Текст книги "Американские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 9 страниц)

Райан VZ-3RY «Вертиплейн»

Экспериментальный СВВП с отклонением потока от винтов

Необходимая для взлета СВВП вертикальная тяга может быть создана благодаря отклонению вниз воздушного потока от винтов с помощью специальных устройств в виде различных закрылок. В NASA в 1954 г. была выполнена работа по изучению такой схемы СВВП («Исследования комбинации крыла с закрылками большой хорды и винтов большого диаметра при полете на малых скоростях и при вертикальном взлете»), которая показала, что вертикальный взлет СВВП с винтами и системой закрылок становится возможным при некотором угле кабрирования СВВП. Тяга винтов и подъемная сила, возникающая на крыле с закрылками вследствие обдувки его потоком от винтов, создают, складываясь, вертикальную тягу, необходимую для вертикального взлета. Чтобы оценить эффективность подобной системы, в NASA был проведен ряд экспериментов с различными типами винтов и закрылок. Параллельно с этими испытаниями в НИЦ им. Лэнгли NASA велись также испытания моделей СВВП, совершающих вертикальный взлет с использованием тяги, создаваемой отклоняемым на 90° потоком от винтов.

СВВП VZ-3RY был разработан фирмой «Райан» по заказу армии и флота США для исследования системы механизации, отклоняющей поток воздуха от винтов при взлете и посадке. Предполагалось, что СВВП с такой системой сможет использоваться для связи, перевозки солдат и грузов. Разработка самолета была начата в 1955 г. под фирменным обозначением «Райан» 92.

В 1956 г. армия США заключила с фирмой контракт на постройку одного экспериментального СВВП. Рулежные испытания СВВП начались 7 февраля 1958 г., затем были проведены испытания на привязи на специальном стенде. В конце 1958 г. были проведены испытания СВВП в аэродинамической трубе, в процессе которых он подвергся некоторым модификациям: хвостовая опора шасси была заменена носовой, был установлен подфюзеляжный киль, а также введено более мощное управление закрылками для сокращения времени их уборки и выпуска.

Экспериментальный СВВП VZ-3RY на стоянке и в полете (слева)

Первый полет самолета состоялся 21 января 1959 г., летчик-испытатель Пит Джи-рард. В 13-м полете 13 февраля 1959 г. самолет потерпел аварию, которая произошла в результате неисправности в системе управления винтами и вызвала серьезные повреждения. После восстановления самолета испытания были продолжены. Во время испытаний самолет летал со скоростью от 48 км/ч до 204 км/ч на высоте до 1680 м. Испытания показали, что мощности двигателя и тяги винтов недостаточно для вертикального взлета.

В феврале I960 г. самолет был передан в NASA для дальнейших испытаний с усовершенствованной системой механизации. В первом же полете под действием неуравновешенного продольного момента самолет опрокинулся назад на высоте 1500 м, перевернулся и начал падать, летчик успел катапультироваться на высоте 300 м. При ударе о землю самолет был почти полностью разрушен– На построенном втором самолете VZ-3 в 1961 г. были возобновлены летные испытания, самолет использовался для исследования характеристик управляемости вертикально взлетающих самолетов на малых скоростях полета, до 40 км/ч, и при снижении со скоростью 5 м/с.

Экспериментальный СВВП Фэрчайлд VZ-5

Одновременно с разработкой СВВП Райан VZ-3RY с системой закрылок для отклонения потоков от винтов армия США финансировала также разработку подобного легкого двухместного экспериментального СВВП фирмы «Фэрчайлд», получившего фирменное обозначение М-224-1 и армейское обозначение VZ-5. В отличие от СВВП VZ-3RY экспериментальный СВВП VZ-5 был снабжен большим по размаху крылом с системой закрылок, обдуваемых потоком воздуха от четырех воздушных винтов. Закрылки, установленные но всему размаху крыла, занимали 50% хорды и отклоняли поток воздуха на 60°. Предполагалось, что для вертикального взлета фюзеляжу будет придаваться угол кабрирования 30°, при этом тяга винтов и подъемная сила, создаваемая крылом с отклоненными закрылками, будет превышать взлетную массу самолета. Для продольного и путевого управления СВВП был снабжен двумя вентиляторами в хвостовом оперении.

