Читать онлайн «Европейские самолеты вертикального взлета». Страница 20

Схема силовой установки варианта самолета Лок- хид-Мартин JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой:

В проекте истребителя фирмы «Боинг» используется один подъемно-маршевый двигатель с поворотными соплами, как у СВВП «Харриер», созданный на базе ТРДДФ Пратт-Уитни F119 и развивающий нефорсажную тягу более 13 600 кгс. Двигатель предполагается оснастить новым компрессором и модернизированной турбиной низкого давления, обеспечивающей увеличение тяги на нефорсажном режиме. Основное сопло ТРДДФ выполнено плоским, с отклонением вектора тяги в вертикальной плоскости. При выполнении короткого взлета и вертикальной посадки оно перекрывается специальным дефлектором, направляющим истекающие газы в два поворотных сопла, расположенных по бокам фюзеляжа в районе центра масс самолета.

В 1997 г. фирмы «Локхид-Мартин» и «Нортроп Грумман» приняли решение о совместной работе по программе истребителя JSF.

Предполагается, что фирма «Нортроп Грумман» будет отвечать за малозаметность истребителя, а также за создание палубного варианта этого самолета.

В 1997 г. была произведена корректировка планов закупок истребителей JSF: ВВС США предполагают приобрести около 200 самолетов в варианте с коротким взлетом и вертикальной посадкой (STOVL) для замены штурмовиков А-10А, а ВМС США рассматривают возможность уменьшения заказа на палубные истребители с горизонтальным взлетом и посадкой до 250 и приобретение вместо остальных истребителей самолетов JSF в варианте STOVL.

Возрастание интереса к варианту самолета JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой обусловлено уменьшением различий между тремя вариантами, достигнутым в ходе разработки проекта. Фирма «Боинг» заявила, что ее самолет JSF- STOVL будет обладать боевым радиусом действия, равным 1100 км, что соответствует требованиям к палубному самолету JSF. Однако фирма «Локхид-Мартин» утверждает, что ее самолет JSF-STOVL с системой механического привода подъемного вентилятора не сможет уложиться в требования ВМС по дальности без существенного увеличения размеров планера по сравнению с самолетами JSF-STOVL, предлагаемыми в настоящее время корпусу морской пехоты США и ВМС Великобритании (JSF- STOVL и JSF-STOVL-UN). Представители ВМС США также выражают скептическое отношение к заявлениям фирм о возможности достижения самолетом JSF- STOVL дальности, соответствующей требованиям к самолету с горизонтальным взлетом и посадкой.

Проект истребителя JSF фирмы «Боинг»

Схема силовой установки варианта самолета Боинг JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой

Учитывая большую конструктивную сложность вариантов JSF-STOVL, было решено изучить новые технические решения на летно- демонстрационных самолетах. Первые полеты конкурсных летно-демонстрационных самолетов Боинг Х-32 и Локхид-Мартин Х-35, созданных по программе JSF, должны состояться в начале 2000 г. В ходе сравнительных испытаний этих самолетов должен быть оценен ряд «критических» элементов конструкции нового истребителя.

Министерство обороны США уже проявляет озабоченность возможностью возрастания стоимости программы JSF, обусловленной необходимостью учета разнообразных требований к самолету, предъявляемых его основными заказчиками – ВВС, ВМС и КМП США, а также ВМС Великобритании.

Проект многоцелевого СВВП с поворотным крылом и винтами

В начале 70-х годов группой конструкторов под руководством Тайши Ишида начались исследования проекта СВВП с поворотным крылом и винтами, основанные на изучении проектов СВВП Войт-Райан-Хиллер ХС-142 и Канадэр CL-84 с поворотным крылом и винтами и проектов СВВП Белл XV-15 и Белл-Боинг V-22 с поворотными винтами. В 1987 г. Т. Ишида создал фирму «Ишида груп», разработавшую проект СВВП TW-68 (Tilt Wing) с поворотным крылом и винтами совместно с американской фирмой DMAV (Dual Mode Air Vehicle). В 1988 г. были проведены испытания модели СВВП в аэродинамической трубе фирмы «Линг- Темко-Воут» в США, а в 1989 на Парижском салоне впервые была показана модель СВВП TW-68 и были представлены расчетные характеристики.

