусматривался оборонительный комплекс, обеспечивающий постановку активных и пассивных помех.

Характеристика СВВП ВВА-14

Размеры:

длина самолета 25,97 м

размах крыла (с законцовками) 30 м

площадь крыла 2177 м2

относительное удлинение 4,585

удельная нагрузка на крыло 294 кг/м2

высота самолета с выпущенными

поплавками 6,79 м

Двигатели: 2 ТРДЛД-30М 12 ТРДД

РД-36-35ПР

тяга 2x6800 кгс 12x4400 кгс Массы и нагрузки:

взлетная 52 000 кг

пустого самолета 35 356 кг

полезной нагрузки 16 644 кг

топлива 14 000 кг

боевой нагрузки 2000 кг

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость на высоте 6 км 760 км/ч

крейсерская скорость 640 км/ч

скорость барражирования 360 км/ч

практический потолок 8000 – 10 000 м

практическая дальность полета 2450 км

Франция

Дассо «Бальзак»

Экспериментальный СВВП

Во Франции ведущая самолетостроительная фирма «Дассо», изучая возможность безаэродромной эксплуатации своих истребителей «Мираж», начала в конце 1950-х годов исследования варианта истребителя с вертикальным взлетом и посадкой. Достижение таких возможностей должно было обеспечиваться установкой на самолет дополнительных подъемных двигателей и струйной системы управления. Экспериментальный СВВП «Бальзак» был построен по заказу ВВС Франции и представлял собой летающий стенд, предназначенный для исследований на различных режимах полета комбинированной силовой установки, а также для исследований характеристик устойчивости и управляемости. Самолет «Бальзак» являлся модификацией известного истребителя-бомбардировщика «Мираж» III Е и отличался силовой установкой, системой управления, конструкцией и размерами фюзеляжа.

Разработка СВВП «Бальзак» была начата в апреле 1961 г., в январе 1962 г. началась постройка самолета, а в июле 1962 г. состоялись первые испытания и испытания на привязи. Для наземных испытаний была построена специальная тележка, на которой устанавливался самолет и которая могла использоваться для его транспортировки. Под тележкой могли устанавливаться металлические плиты для защиты ВПП от струй газов подъемных двигателей.

Экспериментальный СВВП Дассо «Бальзак» V с комбинированной силовой установкой из подъемных и маршевого ТРД в полете и на стоянке

Первый свободный полет СВВП «Бальзак» совершил 12 октября 1962 г. (летчик-испытатель Рене Би- ганд), а 18 марта 1963 г. выполнил полный переход от вертикального режима полета к горизонтальному, летая с неубирающимся шасси. Позже самолет был снабжен убирающимся шасси и катапультным креслом, и испытания были продолжены, однако 10 января 1964 г. на 125-м полете на режиме висения на высоте 100 м при проверке боковой устойчивости самолет потерпел аварию из-за поперечной неустойчивости треугольного крыла и потери тяги подъемных ТРД, что привело к временной потере управления. Самолет начал падать, у земли накренился на 90° и перевернулся, летчик не успел катапультироваться и погиб. Самолет был отремонтирован, и в феврале 1965 г. летные испытания были продолжены, однако 8 сентября 1965 г. при полете на режиме висения на высоте 50 м самолет потерял управление и упал, летчик успел катапультироваться, но парашют не раскрылся и летчик погиб.

Конструкция

Самолет представляет собой моноплан с треугольным крылом, комбинированной силовой установкой, состоящей из одного маршевого и восьми подъемных ТРД, и трехопорным шасси.

Фюзеляж монококовой конструкции, имеет большое поперечное сечение, что обусловлено установкой в его центральной части восьми ТРД, создающих вертикальную тягу. В миделевом сечении высота фюзеляжа достигает 1,45 м, ширина 1,76 м. В фюзеляже размещаются сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное управление, кабина летчика, радиоотсек, отсек испытательного оборудования, стойка переднего шасси, первый отсек подъемных двигателей, стойки основного шасси, топливный бак, второй отсек подъемных двигателей, маршевый двигатель и сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное и путевое управление.

СВВП «Бальзак» V на тележке для транспортировки

Кабина летчика имеет обычную компоновку, с дополнительным рычагом управления тягой подъемных двигателей, расположенным с левой стороны сиденья. Кабина не герметизирована, предусмотрено кислородное оборудование. Катапультное сиденье летчика Мартин Бейкер АМ6 ракетного типа полностью автоматизировано.