Силовая установка СВВП VZ-5 состояла из одного ГТД Дженерал Электрик Т58 взлетной мощностью 1050 л.с, приводящего во вращение с помощью системы трансмиссии воздушные винты. Привод закрылок и вентиляторов осуществлялся с помощью гидравлической системы. Постройка экспериментального СВВП VZ-5 была завершена в 1956 г., однако в результате различных неполадок летные испытания были отложены, и пришлось ограничиться только испытаниями в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли NASA. Эти испытания показали, что тяги воздушных винтов и подъемной силы крыла с закрылками недостаточно для вертикального взлета. Поэтому летные испытания СВВП VZ-5 не стали проводить, а его разработка была прекращена. СВВП был выполнен по схеме моноплана с высокорасположенным крылом с выдвижными закрылками, одним ГТД, приводящим во вращение четыре воздушных винта, и трехопорным шасси с носовой опорой. Характеристики СВВП VZ-5 не были опубликованы.

Конструкция

СВВП VZ-3RY представляет собой моноплан с высокорасположвнным крылом, двумя воздушными винтами, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, в носовой части размещена открытая двухместная кабина. Сиденья летчика и пассажира расположены тандемом. В кабине помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг для управления самолетом на режиме висения.

Крыло малого удлинения, прямоугольной формы в плане, хорда крыла 1,6 м. Крыло снабжено двойными выдвижными закрылками, отклоняющими поток воздуха от винтов на 90° вниз при вертикальном взлете, посадке и висении. Перед закрылками установлены интерцепторы. На концах крыла

Характеристики СВВП VZ-3RY

Размеры:

размах крыла 7,13м

длина самолета 8,7 м

высота самолета 5,28 м

площадь крыла 10,4 м2

диаметр винтов 2,79 м

ометаемая площадь 2x6,1 м2

Двигатель 1 ГТД Лайкоминг T53-L-1

взлетная мощность 1 000 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная 1180 кг

нагрузка на крыло 113 кгс/м2

нагрузка на ометаемую площадь 97 кгс/м2

имеются специальные шайбы, служащие направляющими при выдвижении закрылок (такие же направляющие имеются и у основания крыла). При переходе к горизонтальному полету закрылки вдвигаются по мере увеличения скорости полета. На посадку самолет заходит со слегка отклоненными закрылками. Затем мощность увеличивается, закрылки выдвигаются полностью, и самолет совершает вертикальную посадку.

Оперение Т-образное, киль трапециевидной формы с рулем направления. Горизонтальное оперение прямое с рулем высоты, расположено сверху киля, поддерживается подкосами и имеет изменяемый угол установки. Имеется подфюзеляжный киль. Размах горизонтального оперения 3,88 м, хорда 1,27 м.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовым колесом. Большая длина стоек шасси с подкосами обеспечивает возможность выдвижения закрылок на стоянке. Колея шасси 3,8 м, база шасси 2,7 м.

Силовая установка состоит из одного размещенного в фюзеляже турбовального ГТД Лайкоминг T53-L-1 с передним выводом вала. Воздух в двигатель поступает через отверстия в обшивке фюзеляжа.

Воздушные винты фирмы «Хартцелл» трехлопастные, установлены под крылом на пилонах. Лопасти деревянные, трапециевидной формы в плане. Привод винтов осуществляется от ГТД с помощью трансмиссии и редукторов, уменьшающих скорость вращения винтов.

Система управления. На горизонтальных режимах полета управление обеспечивается рулями направления и высоты и интерцепторами. Для управления самолетом на режиме висения и при малых скоростях полета в хвостовой части фюзеляжа на универсальном шарнире установлено поворотное сопло для отклонения потока газов двигателя.

Рокуэлл XFV-12A

Экспериментальный палубный вертикально взлетающий истребитель с эжекторной силовой установкой

В середине 60-х годов в США получила развитие новая концепция, по которой для сопровождения атомных авианосцев должны применяться легкие многоцелевые авианесущие корабли, получившие обозначения SCS (Sea Control Ship – корабли контроля морей). Одновременно начинается разработка ряда проектов усовершенствованных палубных СВВП, предназначенных для базирования на авианесущих кораблях SCS .

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой начал разрабатываться в 1972 г. в соответствии с программой создания палубного вертикально взлетающего самолета для легких многоцелевых авианесущих кораблей SCS. По программе предполагалось разработать самолет, который сможет использоваться в качестве истребителя-бомбардировщика, перехватчика и разведчика. В программе разработки и конкурсе участвовали 8 фирм. В октябре 1972 г. фирма «Рокуэлл», представившая проект сверхзвукового СВВП с эжекторной силовой установкой, была объявлена победителем конкурса и получила контракт стоимостью 46 млн. долл. на разработку, постройку и испытания двух экспериментальных самолетов XFV-I2A.

