Американские самолеты вертикального взлета

Текст добавлен: 11 сентября 2016, 16:26

Текст книги "Американские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

Жанры:

Справочники

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 9 страниц)

Назад к карточке книги

Белл Х-14А

Экспериментальный СВВП с отклонением вектора тяги ТРД

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

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

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

Экспериментальный СВВП Белл Х-14А

Проект боевого СВВП Белл Х-14С с вооружением

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

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

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

Конструкция

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

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

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

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

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

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

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

Характеристики СВВП Белл Х-14А

Размеры:

размах крыла 10,4 м

длина самолета 7,62 м

высота самолета 2,44 м

площадь крыла 11 м2

Двигатели 2 ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5

тяга взлетная 2х 1205 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1450 кг

нагрузка на крыло 132 кг/м2

Экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 в полете на режиме висения

Вертол VZ-2

Экспериментальный СВВП с поворотными крылом и винтами

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

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

Переход СВВП Вертол VZ-2 к горизонтальному полету

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

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

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

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

Конструкция

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

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

Модель легкого многоцелевого СВВП Боинг-Вертол 147

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

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

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

Проект военно-транспортного СВВП Боинг-Вертол для ВВС

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

Шасси неубирающееся, трехопорное, с хвостовой опорой.

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

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

Характеристики СВВП Вертол VZ-2

Размеры:

размах крыла 7,3 м

длина фюзеляжа 8,2 м

площадь крыла 10,7 м2

Двигатели

1 ГТД Лайкоминг T-53-L-I

взлетная мощность 825 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1600 кг

масса пустого 1135 кг

удельная нагрузка на крыло 150 кгс/м2 удельная нагрузка на

ометаемую площадь 120 кгс/м2

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

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

Воут XF5U-1 «Скиммер»

Опытный вертикально взлетающий истребитель

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Экспериментальный истребитель XF5U-1 «Скиммер» на стоянке

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

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

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

Рисунок истребителя XF5U-1 в полете

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

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

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

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

Конструкция

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

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

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

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

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

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

Система трансмиссии была изготовлена фирмой «Пратт-Уитни».

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

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