Крыло малого удлинения, треугольной формы в плане. Носок имеет значительную кривизну на концах крыла, уменьшающуюся к корневой части. По полуразмаху крыла имеются пропилы. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. На концах крыла снизу расположены струйные рули, обеспечивающие поперечное управление; система трубопроводов, питающих их сжатым воздухом, проходит вдоль носка крыла. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов, расположенных по всему размаху. Оперение вертикальное, стреловидное, с рулем направления.

Шасси трехопорное, убирающееся, спроектировано фирмой «Месье» и предназначено для обеспечения взлета с неподготовленных площадок. Носовое колесо и сдвоенные колеса основного шасси снабжены пневматиками низкого давления. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Амортизаторы шасси рассчитаны на вертикальную посадку со скоростью 3,6 м/с.

Силовая установка комбинированная, состоит из одного маршевого и восьми подъемных двигателей. Маршевый ТРД Бристоль- Сиддли «Орфей» III установлен в хвостовой части фюзеляжа и соединяется с воздухозаборниками Y-образ- ным воздухопроводом. Воздухозаборники нерегулируемые с двумя центральными полуконусами. Маршевый двигатель запускается на земле сжатым воздухом, после запуска от него отбирается сжатый воздух для запуска подъемных двигателей.

На режиме висения и на переходных режимах вертикальная тяга создается восемью ТРД Роллс-Ройс RB.108. Двигатели размещены за кабиной по два в четырех отсеках и наклонены под углом 7° к вертикальной оси и на угол 6° относительно продольной плоскости самолета (соплами внутрь). ТРД RB.108 имеет осевой восьмиступенчатый компрессор, двухступенчатую турбину и кольцевую камеру сгорания, отличается высоким удельным расходом топлива 1,06 кг/кгч.

Схема силовой установки и системы управления СВВП «Бальзак» V

Каждая пара подъемных ТРД имеет общий воздухозаборник в виде ковша, позволяющий использовать давление скоростного напора набегающего потока воздуха для запуска подъемных двигателей в случае отказа маршевого двигателя, и общий люк под фюзеляжем для реактивных сопел ТРД со щитком, который во время перехода к вертикальной посадке вызывает разрежение на срезе сопла. Благодаря этому даже на небольшой скорости энергия потока воздуха, проходящего через подъемные двигатели, достаточна для раскрутки двигателей. Для увеличения протока воздуха, необходимого для ТРД после запуска, воздухозаборники сверху имеют открывающиеся створки жалюзи, которые закрываются в горизонтальном полете.

Для подъемных двигателей была разработана новая сопловая система, обеспечивающая эксплуатацию с неподготовленных площадок без специального покрытия. Струя газов должна отклоняться при разбеге и пробеге назад, а вниз струя направлена только в течение нескольких секунд в момент отрыва самолета, что предотвращает разрушение ВПП.

Топливо размещается в шести баках. Первые два находятся за воздухозаборниками (между воздухопроводами и обшивкой), следующие два – в крыле и еще два – в фюзеляже (по обе стороны воздухопровода и над колесами главного шасси). Два последних топливных бака предназначены для питания подъемных двигателей в случае выхода из строя основной топливной системы. Подача топлива к подъемным ТРД осуществляется с помощью основной топливной системы низкого давления с двумя помпами, установленными в расходном баке. Подъемные ТРД снабжаются топливом от основной системы; включающей в себя три турбонасоса, приводимые сжатым воздухом, который отбирается от системы струйного управления. Маршевый двигатель, расположенный сзади, имеет свою топливную систему высокого давления.

Характеристика СВВП Дассо «Бальзак»

Размеры:

размах крыла 7,32 м

длина самолета 13,1м

площадь крыла 27,2 м2

Двигатели:

маршевый 1 ТРД Бристоль-Сиддли

«Орфей» В. Or 803F 12 тяга 2200 кгс

подъемные 8 ТРД Роллс-Ройс RB. 108

суммарная тяга 8000 (8x1000) кгс

Массы и нагрузки:

взлетная 7000 кг

пустого самолета 4900 кг

запас топлива 1650 л тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,14

нагрузка на крыло 257 кг/м2

Летные данные:

максимальная скорость соответствует

числу М = 0,9

Управление. В горизонтальном полете используется обычное самолетное управление с помощью аэродинамических рулей. На режиме висения и большей части переходных режимов управление обеспечивается с помощью струйных рулей, в которые подается сжатый воздух от компрессоров работающих подъемных двигателей. Струйные рули управляются посредством обычных органов управления в кабине (педали и ручка управления).

