Евгений Ружицкий - Европейские самолеты вертикального взлета

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Основная конструкция планера выполнена из высо копрочных и коррозионно- стойких алюминиевых сплавов; в зонах, подвергающихся нагреву, применяются титановые сплавы. Конструкция створок, изменяющих направление вектора тяги подъемных ТРД, выполнена из жаропрочной стали. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Катапультное кресло Мартин Бейкер Мк.9 обеспечивает покидание самолета в полете на режиме висения у земли. За кабиной летчика установлен передний подъемный двигатель; за ним размещены топливные баки первой группы, через которые проходит канал воздухозаборников подъемно-маршевого двигателя. В центральной части фюзеляжа установлен подъемно-маршевый двигатель и размещается отсек, в котором может быть установлено разведывательное оборудование, пушки, убирающиеся направляющие с НАР, дополнительные топливные баки или УР. В хвостовой части фюзеляжа расположены топливные баки второй группы, задний подъемный двигатель и отсек оборудования.

Схема опытного СВВП VAK-191B Мк.1

Силовая установка и система управления СВВП VAK-191B Мк.1

Крыло высокорасположенное стреловидное, угол стреловидности по 1/4 хорд 40°. Профиль крыла NACA 63А005 по оси самолета и NACA 65А006 по оси обтекателя подкрыльевых опор шасси. Угол поперечного V крыла отрицательный, -12°30\ угол заклинения 1°30'. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из алюминиевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрыльевые опоры шасси.

Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м 2 и киля с рулем направления площадью 5,58 м 2 .

Шасси велосипедного типа, управляемая носовая опора с одним колесом, главная – со спаренными колесами. Подкрыльевые опоры убираются в обтекатели назад. Носовая и главная опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы. Пневматики колес носовой и главной опор диаметром 0,58 м. На подкрыльевых стойках имеется по одному колесу с пневматиками диаметром 0,33 м. Давление в пневматике носового колеса 6,6 кгс/см 2 , пневматиках колес главной опоры – 4,7 кгс/см 2 , подкрыльевых опор – 4,2 кгс/см 2 . Главные колеса снабжены дисковыми тормозами и автоматами торможения. База шасси 6,3 м, колея подкрыльевых опор 5,36 м.

Силовая установка комбинированная, состоит из трех двигателей – одного подъемно-маршевого ТРДД

Роллс-Ройс/ITU RB. 193-12 и двух подъемных ТРД Роллс- Ройс RB.162-81. Воздухозаборники подъемно-маршевого двигателя боковые, щелевые, нерегулируемые. Двигатель имеет два вала, вращающихся в противоположные стороны, одиннад- цатиступенчатый компрессор и четырехступенчатую турбину. Четыре сопла двигателя поворачиваются синхронно на 100° с помощью цепной передачи от пневматического двигателя. Взлетная тяга двигателя 4630 кгс, длина 2,57 м, внутренний диаметр воздухозаборника – 0,87 м, коэффициент двухконтурности 1,12, масса сухого 790 кг, расход воздуха 93 кг/с. В случае выхода из строя подъемно-маршевого двигателя самолет может продолжать горизонтальный полет с работающими подъемными двигателями (при отклонении их створок).

Подъемные двигатели установлены в фюзеляже под углом 12° к вертикали, взлетная тяга 2520 кгс, масса сухого 210 кг, длина 1,37 м, диаметр 0,73 м. Направление вектора тяги двигателя можно изменять с помощью створок, имеющихся на выходе из двигателя. Воздухозаборники также снабжены створками, открывающимися вверх.

В хвостовой части фюзеляжа имеются вспомогательная силовая установка, включающая ГТД мощностью 140 л.с., электростартер и аккумуляторы емкостью 22 А/ч. ГТД приводит гидравлический насос и генератор, дающий ток мощностью 15/20 кВА, напряжением 200/115 В, частотой 400 Гц, а также обеспечивает системы сжатым воздухом. В полете ВСУ служит аварийным источником энергии в случае отказа одной из двух гидравлических систем с рабочим давлением 280 кгс/см 2 или генератора.

Топливная система. Семь топливных баков размещены в средней части фюзеляжа и один в хвостовой части.

Система управления. Для управления и стабилизации самолета на режиме висения и на переходном режиме используется струйная система управления: на концах крыла и в носовой и хвостовой частях фюзеляжа расположены сопла, в которые подается сжатый воздух, отбираемый от всех трех двигателей. Сопла связаны с аэродинамическими рулями, которые летчик отклоняет с помощью ручки управления и педалей, посылая сигнал в электрогидравлические приводы с тройным резервированием. Система передачи электрических сигналов к гидравлическим приводам дублирована. В случае выхода из строя этой системы управление сервоприводами аэродинамических рулей автоматически переключается на механическую систему. Для улучшения управляемости по тангажу предусмотрена возможность отклонения вектора тяги обоих подъемных двигателей.

Оборудование кабины летчика стандартное. Гидравлическая система с давлением 280 кгс/см 2 обеспечивает привод аэродинамических рулей и запуск подъемно-маршевого двигателя. Электрическая система включает два генератора переменного тока мощностью 15/20 кВА и напряжение 200/115 В и одну аккумуляторную батарею 22 А/ч.

Вооружение на опытных СВВП не устанавливалось. Предусматривался один центральный узел подвески под фюзеляжем.

Размеры:

размах крыла 6,16 м

длина самолета 14,72 м

высота самолета 4,29 м

Двигатели:

подъемно-маршевый 1 ТРДД, Роллс-Ройс/MTU RB. 193-12 взлетная тяга 4630 кгс

подъемные 2 ТРД Роллс-Ройс RB. 162-81 взлетная тяга 2520 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная

при вертикальном взлете 7995 кг

при взлете с разбегом 9000 кг

пустого снаряженного 5300 кг

планера 2060 кг боевой нагрузки

при вертикальном взлете 1250 кгс

топлива 1980 кгс

нагрузка на крыло 640 кгс/см 2 тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,21

Летные данные (расчетные):

максимальное число М полета

на высоте 300 м 0,96

крейсерское число М полета

на высоте 12 000 м 0,92 радиус действия при полете

на малой высоте 370 км

Вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик

После принятия английских СВВП AV-8A «Харриер» на вооружение корпуса морской пехоты США были проанализированы их боевые и эксплуатационные характеристики и установлено, что их боевая эффективность чрезвычайно низка. При вертикальном взлете с боевой нагрузкой 1360 кг боевой радиус составляет всего 92 км и увеличение его до 500 – 700 км становилось возможным только при взлете с разбегом более 300 м. В связи с этим был сделан вывод, что СВВП AV-8A не смогут удовлетворять требованиям 80-х годов, поэтому в 1973 г. в США и Великобритании были проведены совместные исследования усовершенствованного СВВП AV-16A «Супер Харриер» с новым подъемно-маршевым ТРДД «Пегас», обладающим увеличенной взлетной тягой и было принято решение о начале его разработки. Ответственными за разработку планера были фирмы «Хоукер Сиддли», которая с 1978 г. стала называться «Бритиш Аэроспейс», и «Макдоннелл-Дуглас», а за проектирование нового подъемно-маршевого ТРДД – фирмы «Роллс- Ройс» и «Пратт-Уитни».