Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

По своим характеристикам самолет Конвэр XFV-1, как было установлено при испытаниях, не мог представлять интереса как боевая машина, однако его предполагалось использовать для обучения летчиков технике пилотирования, чтобы подготовить их к полетам на реактивных СВВП, которые будут совершать взлет с вертикальным положением фюзеляжа.

Самолет Конвэр XFV-1 выполнен по бесхвостовой схеме с треугольным крылом, одним ТВД с соосными воздушными винтами и четырехопорным шасси.

Фюзеляж самолета очень короткий, бочкообразной формы, отличался небольшим удлинением. В носовой части размещалась одноместная кабина. Сиденье летчика крепилось шар-нирно и могло отклоняться на 45°. При горизонтальном полете летчик сидит в обычном положении; при вертикальном взлете и снижении сиденье отклоняется так, что летчик сидит в наклонном положении под углом 45° к вертикали. Наклон сиденья управляется летчиком. Из кабины обеспечивается хороший обзор при горизонтальном полете и несколько хуже при вертикальном взлете и посадке.

Крыло. Фирма «Конвэр», имевшая значительный опыт разработки самолетов с треугольными крыльями применила на самолете XFV-1 треугольное крыло малого удлинения, в корневых частях которого расположены воздухозаборники для двигателя. Крыло имело угол стреловидности по передней кромке 60°. На концах крыла расположены топливные баки. Под фюзеляжем размещался дополнительный воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха к масляному радиатору.

Оперение только вертикальное, состоявшее из двух больших килевых поверхностей с рулями направления.

Шасси имело четыре неубирающиеся опоры с небольшими колесами, которые были установлены на концах крыла и килевых поверхностей. Была предусмотрена возможность аварийной посадки «на фюзеляж», для чего предварительно сбрасывалась нижняя килевая поверхность.

Силовая установка. На самолете установлен ТВД Аллисон YT-40-A-14 и соосные трехлопастные винты Кертисс-Райт «Турбоэлектрик» с полыми стальными лопастями. Двигатель Аллисон YT-40-A-14 обладал большой мощностью и небольшим удельным весом, что особенно важно для вертикально взлетающих самолетов и что, собственно, обусловило выбор этого двигателя. Двигатель YT-40-A-14 представляет собой два спаренных ТВД Аллисон Т-38, имеющих общий редуктор. Beртикальное положение самолета при стоянке и поворот фюзеляжа па 90° при переходе к горизонтальному полету потребовали модификации маслосистемы и системы подачи топлива для обеспечения работы двигателя на всех режимах.

Основные данные двигателя YT-40-A-14 следующие: мощность на валу - 5260 л. с; реактивная тяга - 150 кг; суммарная эквивалентная мощность - 5850 л. с.; масса двигателя с редуктором - 1360 кг; удельная масса - 0,233 кг/л. с; удельный расход топлива - 0,29 кг/л. с.-час; длина двигателя - 4,62 м; максимальный диаметр - 1,15 м,

Установка на самолете соосных винтов позволила избежать разворачивающего момента, который особенно трудно было бы компенсировать при вертикальном взлете и посадке, а также устранила влияние гироскопического эффекта вращающихся масс винтов.

Управление самолетом на всех режимах осуществлялось элевонами и рулями направления, расположенными в потоке соосных воздушных винтов.

Размеры:

размах крыла 7,82 м

длина самолета 10,1 м

диаметр винта 4,88 м

площадь крыла 9,7 м2

Двигатели 1 ТВД Аллисон YT-40-A-14

мощность двигателя 5260 л. с. максимальная тяга»

развиваемая винтом при взлете 9000 кгс Массы и нагрузки:

взлетная масса 6800 кг

отношение тяги к весу 1,32

удельная нагрузка на крыло 221 кгс/м2

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость 885 км/ч

вертикальная скороподъемность

у земли 30 м/сек

Экспериментальный палубный истребитель с вертикальным взлетом и посадкой Локхид XFV-1 «Сэлмон» на стоянке

Локхид XFV-1 «Сэлмон»

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.

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

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»

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.