Продольное и поперечное управления имеют жесткую проводку, в цепь которой входит имитатор нагрузок на ручку, электротриммер, вспомогательное сервоуправление, гидроустройство для компенсации инерционных моментов и трения. Путевое управление осуществляется посредством тросовой проводки в фюзеляже и жестких тяг в киле, в цепь путевого управления включена электрогидравлическая система. Система струйного управления отличается большой сложностью: цепь продольного управления имеет четыре воздухопровода, по которым сжатый воздух подается в два передних и два задних сопла. В цепи поперечного управления имеются четыре воздухопровода и четыре сопла, расположенных по два под крыльями, в цепи путевого управления – два воздухопровода и по одному соплу с каждой стороны задней части фюзеляжа.

Дассо «Мираж» III V

Тактический истребитель- бомбардировщик

Проект СВВП «Мираж» III V был разработан в 1960 г. в соответствии с ТТТ НАТО BMR-3. Предполагалось, что он будет использоваться как тактический истребитель-бомбардировщик, способный нести ядерное оружие. С 1961 г. разработка самолета велась по национальной программе, в соответствии с которой правительством Франции были заказаны четыре опытных самолета для ВВС (самолет «Мираж» III V является развитием состоящего на вооружении ВВС Франции многоцелевого истребителя «Мираж» III А). Предполагалось, что СВВП «Мираж» III V будут производиться серийно и поступят на вооружение в 1967-1968 гг. Окончание постройки опытных самолетов «Мираж» III V намечалось на середину 1963 г., но задержалось в связи с тем, что двигатели, предназначенные для установки на них, не были поставлены в срок. Исследования проблем вертикального взлета и посадки, связанных с разработкой самолета «Мираж» III V, проводились с октября 1962 г. с помощью экспериментального вертикально взлетающего самолета Дассо «Бальзак». Постройка первого опытного СВВП «Мираж» III V-01 была закончена в конце 1964 г. Первый полет на режиме висения состоялся 12 февраля 1965 г., а первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету – 24 марта 1966 г.

Первоначально на СВВП был установлен маршевый ТРДД SNECMA TF-104 с тягой 4760 кг, замененный затем более мощным ТРДД TF-106 с тягой 9000 кг с форсажем. Второй и третий СВВП были снабжены более легкими ТРДД Пратт-Уитни TF-30 с тягой 8400 кгс с форсажем и более мощными подъемными ТРД. Второй опытный СВВП совершил первый полет 22 июня 1966 г., а 12 октября 1966 г. на нем была достигнута максимальная скорость, соответствующая числу М = 2,04, однако 28 ноября 1966 г. СВВП потерпел аварию. Третий опытный самолет должен был стать прототипом серийного СВВП с маршевым ТРДД SNECMA TF-106 с тягой 9000 кгс с форсажем, однако его разработка не получила поддержки ВВС и была прекращена в 1968 г.

Опытный истребитель- бомбардировщик Дассо «Мираж» III V с комбинированной силовой установкой из подъемных ТРД и подъемно-маршевого ТРДД на стоянке и в полете

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с треугольным крылом, комбинированной силовой установкой, состоящей из одного маршевого ТРДД и восьми подъемных ТРД, и трех- опорного шасси. По конструкции подобен СВВП «Бальзак», отличаясь большими размерами фюзеляжа и более мощным двигателем.

Фюзеляж самолета «Мираж» III V такой же, как у истребителя «Мираж» III Е, но отличается большими размерами. В носовой части размещается РЛС. Кабина летчика снабжена катапультным креслом, обеспечивающим катапультирование на режиме висения у земли.

Крыло треугольной формы в плане, по конструкции аналогично крылу самолета «Мираж» III А. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов. На передней кромке имеются пропилы.

Вертикальное оперение стреловидное, с рулем направления. Под фюзеляжем установлены дополнительные килевые поверхности.

Силовая установка самолета состоит из маршевого ТРДД SNECMA TF-106 с форсажной камерой для создания горизонтальной тяги и восьми подъемных ТРД Роллс-Ройс RB.162 для создания вертикальной тяги. Маршевый двигатель для создания горизонтальной тяги установлен в хвостовой части фюзеляжа, а подъемные двигатели для создания вертикальной тяги – в четырех отсеках, расположенных по обе стороны от центрального воздухопровода симметрично относительно ц. т. самолета. Каждый отсек первоначально был снабжен выдвижным ковшовым воздухозаборником, замененным затем воздухозаборником с открывающими створками. Воздухозаборники маршевого ТРДД щелевые, нерегулируемые, с центральным телом и устройством для слива пограничного слоя.

