Читать онлайн «Европейские самолеты вертикального взлета». Страница 3

Проект вертикально взлетающего истребителя Шорт PD.56 с комбинированной силовой установкой

Летные испытания второго экспериментального СВВП SC.1 тоже только с подъемными ТРД начались 23 мая 1958 г. В 1960 г. на обоих СВВП были установлены маршевые ТРД RB.108 и усовершенствована струйная система управления. После завершения этих работ 6 апреля 1960 г. был произведен вертикальный взлет с переходом к горизонтальному полету и обратно к вертикальной посадке на втором экспериментальном самолете (летчики-испытатели Дж. Грин, А. Роберте и др.).

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 три гироскопа выдали неправильное положение вертикали, по которому автостабилизатор направил самолет к земле).

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. Благодаря такому расположению двигателей при выходе из строя одного из них не должен возникать большой дестабилизирующий момент. Маршевый двигатель RB.108 установлен в наклонном положении в хвостовой части фюзеляжа и создает необходимую для полета горизонтальную тягу. Воздухозаборники подъемных двигателей имеют спереди поднимающиеся створки, защищенные сеткой. Для маршевого двигателя используется щелевой воздухозаборник в основании киля.

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 м2

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

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).

Программа СВВП «Харриер» стала самой большой по числу построенных самолетов и по размаху научно- исследовательских и опытно-конструкторских работ. Разработка ее была связана не только с многими успехами, но и многими неудачами и потерями в авариях и катастрофах, как это часто бывает при развитии новых видов авиационной техники.

Принципиальная схема СВВП с подъемно-маршевым ТРДД с поворотными соплами

Первый экспериментальный СВВП Хоукер-Сиддли Р.1127 с ТРДД ВЕ.53 «Пегас» 2 с взлетной тягой 5200 кг

Вертикальный взлет второго экспериментального СВВП R1127

В первом проекте СВВП, получивший обозначение Р.1127, был двухместным, с одним ТРДД BE.52/53, имевшим два поворотных сопла. Осенью 1957 г. конфигурация СВВП была пересмотрена: самолет стал одноместным и для него был разработан новый вариант ТРДД BE.53 «Пегас» с четырьмя поворотными соплами.

В 1958 г. фирма «Хоукер-Сиддли» обратилась к правительству за финансовой поддержкой. Этому в значительной степени способствовало то, что требования к проекту СВВП Р. 1127 совпадали с требованиями НАТО MBR-3 (Military Basic Requirements) к легкому ударно-разведывательному вертикально взлетающему самолету, предлагавшемуся для замены итальянских самолетов Фиат G.91, состоящих на вооружении ВВС ряда стран НАТО. Интерес к проекту проявило также американское управление по обеспечению совместных программ разработки вооружения, которое оказало помощь в разработке двигателя BE.53. В июне 1958 г. с фирмами «Хоукер- Сиддли» и «Бристоль Аэро Энджинз», переименованной позже в «Бристоль Сиддли», было подписано соглашение о финансировании разработки и производства малой серии двигателей BE.53, причем США взяли на себя 75% общих затрат. Стендовые испытания опытного двигателя BE.53 «Пегас» 1 начались в сентябре 1959 г., и вскоре была достигнута тяга 4990 кг.