Текст книги "Европейские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

сообщить о нарушении

Текущая страница: 7 (всего у книги 11 страниц)

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 м 2

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 м 2, удельные нагрузки на ометаемую площадь 73 кгс/м 2, на крыло 200 кгс/м 2и 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.