Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.

Фюзеляж использован от десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, имеет прямоугольное сечение и снабжен задней грузовой рампой.

Крыло высокорасположенное, прямое, профиль крыла NACA 3015, относительное удлинение 4,36, угол заклинения 4°. Крыло может поворачиваться с помощью гидравлических приводов на угол 90°. Крыло снабжено закрылками и элеронами с гидравлическим приводом.

Оперение обычное, от самолета YC-123, с рулями направления и высоты.

Шасси неубирающееся, трехопорное, на главных опорах установлено но одному колесу, на носовой опоре сдвоенные колеса.

Силовая установка состоит из двух ТВД Аллисон T-40-A-14, установленных под крылом, и одного ТРД Вестингауз J-34 тягой 1540 кгс, установленного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного удлинительной трубой с газовыми рулями для продольного управления.

Система управления. В кабине установлены обычные самолетные органы управления: штурвал и педали, рычаги управления двигателями и шагом винтов и дополнительно рычаг управления поворотом крыла. На самолетных режимах СВВП управляется с помощью аэродинамических рулей, при вертикальном взлете и посадке для управления по тангажу должны использоваться газовые рули на конце удлинительной трубы ТРД, поперечное управление должно обеспечиваться дифференциальным изменением тяги воздушных винтов, а путевое - отклонением элеронов, расположенных в потоке воздушных винтов. Для эффективного управления в процессе перехода от вертикального взлета к горизонтальному полету, а затем к вертикальной посадке должно было использоваться специальное интегрирующее устройство, изменяющее отклонение аэродинамических рулей и элеронов и обеспечивающее управление шагом винтов и отклонение газовых рулей в зависимости от угла поворота крыла. В систему управления была включена система стабилизации по крену и тангажу.

Испытания в полете СВВП Хиллер Х-18

Размеры:

размах крыла 14,64 м

длина самолета 19,21 м

высота самолета 7,5 м

Массы и нагрузки:

взлетная масса 14 980 кг

Военно-транспортный СВВП ХС-142А начал разрабатываться группой американских фирм «Хиллер», «Линг-Темко-Воут» и «Райан» по объединенному заказу армии, ВВС и флота США. В начале 1961 г. проект самолета ХС-142А был представлен на конкурс проектов фронтового вертикально взлетающего транспортного самолета для вооруженных сил США, а в сентябре 1961 г. проект как победитель конкурса был одобрен и принят для разработки и постройки.

Самолет ХС-142А, выполненный по схеме с поворотным крылом и винтами, был разработан с учетом требований вооруженных сил к оперативной переброске войск, оборудования и снаряжения с десантных судов или наземных аэродромов на неподготовленные площадки в сложных метеорологических условиях. Самолет предполагалось использовать также для выполнения поисковых и спасательных работ. Объединенными ТТТ предусматривались крейсерская скорость не менее 460 км/ч, тактический радиус действия более 370 км, платная нагрузка свыше 3600 кг, грузовая кабина (размерами 9x2x2,5 м3) с люком в хвостовой части, возможность полета на малых высотах, способность висеть в течение 10 мин над местом назначения. Особое внимание при разработке проекта уделялось достижению высоких летных характеристик и улучшению наземного обслуживания самолета.

СВВП ХС-142А рассматривался как часть общей комплексной системы для поддержки наземных войск. При его создании было решено в первую очередь учитывать требования ВВС и армии; требования флота о возможности базирования самолета на авианосце и выдерживании определенных габаритных размеров конструкции первоначально не учитывались. Руководство объединенной программой проектирования и постройки самолета было возложено на ВВС.

Военно-транспортный СВВП Хиллер-Воут-Райан ХС-142А

Программа разработки контролировалась специально созданным объединенным управлением армии, флота и ВВС по проектированию вертикально взлетающих или с малой длиной разбега и пробега самолетов. Стоимость общей программы разработки, предусматривавшей постройку и испытания пяти опытных самолетов, оценивалась в 100 млн. долл. Ответственным изготовителем была назначена фирма «Линг-Темко-Воут», которая в январе 1962 г. получила от МО США заказ па разработку и постройку пяти опытных самолетов. Фирма «Линг-Темко-Воут» разрабатывала конструкцию планера, крыла и шасси самолета; фирма «Хиллер» занималась проектированием и изготовлением трансмиссии, винтов и системы механизации крыла; фирме «Райан» было поручено проектирование и изготовление хвостового оперения, гондол и монтаж двигателей.

При разработке СВВП ХС-142А был изготовлен ряд моделей для испытаний в аэродинамической трубе фирмы «Линг-Темко-Воут» (сечения рабочей части 2x3 м2 и 6,5x7 м2), где исследовались характеристики устойчивости и управляемости в горизонтальном полете и на переходном режиме и характер обтекания с целью выявления оптимальной конфигурации крыла и обводов хвостовой части фюзеляжа, определялось оптимальное число оборотов винтов. Были проведены испытания по исследованию управления самолетом па режиме висения и решению проблем, связанных с влиянием близости земли. Были изготовлены два тренажера с моделирующими и цифровыми устройствами для ознакомления летного состава с особенностями пилотирования СВВП и его оценки.

В 1962 г. был изготовлен натурный макет самолета, а в 1963 г. фирмы приступили к постройке первых опытных СВВП; в соответствии с программой постройка всех пяти опытных самолетов должна была завершиться в течение 1963-1964 гг., но несколько задержалась. В июне 1964 г. была завершена сборка первого СВВП, который предназначался для прочностных испытаний на специальном стенде, рассчитанных на 50 часов.

Второй опытный СВВП ХС-142А предназначался для исследования переходных режимов. Первый полет состоялся 29 сентября 1964 г. Взлет и посадка совершались с обычным разбегом и пробегом при угле поворота крыла 10°, самолет достиг максимальной скорости 280 км/ч па высоте до 3000 м в горизонтальном полете с выпущенным шасси. Самолет совершил также серию полетов с частично отклоненным крылом. Один полет выполнялся при угле поворота крыла 40° и минимольной скорости полета 48 км/ч на высоте 3000 м. При угле поворота крыла 15° и мощности двигателей, составлявшей 60% номинальной, самолет взлетал с разбегом 150 м. 29 декабря 1964 г. самолет совершил первый вертикальный взлет и полеты на режиме висения па высоте 15 м при взлетном весе 16 555 кг.