Компоновочная схема самолета Дассо «Мираж» III V

Оборудование должно было обеспечивать пилотирование в условиях плохой видимости и ночью и включало РЛС для автоматического следования рельефу местности и автопилот.

Вооружение серийного СВВП предусматривалось меньшим по составу и массе, чем вооружение истре- бителя-бомбардировщика «Мираж» III А, предполагалось использование авиационных бомб и НАР, но не тактического ядерного оружия.

Второй опытный СВВП «Мираж» III V с модифицированными воздухозаборниками подъемных двигателей

Характеристика СВВП «Мираж » III V

Размеры:

размах крыла 8,72 м

длина самолета 18 м

Двигатели:

маршевый 1 ТРДД SNECMA TF-106

тяга 7600 кгс

подъемные 8 ТРД Роллс-Ройс RB. 162

суммарная тяга 12 800

(8x1600) кгс

Массы и нагрузки:

взлетная 11 000 кг

боевая нагрузка goo кг

тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,1 б

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли соответствует

числу М = 0,92

на расчетной высоте соответствует

числу М = 2,3

радиус действия на малой высоте 460 км

радиус действия на большой высоте 740 км

Норд 500 «Кадет»

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами в кольцевых каналах

В 60-х годах самолетостроительная фирма «Норд Ависьон» начала заниматься исследованиями СВВП, отдав предпочтение схеме с поворотными винтами в кольцевых каналах, по которой был разработан проект легкого многоцелевого СВВП, получившего обозначение Норд 500 «Кадет», Макет СВВП Норд 500 был впервые показан на Парижском авиакосмическом салоне в 1965 г., а весной 1967 г. был построен первый экспериментальный СВВП, который использовался только для наземных испытаний механических систем на стенде. Второй экспериментальный СВВП был построен в начале 1967 г. и демонстрировался на очередном Парижском авиакосмическом салоне, но только на стоянке. Первый полет второго СВВП Норд 500 был выполнен в феврале 1968 г., сперва самолет испытывался в полете на режиме висения, затем на переходных режимах. В 1969 г. СВВП был передан в национальный научно-исследовательский авиационный центр ONERA для проведения трехмесячной программы испытаний в аэродинамической трубе, в процессе которых исследовались характеристики воздушных винтов в кольцевых каналах и всего самолета на различных режимах полета, при этом отмечался низкий уровень шума винтов в кольцевых каналах.

Экспериментальный СВВП Норд 500 с поворотными винтами в кольцевых каналах

СВВП Норд 500 отличался высоким уровнем конструкторской разработки. Фирма «Норд Ависьон», имевшая большой опыт создания самолетов различных типов, успешно использовала его при проектировании СВВП Норд 500. Была начата разработка усовершенствованного варианта СВВП с более мощными ГТД Аллисон 250 С-20 по 370 л.с. и гидравлическими приводами в системе управления, которая не была завершена из-за прекращения финансирования, хотя самолет предлагался для военного применения. Не получил поддержки и проект транспортного СВВП «Рокад», модель которого демонстрировалась на Парижском авиационно-космическом салоне в 1967 г. СВВП «Рокад» имел такую же компоновочную схему с двумя поворотными винтами в кольцевых каналах, на концах крыла, установленного на пилоне сверху фюзеляжа и поддерживаемого подкосами.

Конструкция

СВВП Норд 500 выполнен по схеме моноплана с двумя ГТД, приводящими поворотные винты в кольцевых каналах, и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, имеет одноместную кабину с большой площадью остекления и ката пультным креслом. Для доступа в кабину фонарь откидывается вверх. Кабина переходит в широкую хвостовую балку, на конце которой установлено оперение.

Крыло верхнерасположенное, имеет центроплан размахом 2,05 м и поворачивающиеся вместе с кольцевыми каналами консоли.

Проект транспортного СВВП «Рокад» с поворотными винтами в кольцевых каналах

Оперение состоит из стреловидного киля и прямого стабилизатора без рулей.

Шасси трехопорное, неубирающееся, с носовой опорой. На каждой опоре установлено по одному колесу, носовое колесо самоориентирующееся, база шасси 2,85 м, колея 2,2 м. Силовая установка состоит из двух ГТД Аллисон Т-63-А-5А мощностью по 317 л.с., размещенных рядом в хвостовой балке. ГТД имеют боковые воздухозаборники в хвостовой балке, закрытые сеткой, и по два сопла, выходящих сверху хвостовой балки.

