Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

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.

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.

Вторым экспериментальным СВВП с поворотным крылом и винтами в США (после СВВП Вертол VZ-2) стал экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18, разработанный по контракту с ВВС США для исследования возможностей использования тяжелых транспортных СВВП такой схемы. По требованиям ВВС, выданным известной вертолетостроительной фирме «Хиллер Эркрафт» в начале 1956 г., предусматривалась разработка и постройка экспериментального СВВП с взлетной массой 15 т. До этого фирмой «Хиллер Эркрафт» начиная с 1953 г. был разработан ряд различных проектов СВВП с поворотным крылом и винтами.

По заказу научно-исследовательского отдела флота и при поддержке армии и ВВС США фирмой «Хиллер» был разработан проект транспортного СВВП взлетной массой 26 т с поворотным крылом и винтами. Проект получил фирменное обозначение Хиллер 1048 и представлял собой моноплан с высокорасположенным крылом, на котором в гондолах размещались четыре сдвоенных ТВД, приводящих соосные винты большого диаметра.

Модели транспортного СВВП Хиллер 1048 с четырьмя ТВД (а) и легкого многоцелевого СВВП Хиллер 1045 с двумя ТВД (б)

Фирмой «Хиллер» был спроектирован также легкий двухвинтовой вертикально взлетающий самолет, получивший обозначение Хиллер 1045. Вертикальный взлет и посадка у этого самолета обеспечивались также поворотом крыла с винтами на 90°. Вращение винтов предполагалось связать между собой механической трансмиссией, с помощью которой должен был обеспечиваться привод небольших рулевых винтов, установленных на хвосте самолета.

Для упрощения и ускорения разработки экспериментального СВВП Х-18 был использован фюзеляж десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, а в качестве силовой установки были применены два ТВД Аллисон Т-40-А-14 мощностью по 5850 л.с, использовавшиеся па экспериментальных СВВП Конвэр XFY-1 и Локхид XFV-1, и такие же, как на этих самолетах, соосные винты диаметром 4,88 м.

Экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18

Постройка СВВП Х-18 была завершена в середине 1958 г., и после длительных наземных испытаний он совершил первый полет 24 ноября 1959 г., взлетая с разбегом, на авиабазе ВВС им. Эдвардса. До июля 1961 г. было совершено 19 полетов с максимальным углом поворота крыла на 33°, с учетом угла тангажа фюзеляжа 17°, максимальный угол атаки крыла достигал 50°. Самолет пилотировали летчики ВВС Джордж Грайт и Брус Джонс.

В полетах были достигнуты максимальная скорость 370 км/ч и высота 4500 м, продолжительность полетов не превышала одного часа. Летные испытания показали, что использование дифференциального изменения шага винтов для поперечного управления явно недостаточно. Серьезным недостатком было также отсутствие механической трансмиссии, связывающей между собой вращение винтов, что делало опасным продолжение испытаний. Поэтому в июле 1961 г. было принято решение летные испытания прекратить и использовать СВВП как стенд для наземных испытаний воздушных винтов разрабатываемых транспортных СВВП.