В отличие от эжекторной силовой установки, использовавшейся ранее на экспериментальном самолете Локхид XV-4A «Хаммингберд», на СВВП XFV-12A было предложено эжекторную систему для повышения ее эффективности разместить на крыле и оперении, снабдив их эжекторными и диффузорными щелевыми закрылками. Предполагалось, что такая система обеспечит значительное увеличение общей силы тяги системы по сравнению с установочной тягой ТРДД, что очень важно для СВВП.

В январе 1973 г. был построен натурный макет самолета. В связи с большой конструктивной сложностью эжекторной системы ее отработка проводилась в 1973-1975 гг. на вращающемся стенде, представляющем собой ферму длиной 30,5 м, на конце которой была установлена секция крыла с эжекторной системой.

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой

Первый полет СВВП XFV-12A при взлете с разбегом был намечен на октябрь 1974 г., а первый вертикальный взлет – на январь 1975г. Однако трудности в испытаниях эжекторной системы и нехватка средств привели к тому, что сроки первого полета были перенесены сначала на 1977 г., а затем на 1978 г. с рекламой его как нового типа палубного СВВП. Постройка первого СВВП XFV-12A была завершена только в августе 1977 г. Постройку второго СВВП предполагалось закончить в 1978 г., однако в конце 1978 г. было принято решение второй самолет не строить.

Первый СВВП XFV-12A начал проходить испытания на специальном стенде на привязи в 1978 г., в которых не было подтверждено расчетное увеличение силы тяги ТРДД с помощью эжекторной системы, поэтому летные испытания его не стали проводить и вскоре было решено прекратить разработку СВВП XFV-12A.

Конструкция

Самолет выполнен по схеме «утка» с одним ТРДД с эжекторной системой увеличения тяги двигателя и трехопорным шасси. В конструкции использован ряд агрегатов серийных самолетов.

Посадка XFV-12А на палубу авианосца (рисунок)

Фюзеляж цельнометаллический типа полумо-нокок. Передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика использована от самолета Макдоннелл-Дуглас А-4 «Скайхоук». Кабина герметизированная, имеет систему кондиционирования. Катапультное кресло «Эскапак» обеспечивает покидание самолета при посадке на палубу авианосца.

Крыло высокорасполо-женное, трапециевидной формы в плане. Центроплан крыла использован от самолета F-4 «Фантом». Хорда корневая 4,98 м, концевая, 2,25 м, относительное удлинение крыла 2,09, угол стреловидности по 1/4 хорд 35°. Крыло имеет модифицированный профиль NACA 64; относительная толщина профиля в корневой части крыла 7,6 %, на конце – 4,5%. Угол поперечного V – 10°, угол заклинения 1,5°.

Оперение низкорасположенное, по схеме «утка». Угол поперечного V – 5°. Площадь горизонтального оперения 7,72 м2. Роль вертикального оперения выполняют стреловидные концевые шайбы, установленные на концах крыла, нижние их части наклонены во внешнюю сторону на 35°, а верхние – на 19° и имеют рули направления общей площадью 1,23 м2. Общая площадь вертикального оперения 5,08 м2.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, убирающееся, использовано от самолета А-4 «Скайхоук». Носовая опора управляемая, имеет одно колесо, главные опоры тоже имеют по одному колесу. Все опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы.

Силовая установка. Подъемно-маршевый ТРДД, Пратт-Уитни F401– PW-400 установлен в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники боковые щелевого типа, управляемые, как на самолете F-4 «Фантом». За кабиной экипажа на верхней части фюзеляжа имеются створки для дополнительного забора воздуха на вертикальных режимах. В сопле двигателя имеется поворотный дефлектор, который при вертикальных режимах полета направляет струю газов от двигателя в эжекторную систему, а в крейсерском полете – назад. Масса сухого двигателя 16$5 кг, удельный расход топлива 0,62 кг/кг-ч (на форсажном режиме – 2,45 кг/кг-ч). Длина двигателя 4,85 м, диаметр – 1,28 м.

