Европейские самолеты вертикального взлета
Шрифт:
Был разработан усовершенствованный вариант самолета CL-84-1C с улучшенными характеристиками. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой люк смещен на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м. Предполагалось использовать ТВД LTC1S-2, являющийся модификацией ТВД Лайкоминг Т-53, но большей мощностью, по 1800 л.с. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 6800 кг, максимальная взлетная масса при взлете с малым разбегом 7620 кг, максимальная скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В транспортно-десантном варианте самолет должен иметь экипаж из двух человек и перевозить 16
Переход СВВП CL-84 с режима висения к горизонтальному полету
Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.
Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор. Для улучшения обзора вниз имеются дополнительные панели остекления. В грузовой кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м^ могут разместиться 12 вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и рулевые педали.
Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418 модифицированный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла 32,67 м 2. По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних увеличивается вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах атаки. Закрылки могут использоваться в качестве элеронов. При вертикальном взлете и посадке крыло поворачивается в диапазоне от 2° до 102°. При взлете с коротким разбегом крыло устанавливается в промежуточное положение.
Оперение трехкилевое, с рулем направления на центральном киле и концевыми шайбами, установленными на концах управляемого стабилизатора, размахом 5,08 м.
Силовая установка состоит из двух ТВД Лайко- минг Т-53 мощностью по 1400 л.с. с передним расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и приводящих воздушные винты. В носовой части гондол расположены редукторы винтов.
Схема СВВП CL-84
Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги, че- тырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты имеют противоположное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен рулевой винт диаметром 2,13 м для продольного управления.
Трансмиссия. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный запуск двигателей и работу обоих винтов при выходе из строя одного двигателя. От главного редуктора с помощью вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.
Управление самолетом на горизонтальном режиме полета обеспечивается с помощью обычных рулевых поверхностей, на вертикальном режиме – путем изменения шага винтов и отклонением
При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло постепенно поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов увеличивается и скорость самолета возрастает. При этом пропорционально повороту крыла происходит отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и увеличение подъемной силы.
При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на максимальный угол отклонения, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор постепенно отклоняется до нормального положения.
Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. База шасси 4,28 м, колея 3,1 м. На главных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление Зкгс/см 2, на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см 2.
< image l:href="#" />Схема силовой установки и трансмиссии самолета Канадэр CL-84
Вооружение.Самолет предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм, установленной в обтекателе под фюзеляжем, двумя контейнерами с реактивными снарядами и пулеметом типа «Миниган» калибром 7,62 мм, установленным в носовой части фюзеляжа.
Размеры:
размах крыла 6 4 м
длина самолета 13 г87 м
высота самолета 4,27 м
Двигатели 2 ТВД Лайкоминг Т-53
взлетная мощность 2x1400 л.с.
Массы и нагрузки:
при вертикальном при коротком
взлете и посадке разбеге и пробеге
максимальная
взлетная 5534 кг 6668 кг
масса пустого 3150 кг 3150 кг максимальный
запас топлива 725 л 725 л
платная нагрузка 1542 кг 2676 кг
Летные данные:
максимальная
скорость 508 км/ч 502 км/ч крейсерская
скорость 370 км/ч 278 км/ч статический
потолок 660 м -
дальность 540 км 480 км продолжительность
полета 1,47 ч 1,37 ч
США- Великобритания
Программа многоцелевого истребителя JSF
Основные усилия в области создания новых военных самолетов в США и Великобритании сосредоточены на разработке программы перспективного легкого многоцелевого истребителя JSF (Joint Strike Fighter), который должен поступить на вооружение в 2007 г. Основной особенностью программы JSF является разработка на базе единого или максимально унифицированного планера трех различных вариантов самолета: двух вариантов с обычным взлетом и посадкой для ВВС и ВМС США и варианта СКВП (STOVL), имеющего короткий взлет и вертикальную посадку, для морской пехоты США и ВМС Великобритании.