Европейские самолеты вертикального взлета

Текст добавлен: 21 октября 2016, 21:38

Текст книги "Европейские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

Жанры:

Справочники

сообщить о нарушении

Текущая страница: 10 (всего у книги 11 страниц)

Назад к карточке книги

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 м 2

относительное удлинение 4,585

удельная нагрузка на крыло 294 кг/м 2

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 м 2

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/м 2

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.