Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

Большие перспективы ожидаются и для военного применения, в первую очередь для поиска и спасения экипажей сбитых или потерпевших аварию военных самолетов и вертолетов, а затем, возможно, и для других целей, включая использование для непосредственной поддержки наземных войск, для десантирования специальных подразделений и мя борьбы с боевыми вертолетами, то есть для выполнения тех же задач, которые возлагаются па СВВП V-22. При этом ожидается, что у СВВП ВА,609 благодаря меньшим размерам и стоимости и большей гибкости применения может быть достигнута более высокая боевая эффективность. В 1998 г. интерес к СВВП ВА.609 проявил корпус морской пехоты США, предполагая его использовать в качестве учебно-тренировочного при подготовке летчиков для СВВП V-22 и в качестве многоцелевого для береговой охраны.

Определены оптимальные условия взлета и эксплуатации СВВП: совершив вертикальный взлет на вертолетном режиме, СВВП благодаря большой энерговооруженности с поворотом винтов достигает скорости 370 км/ч за одну минуту, набирая высоту 180 м, а полный переход к самолетному режиму совершает, пролетев расстояние 1850 м. Далее, продолжая набирать высоту в самолетной конфигурации, СВВП за 15 мин, пролетев расстояние 33 км, достигает крейсерской высоты 6100 м и максимальной крейсерской скорости полета 500 км/ч. Проведенные испытания моделей СВВП в аэродинамической трубе показали, что крейсерская скорость может быть увеличена до 520 км/ч и более. Сопоставление огибающих летных характеристик СВВП ВА.609, вертолета и административного самолета с ТВД показывает, что СВВП по скорости и высоте полета почти вдвое превосходит вертолет, а самолету уступает лишь немного по скорости и больше по высоте полета.

Изучение вероятных маршрутов в Ближневосточном регионе показало, что типичными для СВВП в этом регионе станут полеты на расстояние 1340 км, выполняемые за 2,9 ч; для используемых в этом районе вертолетов типичными являются полеты на расстояние 535 км, для выполнения которых требуется 2,5 ч. Приведенные расчеты показывают, что при эксплуатации с площадок, расположенных на уровне моря в условиях МСА + 20°С, СВВП по сравнению с вертолетом обладает почти в четыре раза большей транспортной производительностью, поэтому даже если он будет стоить вдвое дороже, эксплуатация его будет более рентабельной.

Схема СВВП ВВ.609

СВВП выполнен но схеме моноплана с двумя ТВД и поворотными винтами и трехопорным шасси.

Фюзеляж герметизированный, круглого сечения, диаметром 1,76 м, выполнен из алюминиевых сплавов с широким применением КМ и звукоизоляции для уменьшения уровня шума, имеет кабину длиной 5,6 м спереди размещаются два кресла для экипажа (возможен экипаж из одного летчика, тогда кресло рядом занимает пассажир), за ними шесть кресел по два в ряду с проходом между ними 0,38 м, высота прохода 1,95 м; при максимальной плотности в кабине размещается 12 пассажирских кресел, расположенных спинками к стоикам кабины. В кабине с левого борта имеется прямоугольная дверь шириной 0,9 м и высотой 1,2 м, за кабиной расположен багажный отсек объемом 1,35 м3.

Крыло высокорасположенное, с постоянной хордой, имеет небольшой угол обратной стреловидности -10° и поперечного V -3°.

Механизация крыла состоит из закрылок и флаперонов.

Оперение Т-образное, с управляемым прямым стабилизатором трапециевидной формы в плане и стреловидным килем с рулем направления.

Шасси трехопорное, убирающееся, изготовлено фирмой «Мессье-Даути» и имеет сдвоенные колеса

Размеры:

длина самолета 13,42 м

ширина с вращающимися винтами 18,3 м

высота самолета 4,5 м

размах крыла (по осям поворотных гондол) 10 м

Двигатели 2 ГТД Пратт-Уитни Канада РТ6С-67А взлетная мощность 4x2600 л.с.

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 7265 кг

пустого снаряженного самолета 4765 кг

максимальная полезная нагрузка 2500 кг

Летные данные:

максимальная крейсерская скорость 510 км/ч

эксплуатационный потолок 7205 км максимальная дальность полета:

с нормальным запасом топлива 1390 км

с дополнительными баками 1850 км

носовой опоре и по одному колесу на главных опорах, база шасси 5,8 м, колея 3 м.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД РТ6С-67А взлетной мощностью по 2600 л.с. фирмы «Пратт-Уитни Канада», размещенных в поворотных гондолах на концах крыльев. Поворот гондол осуществляется с помощью гидравлических приводов фирмы «Даути».

