Европейские самолеты вертикального взлета
Шрифт:
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
Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м 2и 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 2или 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
Оборудование кабины летчика стандартное. Гидравлическая система с давлением 280 кгс/см 2обеспечивает 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 2тяговооруженность
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
Международные программы
Великобритания – США
Бритиш Аэроспейс/ Макдоннелл- Дуглас AV-8B «Харриер» II
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».
В 1973 г. корпус морской пехоты США заявил, что ему потребуется 342 самолета AV-16A «Супер Харриер» для замены в 80 – 90-х годах СВВП AV-8A и штурмовиков Макдоннелл-Дуглас А-4 «Скайхоук», кроме того, ВМС США планировали размещать самолеты AV-16A на легких многоцелевых авианесущих кораблях контроля морей SCS (Sea Control Slnp). По оценке министерства обороны США, стоимость только программы разработки и производства самолетов AV-16A для корпуса морской пехоты могла составить 700 – 800 млн. долл. Английские ВВС намечали в 80-х годах заменить самолетами AV-16A истребители SEPECAT «Ягуар», а ВМС изучали возможность использования СВВП с авианесущих кораблей.