Текст книги "Американские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 9 страниц)

Локхид XFV-1 «Сэлмон»

Экспериментальный вертикально взлетающий палубный истребитель

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

Рулежные испытания СВВП XFV-1 с помощью вспомогательного шасси

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

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

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

Конструкция

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

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

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

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

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

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

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

Управление самолетом на всех режимах должно

Характеристики СВВП Локхид XFV-1

Размеры:

размах крыла 8,43 м

длина самолета 16,66 м

диаметр винта 4,88 м

Двигатели 1 ТВД Аллисон YT-40-A-14

мощность двигателя 5260 л. с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 7170 кг

пустого самолета 5327 кг

Летные данные (расчетные);

максимальная скорость

на высоте 4575 м 934 км/ч

максимальная скороподъемность 60 м/сек

практический потолок 10 670 м

продолжительность полета 1,22ч

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

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

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

Локхид XV-4A «Хаммингберд»

Экспериментальный СВВП с эжекторной силовой установкой

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Схема и компоновочная схема СВВП XV-4A

Конструкция

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Принцип действия эжекторной системы на самолете XV-4A

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

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

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

Характеристики СВВП Локхид XV-4A

Размеры:

размах крыла 7,8 м

длина 9,95 м

площадь крыла 9,7 м?

Двигатели 2 ТРД Пратт-Уитни JT-12

взлетная тяга 2x1495 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 3270 кг

пустого самолета 2265 кг

Летные данные (расчетные для серийного СВВП):

максимальная скорость 1065 км/ч

крейсерская скорость 835 км/ч

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

оборудованием массой 272 кг 630 км

перегоночная дальность 960 км

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

Локхид XV-4B «Хаммингберд» 2

Экспериментальный СВВП с комбинированной силовой установкой

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

Компоновочная схема СВВП XV-4B

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Характеристики СВВП Локхид XV-4B

Размеры:

размах крыла 8,25 м

длина 10,5*1

высота 3,13 м

Двигатели 6 ТРД Дженерал Электрик

YJ85-GE-19

статическая тяга 6x1370 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете 5710 кг

пустого самолета 3385 кг

максимальный затес топлива 2800 л

Летные данные:

максимальная скорость (расчетная) 745 км/ч