РайанДженерал Электрик XV- 5 А «Вертифэн»

Наиболее многообещающим способом увеличения тяги ТРД является использование второго контура с вентилятором большого диаметра, обеспечивающего также уменьшение расхода топлива и снижение скорости и температуры газов. Поэтому двухконтурные ТРД получили широкое применение в СВВП. Их развитием стала турбовентиляторная силовая установка с вынесенными вен-тиляторами, располагаемыми в крыле или фюзеляже и используемыми для создания вертикальной тяги.

Исследования СВВП с турбовентиляторной силовой установкой были начаты фирмами «Райан» и «Дженерал Электрик» в 1959 г. сперва по предварительному контракту с армией США, а в 1961 г. был заключен контракт с управлением транспортных средств армии США стоимостью 10,5 млн. долл. на постройку двух экспериментальных самолетов XV-5A, получивших сперва обозначение VZ-11 (фирменное обозначение Райан 143). Фирма «Райан» должна была осуществить разработку и постройку планера и проведение летных испытаний, а фирма «Дженерал Электрик» - разработку и постройку турбовентиляторной силовой установки. Постройка самолетов была завершена в 1963 г., они предназначались для оценочных испытаний турбовентиляторной силовой установки. Предусматривалась разработка варианта самолета для разведки и связи ASP.613,

25 мая 1964 г. на базе ВВС им. Эдвардса состоялся первый полет первого экспериментального самолета, а 4 ноября 1964 г. самолет совершил первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету. Первая фаза испытаний предусматривала проведение 100 полетов с общим налетом более 42 ч, была достигнута скорость 725 км/ч. В проведении первой фазы летных испытаний участвовала фирма «Рипаблик».

СВВП XV-5A «Вертифэн» на стоянке

Вторая фаза летных испытаний двух самолетов, начавшаяся 28 января 1965 г., проводилась под руководством армии США и предусматривала испытания в течение шести месяцев с участием летчиков армии, ВВС и флота США, а также FAA и NASA. Однако 27 апреля 1965 г. во время демонстрационного полета первый экспериментальный самолет потерпел катастрофу. При торможении на скорости 260 км/ч на высоте 240 м для перехода на вертикальный режим произошло сваливание в пикирование под углом 30 - 40°. Летчик катапультировался на малой высоте, но парашют не раскрылся, и летчик погиб (катапультное кресло Вебер WZ-2). Самолет был полностью разрушен. Катастрофа была вызвана механическими неполадками, не связанными с аэродинамикой и конструкцией самолета. До катастрофы оба СВВП налетали 63 часа, в том числе 16 часов на вертикальном режиме, и выполнили 100 переходов (в 165 полетах).

Летные испытания второго СВВП XV-5A были продолжены до 5 октября 1966 г., когда с ним при имитации спасательной операции произошла катастрофа из-за попадания троса спасательной лебедки в вентилятор. При развороте на малой высоте самолет снизился, ударился о землю колесами, летчик катапультировался, по парашют не раскрылся, и летчик погиб. До второй катастрофы самолеты совершили 238 полетов, налетав 138 часов, в полетах принимали участие 15 летчиков.

По контракту с NASA стоимостью 1 млн. долл. второй СВВП XV-5A был восстановлен и модифицирован в июне 1968 г., получив обозначение XV-5B, и начал проходить рулежные испытания, а 15 июля 1968 г. совершил первый полет. Затем СВВП был передан в NASA, где успешно проходил испытания до мая" 1977 г На базе самолета XV-5A был разработан проект разведывательного и связного самолета ASP.613 с такой же турбовентиляторной установкой, а затем проект двухместного самолета Модель 182, у которого третий вентилятор был перенесен в хвостовую часть фюзеляжа. Были разработаны проекты сверхзвукового истребителя-бомбардировщика ASP.610 со стреловидным крылом и турбовентиляторами в фюзеляже, а затем с выдвижными турбовентиляторами совместно с Германией. Турбовентиляторную силовую установку предлагалось использовать также в ряде проектов транспортных СВВП, где они располагались в крыле или в гондолах, или в обтекателях по бокам фюзеляжа.

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным крылом, турбовентиляторной силовой установкой и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. В носовой части фюзеляжа расположен передний вентилятор для продольного управления. Кабина экипажа двухместная с расположенными рядом катапультными сиденьями. В кабине помимо ручки управления и рулевых педалей обычного типа имеется рычаг управления вентиляторами, аналогичный рычагу общего шага на вертолетах.

