Американские самолеты вертикального взлета - Страница 24

Электрик J 85

устройство для создания

вертикальной тяги турбовентиляторная

установка Дженерал Электрик Х353-5

вертикальная тяга 2x3163 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса

при вертикальном взлете:

у земли при стандартных условиях 5550 кг

на высоте 760 м в жаркий день 4175 кг

нагрузка на ометаемую площадь при вертикальном взлете 940 кг/м^

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли М - 0,72 максимальная скорость

на высоте 7600 м М *= 0,77

скорость на переходном режиме 195 км/ч

практический потолок 12 200 м

дальность 1300 км перегоночная дальность (при взлетной массе 5550 кг и 10% резерве топлива, па высоте 10 670 м и крейсерской скорости,

соответствующей М = 0,7 2030 км

Экспериментальный СВВП Райан VZ-3RY с выдвижными закрылками для отклонения потока от винтов

Необходимая для взлета СВВП вертикальная тяга может быть создана благодаря отклонению вниз воздушного потока от винтов с помощью специальных устройств в виде различных закрылок. В NASA в 1954 г. была выполнена работа по изучению такой схемы СВВП («Исследования комбинации крыла с закрылками большой хорды и винтов большого диаметра при полете на малых скоростях и при вертикальном взлете»), которая показала, что вертикальный взлет СВВП с винтами и системой закрылок становится возможным при некотором угле кабрирования СВВП. Тяга винтов и подъемная сила, возникающая на крыле с закрылками вследствие обдувки его потоком от винтов, создают, складываясь, вертикальную тягу, необходимую для вертикального взлета. Чтобы оценить эффективность подобной системы, в NASA был проведен ряд экспериментов с различными типами винтов и закрылок. Параллельно с этими испытаниями в НИЦ им. Лэнгли NASA велись также испытания моделей СВВП, совершающих вертикальный взлет с использованием тяги, создаваемой отклоняемым на 90° потоком от винтов.

СВВП VZ-3RY был разработан фирмой «Райан» по заказу армии и флота США для исследования системы механизации, отклоняющей поток воздуха от винтов при взлете и посадке. Предполагалось, что СВВП с такой системой сможет использоваться для связи, перевозки солдат и грузов. Разработка самолета была начата в 1955 г. под фирменным обозначением «Райан» 92.

В 1956 г. армия США заключила с фирмой контракт на постройку одного экспериментального СВВП. Рулежные испытания СВВП начались 7 февраля 1958 г., затем были проведены испытания на привязи на специальном стенде. В конце 1958 г. были проведены испытания СВВП в аэродинамической трубе, в процессе которых он подвергся некоторым модификациям: хвостовая опора шасси была заменена носовой, был установлен подфюзеляжный киль, а также введено более мощное управление закрылками для сокращения времени их уборки и выпуска.

Экспериментальный СВВП VZ-3RY на стоянке и в полете (слева)

Первый полет самолета состоялся 21 января 1959 г., летчик-испытатель Пит Джи-рард. В 13-м полете 13 февраля 1959 г. самолет потерпел аварию, которая произошла в результате неисправности в системе управления винтами и вызвала серьезные повреждения. После восстановления самолета испытания были продолжены. Во время испытаний самолет летал со скоростью от 48 км/ч до 204 км/ч на высоте до 1680 м. Испытания показали, что мощности двигателя и тяги винтов недостаточно для вертикального взлета.

В феврале I960 г. самолет был передан в NASA для дальнейших испытаний с усовершенствованной системой механизации. В первом же полете под действием неуравновешенного продольного момента самолет опрокинулся назад на высоте 1500 м, перевернулся и начал падать, летчик успел катапультироваться на высоте 300 м. При ударе о землю самолет был почти полностью разрушен- На построенном втором самолете VZ-3 в 1961 г. были возобновлены летные испытания, самолет использовался для исследования характеристик управляемости вертикально взлетающих самолетов на малых скоростях полета, до 40 км/ч, и при снижении со скоростью 5 м/с.

Экспериментальный СВВП Фэрчайлд VZ-5

Одновременно с разработкой СВВП Райан VZ-3RY с системой закрылок для отклонения потоков от винтов армия США финансировала также разработку подобного легкого двухместного экспериментального СВВП фирмы «Фэрчайлд», получившего фирменное обозначение М-224-1 и армейское обозначение VZ-5. В отличие от СВВП VZ-3RY экспериментальный СВВП VZ-5 был снабжен большим по размаху крылом с системой закрылок, обдуваемых потоком воздуха от четырех воздушных винтов. Закрылки, установленные но всему размаху крыла, занимали 50% хорды и отклоняли поток воздуха на 60°. Предполагалось, что для вертикального взлета фюзеляжу будет придаваться угол кабрирования 30°, при этом тяга винтов и подъемная сила, создаваемая крылом с отклоненными закрылками, будет превышать взлетную массу самолета. Для продольного и путевого управления СВВП был снабжен двумя вентиляторами в хвостовом оперении.

Силовая установка СВВП VZ-5 состояла из одного ГТД Дженерал Электрик Т58 взлетной мощностью 1050 л.с, приводящего во вращение с помощью системы трансмиссии воздушные винты. Привод закрылок и вентиляторов осуществлялся с помощью гидравлической системы. Постройка экспериментального СВВП VZ-5 была завершена в 1956 г., однако в результате различных неполадок летные испытания были отложены, и пришлось ограничиться только испытаниями в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли NASA. Эти испытания показали, что тяги воздушных винтов и подъемной силы крыла с закрылками недостаточно для вертикального взлета. Поэтому летные испытания СВВП VZ-5 не стали проводить, а его разработка была прекращена. СВВП был выполнен по схеме моноплана с высокорасположенным крылом с выдвижными закрылками, одним ГТД, приводящим во вращение четыре воздушных винта, и трехопорным шасси с носовой опорой. Характеристики СВВП VZ-5 не были опубликованы.

СВВП VZ-3RY представляет собой моноплан с высокорасположвнным крылом, двумя воздушными винтами, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, в носовой части размещена открытая двухместная кабина. Сиденья летчика и пассажира расположены тандемом. В кабине помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг для управления самолетом на режиме висения.

Крыло малого удлинения, прямоугольной формы в плане, хорда крыла 1,6 м. Крыло снабжено двойными выдвижными закрылками, отклоняющими поток воздуха от винтов на 90° вниз при вертикальном взлете, посадке и висении. Перед закрылками установлены интерцепторы. На концах крыла

Размеры:

размах крыла 7,13м

длина самолета 8,7 м

высота самолета 5,28 м

площадь крыла 10,4 м2

диаметр винтов 2,79 м

ометаемая площадь 2x6,1 м2

Двигатель 1 ГТД Лайкоминг T53-L-1

взлетная мощность 1 000 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная 1180 кг

нагрузка на крыло 113 кгс/м2

нагрузка на ометаемую площадь 97 кгс/м2

имеются специальные шайбы, служащие направляющими при выдвижении закрылок (такие же направляющие имеются и у основания крыла). При переходе к горизонтальному полету закрылки вдвигаются по мере увеличения скорости полета. На посадку самолет заходит со слегка отклоненными закрылками. Затем мощность увеличивается, закрылки выдвигаются полностью, и самолет совершает вертикальную посадку.