Евгений Ружицкий - Американские самолеты вертикального взлета

Переход СВВП Вертол VZ-2 к горизонтальному полету

На основании результатов испытаний был разработан проект четырехвинтового пассажирского самолета с взлетной массой 2? т. Расчеты показали, что для самолета с нагрузкой на крыло около 200 кг/м2 снабженного четырьмя винтами с нагрузкой на ометаемую площадь при вертикальном взлете 160 кгс/м2 и рассчитанного на крейсерскую скорость полета 600 - 640 км/ч‹ располагаемой мощности будет достаточно для вертикального взлета.

В NASA была построена летающая модель четырехвинтового пассажирского самолета, которая испытывалась в свободном полете для изучения устойчивости и управляемости при взлете и посадке, а также на режиме висения. Винты приводились во вращение электродвигателями. Управлялась модель самолета операторами с земли с помощыо радио. Были проведены также испытания модели СВВП с поворотными крылом и шестью винтами.

Для оценки на практике особенностей СВВП с поворотными крылом и винтами вертолетной фирмой «Вертол» был построен небольшой экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 по объединенному заказу транспортного корпуса армии и научно-исследовательского отдела флота США. СВВП Вертол VZ-2 являлся первым СВВП с поворотными крылом и винтами и не предназначался для достижения больших скоростей, поэтому он имел упрощенную конструкцию и плохие аэродинамические формы. Основное назначение самолета - испытание в полете системы поворота крыла; результаты испытаний были использованы при проектировании и постройке более тяжелых экспериментальных СВВП. Постройка СВВП VZ-2 была завершена в начале 1957 г.г и он начал проходить наземные и летные испытания; первый полет на режиме висения был совершен 13 апреля 1957 г., а первый переход от режима висения к горизонтальному полету - 15 июля 1958 г. (летчик-испытатель Ла Вассар), летные испытания были завершены 23 сентября 1959 г.

Позже фирмой «Боинг-Вертол» был разработай ряд проектов СВВП с поворотным крылом и винтами. Один из них, Боинг-Вертол 147, являлся развитием СВВП VZ-2 с улучшенными обводами фюзеляжа и двумя ТВД па поворотном крыле; предполагалось, что он сможет использоваться в качестве летного многоцелевого СВВП для ВВС и армии США. В другом проекте военно-транспортного СВВП для ВВС предполагалось использовать силовую установку из четырех ТВД на поворотном крыле. Все эти проекты остались нереализованными.

СВВП VZ-2 (фирменное обозначение Вертол 76) имеет очень простую конструкцию. По компоновке он представляет моноплан с высокорасположенным крылом, одним ГТД и трехопорным шасси.

Фюзеляж самолета ферменной конструкции, частично закрыт обшивкой. В носовой части фюзеляжа размещена кабина летчика со сферическим фонарем от вертолета Белл 47.

Модель легкого многоцелевого СВВП Боинг-Вертол 147

Крыло прикреплено к фюзеляжу на шарнирах и под действием гидравлических силовых цилиндров может поворачиваться на 90°. Крыло имеет цельнометаллическую конструкцию. Форма крыла в плане прямоугольная. Профиль сечения крыла NACA 4415 с увеличенной кривизной носка. Относительное удлинение крыла К=5. Крыло снабжено закрылками и элеронами.

Оперение Т-образное, со сравнительно большим килем с рулем направления и управляемым стабилизатором. Профиль сечения стабилизатора NACA 0012.

Силовая установка. Сверху фюзеляжа установлен один ГТД Лайкоминг T-53-L-I мощностью 825 л.с, который через систему трансмиссии приводит во вращение два воздушных винта, установленных в гондолах на крыле, и два рулевых винта в хвостовом оперении. Сопло ГТД несколько отклонено вбок, чтобы вертикальное оперение находилось в стороне от потока газов.

Проект военно-транспортного СВВП Боинг-Вертол для ВВС

Воздушные винты диаметром 2,9 Mi трехлопастные, имеют лопасти прямоугольной формы в плане с геометрической круткой.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с хвостовой опорой.

Система управления. В кабине установлены обычные вертолетные органы управления: ручка, рычаг «шаг-газ» и педали путевого управления. Число приборов по сравнению со стандартным оборудованием вертолета Белл 47 увеличено. Управление поворотом крыла осуществляется летчиком с помощью специального рычажка, установленного на ручке управления. В горизонтальном полете самолет управляется с помощью обычных аэродинамических рулей. Система управления выполнена таким образом, чтобы на всех режимах летчик управлял самолетом одними и теми же рычагами.