Для дальнейшей разработки проекта была создана японско-американская фирма IAR (Ishida Aerospace Research), которая в 1991 г. выбрала окончательную компоновку СВВП и начала подготовку рабочих чертежей и изготовление макета. Предполагалось, что постройка первого опытного СВВП начнется в середине 1992 г., а первый полет состоится в конце 1994 г. Предусматривалась постройка четырех опытных СВВП на заводе в Форт-Уорте (шт. Техас), а поставка первого серийного СВВП в 1997 г. Предполагалось построить 100 пассажирских 16-мест- ных СВВП TW-68, которые будут обслуживать проектировавшуюся для Японии сеть из нескольких сотен небольших посадочных площадок для вертолетов и СВВП, располагаемых в центрах городов. СВВП TW-68 предполагалось также использовать для поисково-спасательной службы и обслуживания удаленных от берега нефтяных буровых платформ. Предполагалась также разработка военных вариантов СВВП.

Проект СВВП Ишида TW-68 с поворотным крылом и винтами

Проводя исследования рынка, фирма IAR считала, что СВВП TW-68 смогут способствовать развитию пассажирских и транспортных перевозок в Японии, учитывая ее специфичное расположение на островах, и найдут широкое применение. Предполагалось, что фирма сможет продать 750 СВВП, стоимость разработки и испытаний СВВП оценивалась в 175 – 200 млн. долл., а расчетная цена должна была составить 5 млн. долл., то есть быть такой же, как вертолета подобной грузоподъемности, но вдвое большей, чем обычного турбовинтового самолета. Предварительными исследованиями было установлено, что у СВВП TW-68 стоимость место-километра будет вдвое меньше, чем у вертолета, и лишь немного больше, чем у турбовинтового самолета. Проведенные позже исследования показали, что стоимость разработки и испытаний СВВП будет значительно выше первоначально установленной, а цена серийного СВВП будет не менее 9 млн. долл., то есть почти вдвое больше, чем предполагалось, при этом соответственно возрастет и стоимость эксплуатации. Поэтому, несмотря на широкую рекламу СВВП TW-68 в печати и на авиационно-космических выставках, дальнейшая разработка проекта не получила поддержки и была прекращена.

Поисково-спасательный вариант СВВП TW-68

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотным крылом, с четырьмя ТВД и двумя воздушными винтами и трехопорным шасси. Фюзеляж круглого сечения, отличается хорошими аэродинамическими обводами, в носовой части размещается двухместная кабина экипажа, за ней пассажирская кабина размером 4,82x1,62x1,6 м, в которой при нормальной загрузке должно размещаться 14 пассажиров, а при максимальной загрузке – 16. В административном варианте в кабине должно размещаться 9 пассажиров, а с улучшенной планировкой – 7. В многоцелевом варианте в кабине должны размещаться 5 пассажиров и грузы. Максимальная перевозимая нагрузка 900 кг. Фюзеляж имеет задний грузовой люк и герметизирован для высоты полета 8800 м. С левого борта имеется дверь, а под фюзеляжем люк для подъема пострадавших или грузов. По бокам фюзеляжа снизу имеются боковые обтекатели, в которых размещаются топливные баки и главные опоры шасси.

Крыло высокорасположенное, имеет прямоугольную форму в плане, хорда крыла 2,38 м. Крыло может поворачиваться на 100° с помощью гидравлических приводов. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов.

Оперение Т-образное, со стреловидным килем и прямым верхнерасположенным стабилизатором трапециевидной формы в плане, снабжено рулями направления и высоты. Шасси трехопорное, убирающееся, все опоры имеют по одному колесу.

Силовая установка состоит из четырех ГТД Пратт-Уитни PT6B-67R, установленных попарно в гондолах под крылом и приводящих с помощью редукторов и синхронизирующей трансмиссии воздушные винты. ГТД имеют отдельные воздухозаборники и сопла.

Воздушные винты диаметром 5,08 м пятилопастные, изготовлены из КМ, имеют только управление общим шагом без управления циклическим шагом. Для уменьшения уровня шума частота вращения воздушных винтов уменьшена на режиме висения до 800 об./мин (окружная скорость концов лопастей 228 м/с), а в горизонтальном полете до 680 об./мин. В хвостовой части в кольцевом канале с обтекателем установлен вентилятор, обеспечивающий продольное управление на переходных режимах и при висе- нии и приводимый с помощью механической трансмиссии.

Управление в горизонтальном полете обеспечивается как у самолета с помощью аэродинамических рулей; на режиме висения: продольное – с помощью вентилятора в хвостовой части, поперечное – за счет дифференциального изменения тяги воздушных винтов и путевое – с помощью отклонения закрылков и элевонов, расположенных в потоке воздушных винтов.