Винты трехлопастные, диаметром 7,9 м, с бесшарнирным креплением лопастей, лопасти прямоугольной формы в плане, изготовлены из КМ и имеют геометрическую крутку 30°. Вращение винтов синхронизировано с помощью механической трансмиссии.

Оборудование. На СВВП будет установлена цифровая ЭДСУ с тройным резервированием и бортовым компьютером фирмы «Лир Астроникс», а также цифровой комплекс авионики «ПроЛайн» 21 фирмы «Рокуэлл Коллинз», по желанию заказчика может устанавливаться спутниковая система навигации.

Экспериментальный вертикально взлетающий самолет Х-22А разрабатывался фирмой «Белл Аэросистемз» по объединенной программе ВВС, армии и флота США. Самолет предназначался для исследования аэродинамических и механических проблем, связанных с проектированием, постройкой и проведением испытаний вертикально взлетающего самолета с расположенными тандемом крыльями и винтами в кольцевых каналах. Предполагалось использовать самолет в военном и гражданском вариантах: во флоте самолет мог найти применение в качестве десантно-транспортного, противолодочного, поискового и самолета связи, базирующегося на авианосцах; в ВВС и армии - в качестве военно-транспортного для снабжения стартовых площадок ракет и боевого самолета непосредственной поддержки. В гражданском варианте самолет мог использоваться /удя перевозки пассажиров из города в аэропорты.

Летные испытания СВВП Х-22А на переходных режимах

Фирма «Белл Аэросистемз» начала заниматься исследованиями вертикально взлетающих самолетов с винтами в кольцевых каналах с 1953 г., разработав ряд проектов таких СВВП. В ноябре 1962 г. флотом США был заключен контракт на сумму 32 млн. долларов на проектирование, постройку и проведение летных испытаний двух экспериментальных СВВП Х-22А (фирменное обозначение D2127). Руководство программой разработки осуществлялось флотом США.

В процессе разработки было изготовлено восемь моделей для испытаний в аэродинамической трубе, в том числе модель самолета в 1/5 натуральной величины с несущей системой. Было разработано аналоговое устройство с шестью степенями свободы для моделирования условий полета на горизонтальном и вертикальном режимах, предназначенное для исследования характеристик управляемости и отработки техники пилотирования. Были проведены также испытания на флаттер модели в 1/7 натуральной величины, показывающие отсутствие вибрации при скорости, превышающей на 25% предельную скорость пикирования. Испытания на бафтинг показали, что вибрация не наступает при скорости полета до 340 км/ч. В испытаниях воздушного винта в кольцевом канале определялись условия возможного срыва потока. Были проведены также акустические испытания винтов в кольцевых каналах.

Постройка первого экспериментального СВВП под руководством вице-президента фирмы Н. Виллкокса была завершена 25 мая 1965 г. Первый полет состоялся 17 марта 1966 г., самолет начал проходить летные испытания, по 8 августа он разрушился при аварийной посадке из-за отказа гидравлической системы. Постройка второго самолета была завершена в конце 1966 г., а 26 января 1967 г. он совершил первый полет.

В соответствии с контрактом фирма «Белл Аэросистемз» должна была провести летные испытания двух экспериментальных СВВП в объеме 225 ч. Летные испытания начались с полетов на режиме висения, после чего исследовались характеристики на вертикальных и переходных режимах, затем были проведены испытания при взлете и посадке с малой длиной разбега и пробега при повороте каналов с винтами на угол 30 - 35°. Испытания с системой изменения устойчивости проводились на втором СВВП, сперва с разомкнутой системой, в которых сигналы от системы изменения устойчивости не подавались в систему управления самолета, а затем с замкнутой системой управления.

К 1968 г. второй СВВП Х-22А совершил 100 полетов, выполнив 240 вертикальных взлетов и посадок и 54 полных перехода, В испытаниях достигалась скорость 370 км/ч и был выполнен рекордный полет на режиме висения на высоте 2440 м. В 1980 г. общий налет составил более 200 ч. Летные испытания продолжались до 1984 г.