Воздушные винты пяти- лопастные, установлены в гондолах в профилированных кольцевых каналах, имеющих внутренний диаметр 1,58 м и наружный 2,08 м и соединяющийся с гондолами обтекаемыми стойками. На выходе каналов на кронштейнах установлены V-образные поверхности с аэродинамическими рулями. Кольцевые каналы изготовлены фирмой «Бертэн». Поворот винтов вместе с кольцевыми каналами осуществляется с помощью электрического привода.

Схема СВВП Норд 500

Трансмиссия изготовлена двигателестроительной фирмой «Испано-Сюиза», состоит из редукторов двигателей, соединенных валами с главным редуктором в корневой части крыла, от которого в носке крыла проходят валы с промежуточными опорами к редукторам винтов в гондолах.

Управление в кабине установлено обычное. На вертикальных режимах путевое и поперечное управление обеспечивается дифференциальным изменением тяги и наклона винтов, продольное – совместным наклоном винтов. Отмечалось, что планер самолета отличался статической устойчивостью.

Характеристика СВВП Норд 500

Размеры:

размах крыла с кольцевыми каналами 6,14 м

длина самолета 6,58 м

высота самолета 3, l м

Двигатели 2 ГТД Аллисон Т63-А-5А

взлетная мощность 2x317 л.с.

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 1250 кг

Летные данные:

максимальная скорость 350 км/ч

крейсерская скорость 325 км/ч

SNECMA «Колеоптер» С.450

Экспериментальный СВВП с кольцевым крылом

Исследования реактивных СВВП во Франции начались в 1954 г., когда новой фирмой BTZ (техническое бюро Г. Зборовского) совместно с известной двигателестроительной фирмой «SNECMA» был разработан и предложен проект СВВП с кольцевым крылом, получившего название «Колеоптер» (кольцекрылый). Подобно американскому реактивному СВВП Х-13 СВВП «Колеоптер» тоже должен был иметь вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке, что представлялось естественным для легкого боевого самолета, причем кольцевое крыло обеспечивает достаточную базу для размещения на ней опор шасси.

Исследования колеопте- ров явились одной из главных тем второго съезда германского авиационного общества в 1954 г. Утверждалось, что применение кольцевого крыла позволяет интегрировать силовую установку с крылом, которое может использоваться как внешний контур прямоточного двигателя для сверхзвуковых самолетов, а для дозвуковых – служить каналом для соосных воздушных винтов. Подчеркивалось, что предлагаемые проекты колеоптеров являются развитием исследовательских и проектных работ, производившихся во время второй мировой войны в Германии, где был разработан ряд оригинальных проектов СВВП, в том числе и с кольцевым крылом.

Для исследования работы систем управления ТРД при вертикальном положении был построен и испытан на привязи сперва беспилотный летающий стенд с ТРД SNECMA «Атар», получивший обозначение и название SNECMA С.400 Р1 «Атар Волян» (летающий Атар), а затем на привязи и в свободном полете пилотируемый стенд С.400 Р2. Испытания стендов проводились в течение трех лет с 1955 по 1958 г.

Экспериментальный самолет с кольцевым крылом SNECMA С.450 «Колеоптер» на взлетно-посадочной тележке с поднимающей рампой

Экспериментальный СВВП С.450 «Колеоптер» с кольцевым крылом разрабатывался фирмой «SNECMA» по исследовательской программе сначала на собственные средства фирмы, а затем в соответствии с контрактом, заключенным с министерством обороны ФРГ. СВВП имел силовую установку и системы, прошедшие испытания на летающем стенде С.400 Р2 «Атар Волян». Постройка экспериментального СВВП С.450-01 была завершена в конце 1958 г., и он начал проходить наземные испытания на аэродроме фирмы в Мельн Виларош, а затем полеты сперва на режиме висения (первый свободный полет был совершен б мая 1958 г.), а позже с переходом к горизонтальному полету. Летчик-испытатель Август Мо- рель. Во время одного из таких полетов 25 июля 1958 г. самолет потерял управление на высоте 75 м, разбился и сгорел, летчик успел катапультироваться на высоте 18 – 22 м, но в результате неудачного приземления повредил позвоночник.