Эжекторная система. На крыле и оперении по всему размаху размещена эжекторная система увеличения подъемной силы, состоящая из двух диффузорных и одного эжекторного закрылка на каждой консоли. Эжекторный закрылок находится между диффузорными и отклоняется вверх, а диффузорные закрылки отклоняются вниз. Во всех закрылках имеются внутренние каналы, в которые поступает поток горячих газов от ТРДД,. Из этих каналов газы через сопло вытекают наружу в щели между закрылками. При этом над верхней поверхностью крыла и оперения создается область пониженного давления, куда подсасывается наружный воздух и эжектируется между диффузорными закрылками вниз. В результате создаваемая эжекторной системой крыла и оперения подъемная сила превышает исходную тягу силовой установки (расчетный коэффициент увеличения тяги силовой установки 1,55).

Компоновочная схема XFV-12А

Топливная система состоит из двух фюзеляжных и крыльевых топливных баков общей емкостью 2760л.

Система управления. Управление самолетом на вертикальных режимах осуществляется за счет отклонения на различные углы диффузорных закрылок на крыле и оперении. В крейсерском полете заделе диффузорные закрылки крыла играют роль элеронов, а задние закрылки на оперении – рулей высоты. Кроме того, диффузорные закрылки на крыле могут использоваться в качестве воздушных тормозов: передние в этом случае отклоняются вниз на угол 25°, а задние – вверх па угол 15°. Все органы управления имеют гидравлический привод.

Системы. Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 210 кг/см2. Система предназначена для привода в действие шасси, эжекторных и диффузорных закрылок и поверхностей управления, а также для управления воздухозаборниками.

Схема работы эжекторов на оперении и крыле: 1 – при вертикальном взлете и посадке; 2 – при укороченном взлете и посадке; 3 – при горизонтальном полете

Электросистема состоит из стартер-генератора мощностью 30 кВА; система работает на переменном токе (напряжение 115/200 Вг частота 400 Гц) и постоянном токе (напряжение 28 В).

Система жизнеобеспечения поддерживает в кабине на больших высотах давление, соответствующее высоте 2440 м.

Кислородная система состоит из баллона жидкого кислорода емкостью 5 л и системы подачи.

Оборудование. Радиопередатчик Коллинз AV/ARC-159, навигационные системы VOR RN-242A фирмы «Бендикс» и DMEKN-65 фирмы «Кинг», оборудование для полета по приборам.

Вооружение. Под фюзеляжем и на концах крыла предполагалась подвеска до четырех УР класса «воздух-воздух» типа «Спэрроу» или «Сайдуиндер» или УР класса «воздух-поверхность». Кроме того, под фюзеляжем может размещаться встроенная пушка калибром 20 мм.

Характеристики СВВП XFV-12

Размеры:

размах крыла 8,69 м

длина самолета 13,39 м

высота самолета 3,15 м

площадь крыла 27,2 м2

Двигатель 1 ТР/Д Пратт-Уитни

F401-PW-400

тяга установочная 6380 кгс

тяга при работе эжекторной

системы (расчетная) 9880 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная:

при вертикальном взлете 8885 кг

при взлете с коротким разбегом 11 000 кг

пустого 6260 кг

Летные данные:

максимальное число М 2,2 – 2,4

боевой радиус действия 925 км

Трансцендентал 1-G

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами

Первым построенным и успешно летавшим СВВП с поворотными винтами был экспериментальный одноместный вертолет-самолет I-G, разработанный небольшой фирмой «Трансцендентал Эркрафт», которая была основана в 1945 г. конструктором Робертом Лихтеном и начала заниматься исследованиями вертолетов-самолетов с поворотными винтами одновременно с фирмой «Белл». Фирмой «Трансцендентал» под руководством Р. Лихтена был разработан ряд проектов, из которых только один, получивший обозначение I-G, был доведен в 1950 г. до постройки экспериментального образца. Летным испытаниям предшествовали 40-часовые наземные испытания на специальном стенде, где изучалась работа поворотных винтов, а также процесс перехода от одного режима к другому. Во время рулежных испытаний выявились проблемы механической неустойчивости системы «винт-крыло», которые привели к аварии в 1951 г.

Вертолет-самолет I-G был отремонтирован, прошел наземные испытания и совершил первый полет 25 апреля 1954 г. сперва только на вертолетных режимах полета. Во время одного из полетов 17 декабря 1954 г. был выполнен неполный переход к самолетному режиму полота с наклоном винтов на 35°. В 1954 -1955 гг. вертолет-самолет совершил более 120 полетов, которые производились на высотах до 1200 м со скоростью до 180 км/ч при углах наклона винтов до 70°, когда крыло создавало 90% подъемной силы, однако 20 июня 1955 г. потерпел аварию. В полете над водой заклинило управление общим шагом, вертолет-самолет начал снижаться, зацепился колесами за воду и перевернулся.

