Европейские самолеты вертикального взлета - Страница 35

Первый свободный полет СВВП «Бальзак» совершил 12 октября 1962 г. (летчик-испытатель Рене Би- ганд), а 18 марта 1963 г. выполнил полный переход от вертикального режима полета к горизонтальному, летая с неубирающимся шасси. Позже самолет был снабжен убирающимся шасси и катапультным креслом, и испытания были продолжены, однако 10 января 1964 г. на 125-м полете на режиме висения на высоте 100 м при проверке боковой устойчивости самолет потерпел аварию из-за поперечной неустойчивости треугольного крыла и потери тяги подъемных ТРД, что привело к временной потере управления. Самолет начал падать, у земли накренился на 90° и перевернулся, летчик не успел катапультироваться и погиб. Самолет был отремонтирован, и в феврале 1965 г. летные испытания были продолжены, однако 8 сентября 1965 г. при полете на режиме висения на высоте 50 м самолет потерял управление и упал, летчик успел катапультироваться, но парашют не раскрылся и летчик погиб.

Самолет представляет собой моноплан с треугольным крылом, комбинированной силовой установкой, состоящей из одного маршевого и восьми подъемных ТРД, и трехопорным шасси.

Фюзеляж монококовой конструкции, имеет большое поперечное сечение, что обусловлено установкой в его центральной части восьми ТРД, создающих вертикальную тягу. В миделевом сечении высота фюзеляжа достигает 1,45 м, ширина 1,76 м. В фюзеляже размещаются сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное управление, кабина летчика, радиоотсек, отсек испытательного оборудования, стойка переднего шасси, первый отсек подъемных двигателей, стойки основного шасси, топливный бак, второй отсек подъемных двигателей, маршевый двигатель и сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное и путевое управление.

СВВП «Бальзак» V на тележке для транспортировки

Кабина летчика имеет обычную компоновку, с дополнительным рычагом управления тягой подъемных двигателей, расположенным с левой стороны сиденья. Кабина не герметизирована, предусмотрено кислородное оборудование. Катапультное сиденье летчика Мартин Бейкер АМ6 ракетного типа полностью автоматизировано.

Крыло малого удлинения, треугольной формы в плане. Носок имеет значительную кривизну на концах крыла, уменьшающуюся к корневой части. По полуразмаху крыла имеются пропилы. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. На концах крыла снизу расположены струйные рули, обеспечивающие поперечное управление; система трубопроводов, питающих их сжатым воздухом, проходит вдоль носка крыла. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов, расположенных по всему размаху. Оперение вертикальное, стреловидное, с рулем направления.

Шасси трехопорное, убирающееся, спроектировано фирмой «Месье» и предназначено для обеспечения взлета с неподготовленных площадок. Носовое колесо и сдвоенные колеса основного шасси снабжены пневматиками низкого давления. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Амортизаторы шасси рассчитаны на вертикальную посадку со скоростью 3,6 м/с.

Силовая установка комбинированная, состоит из одного маршевого и восьми подъемных двигателей. Маршевый ТРД Бристоль- Сиддли «Орфей» III установлен в хвостовой части фюзеляжа и соединяется с воздухозаборниками Y-образ- ным воздухопроводом. Воздухозаборники нерегулируемые с двумя центральными полуконусами. Маршевый двигатель запускается на земле сжатым воздухом, после запуска от него отбирается сжатый воздух для запуска подъемных двигателей.

На режиме висения и на переходных режимах вертикальная тяга создается восемью ТРД Роллс-Ройс RB.108. Двигатели размещены за кабиной по два в четырех отсеках и наклонены под углом 7° к вертикальной оси и на угол 6° относительно продольной плоскости самолета (соплами внутрь). ТРД RB.108 имеет осевой восьмиступенчатый компрессор, двухступенчатую турбину и кольцевую камеру сгорания, отличается высоким удельным расходом топлива 1,06 кг/кгч.

Схема силовой установки и системы управления СВВП «Бальзак» V

Каждая пара подъемных ТРД имеет общий воздухозаборник в виде ковша, позволяющий использовать давление скоростного напора набегающего потока воздуха для запуска подъемных двигателей в случае отказа маршевого двигателя, и общий люк под фюзеляжем для реактивных сопел ТРД со щитком, который во время перехода к вертикальной посадке вызывает разрежение на срезе сопла. Благодаря этому даже на небольшой скорости энергия потока воздуха, проходящего через подъемные двигатели, достаточна для раскрутки двигателей. Для увеличения протока воздуха, необходимого для ТРД после запуска, воздухозаборники сверху имеют открывающиеся створки жалюзи, которые закрываются в горизонтальном полете.

Для подъемных двигателей была разработана новая сопловая система, обеспечивающая эксплуатацию с неподготовленных площадок без специального покрытия. Струя газов должна отклоняться при разбеге и пробеге назад, а вниз струя направлена только в течение нескольких секунд в момент отрыва самолета, что предотвращает разрушение ВПП.

Топливо размещается в шести баках. Первые два находятся за воздухозаборниками (между воздухопроводами и обшивкой), следующие два – в крыле и еще два – в фюзеляже (по обе стороны воздухопровода и над колесами главного шасси). Два последних топливных бака предназначены для питания подъемных двигателей в случае выхода из строя основной топливной системы. Подача топлива к подъемным ТРД осуществляется с помощью основной топливной системы низкого давления с двумя помпами, установленными в расходном баке. Подъемные ТРД снабжаются топливом от основной системы; включающей в себя три турбонасоса, приводимые сжатым воздухом, который отбирается от системы струйного управления. Маршевый двигатель, расположенный сзади, имеет свою топливную систему высокого давления.

Размеры:

размах крыла 7,32 м

длина самолета 13,1м

площадь крыла 27,2 м 2

Двигатели:

маршевый 1 ТРД Бристоль-Сиддли

«Орфей» В. Or 803F 12 тяга 2200 кгс

подъемные 8 ТРД Роллс-Ройс RB. 108

суммарная тяга 8000 (8x1000) кгс

Массы и нагрузки:

взлетная 7000 кг

пустого самолета 4900 кг

запас топлива 1650 л тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,14

нагрузка на крыло 257 кг/м 2

Летные данные:

максимальная скорость соответствует

числу М = 0,9

Управление. В горизонтальном полете используется обычное самолетное управление с помощью аэродинамических рулей. На режиме висения и большей части переходных режимов управление обеспечивается с помощью струйных рулей, в которые подается сжатый воздух от компрессоров работающих подъемных двигателей. Струйные рули управляются посредством обычных органов управления в кабине (педали и ручка управления).

Продольное и поперечное управления имеют жесткую проводку, в цепь которой входит имитатор нагрузок на ручку, электротриммер, вспомогательное сервоуправление, гидроустройство для компенсации инерционных моментов и трения. Путевое управление осуществляется посредством тросовой проводки в фюзеляже и жестких тяг в киле, в цепь путевого управления включена электрогидравлическая система. Система струйного управления отличается большой сложностью: цепь продольного управления имеет четыре воздухопровода, по которым сжатый воздух подается в два передних и два задних сопла. В цепи поперечного управления имеются четыре воздухопровода и четыре сопла, расположенных по два под крыльями, в цепи путевого управления – два воздухопровода и по одному соплу с каждой стороны задней части фюзеляжа.