При расследовании аварии было установлено, что аэродинамика кольцевого крыла и система струйного управления, являющиеся особенностями СВВП, не были ее причиной, но тем не менее фирма «SNECMA» не решилась продолжать программу разработки этого явно амбициозного проекта, хотя к этому времени фирмой был разработан ряд оригинальных проектов боевых реактивных СВВП с кольцевым крылом (штурмовика и сверхзвукового истребителя-перехватчика), а также проект пассажирского СВВП с ТВД и соосными воздушными винтами.

В проекте дозвукового штурмовика «Бруш» предусматривалось лежачее расположение летчика в кабине. Взлет и посадка обоих самолетов должны производиться при вертикальном положении фюзеляжа с использованием ТРД, снабженного газовыми рулями. В проекте сверхзвукового истребителя-перехватчика кольцевое крыло является внешним контуром прямоточного двигателя, создающего тягу при больших сверхзвуковых скоростях полета (М = 2,5), когда ТРД становится неэкономичным и отключается, Был разработан также ряд проектов других боевых самолетов с дозвуковой скоростью, в которых предполагалось использовать в качестве силовой установки соосные воздушные винты в кольцевом крыле, эффективно работающие не только при вертикальном взлете и посадке, но и в горизонтальном полете. Соосные воздушные винты предлагалось использовать также в проекте многоцелевого СВВП «Ганне- тон» с двумя ТВД. Для удобства размещения летчика и пассажиров кресла предполагалось выполнить поворачивающимися.

Конструкция

Особенностью конструкции СВВП является вертикальное положение и размещение фюзеляжа при взлете и посадке в кольцевом крыле, самолет снабжен одним ТРД и четырех – опорным шасси, конструкция планера изготовлена фирмой «Норд».

Фюзеляж цельнометаллический небольшого удлинения, имеет круглое сечение в зоне сопряжения с крылом. В носовой части размещена одноместная кабина летчика с выступающим фонарем и боковым остеклением для улучшения обзора. В кабине установлено катапультное кресло CkaSE.120B, которое может отклоняться на 45° при изменении положения фюзеляжа. Кресло обеспечивает катапультирование на режиме висения у земли.

Крыло кольцевое, изготовлено из легких сплавов, имеет каркасную конструкцию, подкрепляющую внешнюю и внутреннюю обшивки, внешний диаметр крыла 3,2 м, внутренний – 2,84 м, хорда крыла 3 м, относительная толщина профиля крыла 12%. Крыло не имеет механизации.

Оперение состоит из четырех крестообразно расположенных в хвостовой части крыла треугольных поверхностей, снабженных аэродинамическими рулями и обеспечивающих управление в горизонтальном полете. Внутри кольцевого крыла внешние поверхности управления сопрягаются с четырьмя профилированными стреловидными поверхностями, соединенными с фюзеляжем.

Проект штурмовика «Бруш» фирмы «SNECMA»

Шасси четырехопорное неубирающееся, установлено на крыле в корневых частях поверхностей оперения. Стойки с масляно-воздушными амортизаторами имеют большой ход и снабжены самоориентирующимися колесами со сплошными резиновыми шинами.

Силовая установка состоит из одного ТРД SNECMA «Atar» 101Е со статической тягой 3700 кгс, установленного в фюзеляже. Воздухозаборники боковые, нерегулируемые, сопло снабжено газовыми рулями. Отбираемый от компрессора ТРД сжатый воздух по каналам в профилированных поверхностях внутри крыла направляется в сопла струйной системы управления.

Система управления состоит из аэродинамических рулей для управления в горизонтальном полете и газовых и струйных рулей для управления на вертикальных режимах полета. Система управления прошла испытания на летающем стенде «Атар Волян».

Проект многоцелевого СВВП «Ганнетон» с кольцевым крылом и соосными воздушными винтами

Компоновочная схема самолета С.450

Эксплуатация СВВП должна была обеспечиваться с помощью специальной тележки с наклоняющейся рампой. Для транспортировки СВВП устанавливался на тележке в горизонтальном положении на опорах, для взлета рампа устанавливалась в вертикальном положении.

Характеристика СВВП «Колеоптер» С.450

Размеры:

размах крыла (с оперением) 4,51 м

длина самолета 8,02 м

Двигатель 1 ТРД SNECMA «Атар» 101EV

взлетная тяга 3700 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная 3000 кг

топлива 700 кг

Летные данные:

максимальная скорость 800 км/ч

максимальная скороподъемность 130 м/с

практический потолок 1500 м

продолжительность полета 0,45 ч