Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

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.

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

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.

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

Райан Х-13 «Вертиджет»

К развитию реактивных самолетов, совершающих полет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, в первое время проявлялся очень большой интерес, так как предполагалось, что такая схема может оказаться рациональной для скоростных боевых самолетов. Вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке должен был иметь разрабатываемый фирмой «Райан» для ВВС США вертикально взлетающий истребитель, который в отличие от палубных истребителей с ТВД, разрабатывавшихся для флота, должен был иметь в качестве силовой установки ТРД. Работы над проектом этого истребителя, получившего обозначение XF-109, начали вестись в 1950 г. и также в обстановке строжайшей секретности, как и по палубным истребителям с ТВД. Однако вскоре было установлено, что при существующем тогда уровне развития ТРД было невозможно, используя их, создать боевой вертикально взлетающий самолет из-за очень большой относительной массы силовой установки с системой управления и соответственно всей конструкции самолета. Поэтому разработка вертикально взлетающего истребителя с ТРД была сочтена преждевременной и было принято решение ограничиться разработкой чисто экспериментального самолета, получившего обозначение Х-13.