Европейские самолеты вертикального взлета
Шрифт:
СВВП Шорт SC.1 демонстрировался на авиационной выставке в Фарнборо в 1960 г., а в 1961 г. – на авиационной выставке в Париже, совершив перелет через Ла-Манш. Оба СВВП SC.1 с 1961 г. использовались для оценки характеристик управляемости и устойчивости с системой автостабилизации по программе, рассчитанной до 1963 г. Однако 2 октября 1963 г. второй экспериментальный СВВП SC.1 потерпел катастрофу в 82-м испытательном полете. Самолет вошел в крен и сваливание из висения на высоте 9 – 15 м за 14 секунд до конца полета. Летчик Дж. Грин не успел катапультироваться и погиб. Самолет упал вверх колесами и разрушился. Катастрофа произошла из-за несовершенства системы автостабилизации (все
Самолет был восстановлен и в июне 1966 г. были возобновлены его летные испытания на переходных режимах, после которых он в 1967 г. вместе с первым экспериментальным СВВП SC. 1 был передан на базу ВВС в Бедфорде, где они использовались до 1964 г. для исследования взлетно-посадочных характеристик СВВП и оценки устойчивости и управляемости.
Результаты летных испытаний экспериментального самолета Шорт SC.1 были использованы фирмой «Шорт» для разработки сверхзвукового вертикально взлетающего истребителя Шорт PD.56 с треугольным крылом и комбинированной силовой установкой, а также для исследований сверхзвукового пассажирского самолета по проекту А. Гриффитса с треугольным крылом и комбинированной силовой установкой из 24 подъемных ТРД в фюзеляже и 6 маршевых ТРД в гондолах.
Схема СВВП Шорт SC.1
Однако эти же испытания показали, что комбинированная силовая установка отличается большой конструктивной сложностью, имеет большой объем и массу и требует усовершенствованной системы стабилизации; кроме того, использование подъемных ТРД с большой скоростью и температурой вытекающих газов требует защиты ВПП и значительно усложняет эксплуатацию таких СВВП. Поэтому в более поздних проектах СВВП предлагалось использовать подъемные ТРДД с большой степенью двухкон- турности, отличающиеся меньшей скоростью и температурой вытекающих газов и разрабатывавшиеся фирмой «Роллс-Ройс».
Самолет выполнен по схеме моноплана с треугольным крылом,комбинированной силовой установкой из одного маршевого и четырех подъемных ТРД и трехопорным шасси.
Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, имеет небольшое удлинение. В носовой части размещается кабина летчика с большим фонарем. В кабине было установлено катапультное кресло Мар- тин-Бейкер, позволяющее производить катапультирование летчика при малых высотах и скоростях полета.
Крыло треугольное сре- днерасположенное, двух- лонжеронной конструкции, угол стреловидности по передней кромке 54°, хорда крыла в корневой части 5,18 м, на концах 0,3 м, удлинение крыла 2,61, профиль NACA 0010. На крыле имеются элероны и элевоны с триммерами.
Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовой опорой. Главные опоры могут отклоняться с помощью гидравлической системы вперед и назад на 15° для лучшей центровки при вертикальной посадке. На каждой опоре установлены самоориентирующиеся сдвоенные колеса, на передней опоре размером 460x110 мм и давлением 7 кг/см2 на главных опорах размером 380x110 мм и давлением 5,6 кгс/см2
Силовая установка комбинированная, состоит из пяти ТРД Роллс-Ройс RB.108.
Четыре подъемных двигателя RB.108 установлены рядом, создавая вертикальную тягу.
Система управления. Для управления при вертикальном взлете и посадке, а также при малых скоростях полета, когда аэродинамические рули неэффективны, на самолете используется дополнительная струйная система управления. На концах крыльев, а также на носу и хвосте фюзеляжа установлены струйные рули в виде реактивных сопл, к которым подводится сжатый воздух, отбираемый от компрессоров всех пяти ТРД, с помощью системы кольцевания. При взлете и посадке до 10% воздуха отбирается от компрессоров ТРД и направляется через систему клапанов к реактивным соплам. Управление клапанами связано с ручкой управления и педалями в кабине летчика.
После вертикального взлета самолет с помощью автоматической системы управления переходит к горизонтальному полету с постепенным увеличением горизонтальной тяги и скорости полета, при этом крыло создает все большую подъемную силу; в это же время благодаря действию автоматической системы управления вертикальная тяга уменьшается гак, чтобы сохранилась неизменной полная составляющая подъемной силы крыла и вертикальной тяги.
Системы: гидравлическая система с давлением 175 кгс/см2 для привода систем управления и автостабилизации и тормозов. Пневматическая система с давлением 210 кгс/см2 обеспечивает управление наклоном подъемных двигателей. Электрическая система питается от электрогенераторов на двигателях и аккумуляторных батарей.
Оборудование стандартное, дополнительно установлено измерительное оборудование для летных испытаний.
Размеры:
размах крыла 7,16 м
длина самолета (с носовой штангой) 9,11 м
высота самолета 3,25 м
площадь крыла 19,65 м 2
Двигатели:
подъемные 4 ТРД Роллс-Ройс RB. 108
взлетная тяга 4x966 кгс
маршевый 1 ТРД Роллс-Ройс RB. 108
взлетная тяга 966 кгс
Массы и нагрузки:
максимальная взлетная 3650 кг
Летные данные (расчетные):
максимальная скорость у земли 396 км/ч
максимальная скороподъемность 3,7 м/с
практический потолок 2440 м
максимальная дальность 240 км
Xoyкep-Сиддли Р.1127
Опытный вертикально взлетающий истребитель- бомбардировщик
Разработка семейства СВВП «Харриер» с одним подъемно-маршевым двигателем с отклоняемым вектором тяги началась в 1957 г., когда фирма «Хоукер-Сидд- ли» предложил а ВВС проект СВВП для использования его в качестве легкого штурмовика. Разработка СВВП велась под руководством главного конструктора фирмы «Хоукер-Сиддли» Сиднея Камма при активном участии фирмы «Бристоль Аэро Энджинз», которая предложила разработать для самолета подъемно- маршевый двигатель с двумя поворотными соплами BE.48 (схема вертикально взлетающего самолета с одним подъемно-маршевым двигателем с поворотными соплами была предложена за рубежом в 1956 г. французским авиаконструктором Мишелем Вибо).