Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

Схема и компоновочная схема СВВП XV-4A

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.

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

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.