Американские самолеты вертикального взлета
Шрифт:
В 1959 г. самолет был передан в NASA в НИЦ им. Эймса для модернизации и испытаний. Первоначально на самолете были установлены два ТРД Армстронг-Сидлди Вайпер ASV8 со статической тягой по 795 кгс. Отклонение потока газов ТРД осуществляется при помощи поворотных реактивных сопел. В NASA самолет был модифицирован: ТРД Вайпер были заменены на ТРД Дженерал Электрик J85, имеющие большую тягу и обеспечивающие больший расход воздуха для системы управления. Была несколько изменена система управления.
Модифицированный самолет получил обозначение Х-14А и использовался в NASA для исследований проблем управления и демпфирования колебаний
На базе экспериментального СВВП Х-14Л был разработан проект легкого двухместного тактического боевого СВВП Х-14С для непосредственной поддержки с тремя ТРД, установленными рядом в носовой части фюзеляжа. Летчики должны были располагаться рядом в кабине с небольшим фонарем. Шасси предполагалось выполнить убирающимся, главные опоры должны были убираться назад в обтекатели на крыле, используемые также как топливные баки, носовая опора - в фюзеляж. СВВП Х-14С должен был иметь большее по размаху и площади крыло с узлами подвески для различного вооружения: авиационных бомб, контейнеров с НЛР или пушками и баков с напалмом. Для повышения грузоподъемности рассматривалась возможность взлета с коротким разбегом.
Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасполо-женным крылом, двумя ТРД и трехопорным шасси.
Крыло прямое, от самолета «Бонанза», снабжено элеронами.
Фюзеляж имеет открытую двухместную кабину экипажа с расположенными рядом сиденьями. Кабина защищена ветровым стек лом.
Оперение от самолета Бич Т-34, однокилевое, с рулем направления и рулем высоты.
Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовой опорой. Все опоры имеют большой ход амортизаторов.
Силовая установка состоит из двух ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5, установленных рядом в носовой части фюзеляжа. Сопла двигателей, расположенные под центральной частью фюзеляжа, могут поворачиваться, отклоняя поток газов. Топливо размещается в двух подвесных баках под крылом.
Управление на горизонтальном режиме полета осуществляется обычными аэродинамическими рулями, а на вертикальных режимах полета - при помощи струйной системы управления с реактивными соплами, установленными в носовой и хвостовой части фюзеляжа и на концах крыльев и связанными с расположенными в кабине рулевыми педалями и колонкой управления. Переход самолета от вертикального полета к горизонтальному осуществляется путем постепенного отклонения сопел двигателей назад, при этом увеличивается скорость полета, крыло создает необходимую подъемную силу. Для перехода к вертикальной посадке уменьшается скорость полета, поток газов отклоняется вперед, обеспечивая торможение, а тяга ТРД увеличивается, обеспечивая полет на режиме висения, затем уменьшается - для вертикальной посадки.
Размеры:
размах крыла 10,4 м
длина самолета 7,62 м
высота самолета 2,44 м
площадь крыла 11 м2
Двигатели 2 ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5
тяга взлетная 2х 1205 кгс
Массы и нагрузки:
взлетная масса 1450 кг
нагрузка на крыло 132 кг/м2
Экспериментальный
Вертол VZ-2
При использовании для СВВП воздушных винтов с большой нагрузкой, у которых большая скорость отбрасываемого потока воздуха, поворот винтов более рационально осуществлять вместе с крылом, чтобы избежать потерь в тяге, возникающих при работе винтов над крылом. Кроме того, в таком случае вся несущая система, состоящая из воздушных винтов, двигателей и системы трансмиссии, жестко укреплена на поворотном крыле и представляет единый агрегат, а расположение крыла в потоке от винтов позволяет осуществлять поворот крыла без угрозы срыва потока на больших углах атаки.
В связи с большим интересом к таким СВВП в NASA были проведены обширные аэродинамические испытания. Были проведены продувки крыла с установленными на нем винтами и крыла и винтов отдельно в диапазоне углов атаки от 0 до 90°, показавшие, что, хотя при некоторых положениях во время переходного полета возможен частичный срыв потока на крыле, однако во всех положениях располагаемой мощности будет достаточно для выполнения перехода.
Переход СВВП Вертол VZ-2 к горизонтальному полету
На основании результатов испытаний был разработан проект четырехвинтового пассажирского самолета с взлетной массой 2? т. Расчеты показали, что для самолета с нагрузкой на крыло около 200 кг/м2 снабженного четырьмя винтами с нагрузкой на ометаемую площадь при вертикальном взлете 160 кгс/м2 и рассчитанного на крейсерскую скорость полета 600 - 640 км/ч‹ располагаемой мощности будет достаточно для вертикального взлета.
В NASA была построена летающая модель четырехвинтового пассажирского самолета, которая испытывалась в свободном полете для изучения устойчивости и управляемости при взлете и посадке, а также на режиме висения. Винты приводились во вращение электродвигателями. Управлялась модель самолета операторами с земли с помощыо радио. Были проведены также испытания модели СВВП с поворотными крылом и шестью винтами.
Для оценки на практике особенностей СВВП с поворотными крылом и винтами вертолетной фирмой «Вертол» был построен небольшой экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 по объединенному заказу транспортного корпуса армии и научно-исследовательского отдела флота США. СВВП Вертол VZ-2 являлся первым СВВП с поворотными крылом и винтами и не предназначался для достижения больших скоростей, поэтому он имел упрощенную конструкцию и плохие аэродинамические формы. Основное назначение самолета - испытание в полете системы поворота крыла; результаты испытаний были использованы при проектировании и постройке более тяжелых экспериментальных СВВП. Постройка СВВП VZ-2 была завершена в начале 1957 г.г и он начал проходить наземные и летные испытания; первый полет на режиме висения был совершен 13 апреля 1957 г., а первый переход от режима висения к горизонтальному полету - 15 июля 1958 г. (летчик-испытатель Ла Вассар), летные испытания были завершены 23 сентября 1959 г.