Был построен второй вертолет-самолет «Модель 2» с более мощным двигателем и увеличенным диаметром винтов, совершивший первый полет в 1957 г.

Экспериментальный СВВП с поворотными винтами Трансцендентал I-G

Разработка СВВП I-G финансировалась сперва из частных фондов, а затем ВВС США. Предполагалось, что опыт проектирования и испытания этих экспериментальных СВВП будет использован при проектировании двухдвигательного спасательного и санитарного вертолета-самолета Трансцендентал «Модель 3», который должен был перевозить четырех раненых на носилках со скоростью обычного санитарного самолета на расстояние до 500 км. Однако к этому времени уже начались испытания СВВП Белл XV-3 для армии США, которому было отдано предпочтение, и работы по СВВП фирмы «Трансцендентал» прекратились.

Конструкция

По компоновке вертолет-самолет I-G представляет моноплан с высокорасположенным крылом, на концах которого установлены два поворотных винта. На вертолетных режимах полета вертолет-самолет управляется, подобно вертолету двухвинтовой поперечной схемы.

Фюзеляж вертолета ферменной конструкции, с металлической обшивкой. В носовой части размещается хорошо остекленная кабина летчика.

Крыло прямоугольной формы в плане, размах крыла 6,4 м, хорда 0,9 м, профиль – NASA 23015. Крыло создает необходимую подъемную силу в горизонтальном полете. Для поперечного управления на самолетном режиме полета на крыле имеются элероны.

Экспериментальный СВВП «Модель 2»

Оперение обычное, стабилизатор и киль имеют ферменную конструкцию с металлической обшивкой, обшивка па рулях полотняная.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, неубирающееся. Все колеса самоориентирующиеся.

Силовая установка состоит из одного поршневого двигателя воздушного охлаждения Лайкоминг СО-290 мощностью 160 л.с, установленного в центральной части фюзеляжа. Непосредственно на двигателе установлен двухскоростной редуктор с муфтами сцепления и свободного хода.

Винты трехлопастные, с цельнометаллическими лопастями, имеющими прессованный лонжерон, проходящий вдоль носка лопасти и соединенный с нервюрами и обшивкой; вдоль задней кромки проходит стрингер. Лопасти прямоугольной формы в плане, профиль лопасти NACA 23018, хорда -0,11 м, крутка лопасти – 21,25°. Каждая лопасть присоединяется к втулке с помощью совмещенного вертикального и горизонтального шарнира, колебания лопасти ограничиваются демпферами.

На вертолетном режиме при максимальной мощности винты вращаются со скоростью 708 об/мин, окружная скорость концов лопастей – 192 м/с. Для крейсерского режима самолетного полета винты делают 613 об/мин (окружная скорость концов лопастей 176 м/с).

При вертолетном режиме полета валы винтов наклонены вперед на 6°, а при переходе к горизонтальному полету они вместе с редукторами поворачиваются на 84° с помощью электродвигателя и червячной передачи. Процесс перехода выполняется за три-четыре минуты. Управление переходом осуществляется с помощью кнопки включения электродвигателей поворота винтов, размещенной на штурвале управления.

Характеристики СВВП Трансцендентал I-G

Размеры:

размах крыла 6,4 м

длина самолета 6,0 м

диаметр винтов 5,2 м

коэффициент заполнения 0,04

ометаемая площадь – 2x21,2 м2

площадь крыла 5,85 м2

Двигатели ПД «Лайкоминг СО290

взлетная мощность 160 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная 794 кг

пустого 658 кг

нагрузка на ометаемую площадь 17,7 кгс/м2

нагрузка на крыло 126 кгс/м2

запас топлива 60 л

Летные данные: вертолетный самолетный

режим режим

максимальная

скорость 210 км/ч 270 км/ч максимальная

скороподъемность 8,6 м/с 7,1 м/с

дальность 260 км 370 км

Управление винтами осуществляется с помощью автоматов перекоса типа «паук» и системы управления общим шагом. Наличие двух видов управления – самолетного и вертолетного – создавало некоторые трудности. Для продольного и поперечного управления па вертолетных режимах используется ручка циклического шага и рычаг «шаг-газ» с левой стороны сиденья, для путевого управления – ножные педали. Для продольного и поперечного управления па самолетных режимах полета использовался штурвал. Вертолетное управление связано с самолетным, что позволяло сохранять управляемость и при переходе от одного режима к другому.