При вертикальных режимах поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги винтов; для продольного и путевого управления используются два рулевых четырехлопастных винта диаметром 0,61 м, установленных в киле и стабилизаторе и приводимых во вращение с помощью механической трансмиссии от ГТД.

Размеры:

размах крыла 7,3 м

длина фюзеляжа 8,2 м

площадь крыла 10,7 м2

Двигатели

1 ГТД Лайкоминг T-53-L-I

взлетная мощность 825 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1600 кг

масса пустого 1135 кг

удельная нагрузка на крыло 150 кгс/м2 удельная нагрузка на

ометаемую площадь 120 кгс/м2

удельная нагрузка па мощность 1,94 кгс/л.с.

Патентная заявка Ч. Циммермана на винтовой СВВП с крылом малого удлинения

Первые проекты СВВП с воздушными винтами, совершающих взлет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, начали разрабатываться в начале 30-х годов в США и позднее во Франции и Германии. В 1933-1935 гг. известным ученым-аэродинамиком Ч. Циммерманом и авиационными инженерами Р. Превиттом и Л. Леонардом в США проводились аэродинамические исследования моделей экспериментальных СВВП с вертикальным положением фюзеляжа. В разработанных ими проектах СВВП должны были использоваться воздушные винты большого диаметра, подобные несущим винтам вертолетов, чтобы получить необходимую для взлета вертикальную тягу; однако такие винты в горизонтальном полете не позволяли из-за большого сопротивления получить высокий КПД и достичь больших скоростей.

В связи с этим в 1936 г. в США в Национальном совещательном комитете по аэронавтике NASA под руководством Ч. Циммермана был проведен большой объем исследований моделей СВВП и были разработаны методы расчета воздушных винтов на различных режимах полета. При соответствующей мощности двигателей винты могли обеспечить возможность вертикального взлета и посадки и полета на режиме висения.

Оригинальный проект СВВП с вертикальным положением фюзеляжа был предложен Ч. Циммерманом еще в 1933 г. и оформлен в патентной заявке в 1938 г. Особенностью его компоновки является использование крыла очень малого удлинения (к=1), почти круглой формы в плане с двумя винтами большого диаметра, установленными с перекрытием в гондолах на концах крыла. Винты вращаются в стороны, противоположные направлению вращения сходящих с концов крыла вихрей; вращение винтов предполагалось синхронизировать с помощью механической трансмиссии. Такое размещение винтов должно было значительно уменьшить индуктивное сопротивление системы «винт-крыло» и в результате получить аэродинамическое качество 4, что позволяло, во-первых, достигать больших скоростей полота, а во-вторых, существенно расширить диапазон скоростей горизонтального полета за счет уменьшения минимальной скорости.

Вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке должно было обеспечиваться с помощью специального убирающегося шасси. Задняя часть крыла вместе с горизонтальным и вертикальным оперением при этом должна была отклоняться.

В проекте такого СВВП предлагалось размещать летчика в лежачем положении, чтобы фонарь кабины не выступал за обводы крыла. Предполагалось, что такой СВВП сможет совершать вертикальный взлет и посадку и летать на режиме висения подобно вертолету и вместе с тем будет обладать максимальной скоростью полета до 800 км/ч. Силовая установка должна обязательно состоять из двух двигателей, чтобы при выходе из строя одного из двигателей во время взлета и посадки или на режиме висения, когда самолет поддерживается в воздухе лишь благодаря создаваемой винтами тяге, можно было совершить безопасную посадку с одним работающим двигателем. Посадка па режиме авторотации с неработающими двигателями, возможная для вертолета, не допускалась для такого СВВП из-за большей, чем у вертолетов, нагрузки на ометаемую винтами площадь и, соответственно, очень больших скоростей снижения.

Проведенные в NASA исследования воздушных винтов показали, что может быть найдено компромиссное решение и может быть создан винт, получивший название «ненагруженный пропеллер», для которого можно получить достаточно высокий относительный КПД на режимах вертикального взлета и посадки и вместе с тем высокий КПД в горизонтальном полете (г| = 0,65 - 0,85) до скоростей, соответствующих числу М = 0,8. Было установлено, что в диапазоне скоростей полета от 0 до 400 км/ч изменения скорости вращения винтов не требуется, при увеличении скоростей от 400 до 640 км/ч желательно, а при скоростях более 640 км/ч - необходимо. Воздушные винты должны иметь шарнирное крепление лопастей, чтобы уменьшить напряжение в лопастях и изгибающие моменты.