Экспериментальный СВВП XV-5В

Крыло малого удлинения (Х = 3,42), трапециевидной формы в плане, корневая хорда 3,65 м, концевая - 1,09 м, профиль модифицированный NASA 0012-64А. В крыле расположены вентиляторы для создания подъемной силы, определяющие форму и размеры крыла. Конструкция крыла двухлонжеронная с усилением в месте расположения кольцевых каналов. Крыло снабжено закрылками и элеронами. При открытых створках вентиляторов подъемная сила крыла уменьшается на 25%.

Оперение однокилевое, Т-образное, с управляемым стабилизатором, расположенным сверху киля. Размах стабилизатора 4,02 м, площадь 4,9 м2.

Шасси убирающееся трехопорное с носовой опорой, все опоры убираются в фюзеляж, база шасси 3,57 м, колея шасси 2,55 м.

Силовая установка тур бовентиляторная, состоит из двух ТРД Дженерал Электрик J 85, установленных сверху фюзеляжа, двух вентиляторов диаметром 1,59 м, расположенных в крыле, и вентилятора меньшего диаметра, расположенного в носовой части фюзеляжа. Двигатели J 85 имеют общий воздухоза борник, размещенный сверху фюзеляжа на некотором расстоянии от кабины, чтобы не мешать катапультированию экипажа. За турбинами двигателей установлены перепускные заслонки, которые на вертикальных режимах полета направляют газы ТРД в систему каналов, ведущих к вентиляторам. Система каналов обеспечивает подвод газов от каждого ТРД ко всем вентиляторам. При выходе из строя одного двигателя вентиляторы созда ют 60% их расчетной тяги, что позволяет производить безопасную вертикальную посадку самолета.

Проект сверхзвукового СВВП истребителя с выдвижными подъемными вентиляторами в фюзеляже

Температура поступающих в улитки вентиляторов газов 535 -595°С. Поток газов направляется на лопатки турбин, приводящих во вращение вентиляторы. Максимальная скорость вращения вентилятора 3640 об/мин. После прохождения через турбины и смешивания с протекающим через вентилятор воздухом температура газов понижается до 92 -93°С. На горизонтальных режимах полета газы ТРД вытекают через реактивные сопла. На концах сопел установлены реверсирующие щитки, позволяющие при малой поступательной скорости полета использовать полную тягу двигателей для раскрутки вентиляторов.

Проект транспортного СВВП с подъемными вентиляторами в гондолах

Расположенный в крыле узел турбовентилятора Х353-5 состоит из ротора, створок вентилятора, передней рамы, задней рамы и жалюзи. Полукруглые створки вентиляторов во время крейсерского полета закрываются, образуя верхнюю поверхность крыла. Ротор имеет 36 лопаток. Выходные жалюзи вентилятора могут отклоняться в пределах от - 15 до +40°. Жалюзи приводятся в действие гидроцилиндрами, включенными в двойную гидросистему, насосы которой установлены на каждом двигателе. В закрытом положении жалюзи образуют нижнюю поверхность крыла.

Передний турбовентилятор СЕ-Х376, расположенный в носовой части фюзеляжа, устроен аналогично крыльевым турбовентиляторам, за исключением того, что створки на входе заменены рядом узких решеток, чтобы не ограничивать обзор для летчика. На выходе из вентилятора установлены две изогнутые створки, используемые в качестве реверсивного устройства.

Управление самолетом на горизонтальном режиме полета осуществляется обычными рулевыми поверхностями, па вертикальных режимах - при помощи вентиляторов. Система управления положением самолета через механический смеситель связана с вентиляторами и рулевыми поверхностями.

Вертикальный взлет и переход к горизонтальному полету может быть произведен при сохранении горизонтального положения самолета. Для осуществления вертикального взлета двигатель развивает полную мощность, а газы ТРД направляются в улитки вентиляторов. Перемещая вверх рычаг управления вентиляторами, летчик отклоняет выходные жалюзи вентиляторов вниз. При достижении высоты 20 м убирается шасси. При достижении высоты -25 м летчик при помощи кнопки па ручке управления отклоняет жалюзи назад, благодаря чему создается горизонтальная составляющая тяги вентиляторов. Перепускные заслонки направляют в реактивные сопла все большую часть газов ТРД. При достижении скорости 220 км/ч весь поток газов ТРД поступает в реактивные сопла, вентиляторы останавливаются и жалюзи закрываются.

При вертикальной посадке летчик отклоняет реверсирующие щитки для уменьшения поступательной скорости. Двигатель переводится на максимальную мощность. Газы ТРД направляются в улитки вентиляторов; одновременно с этим автоматически открываются створки и жалюзи вентиляторов. Жалюзи вентиляторов поворачиваются вперед на - 10°, чтобы снизить поступательную скорость почти до нуля. Вертикальная скорость спуска, составляющая 1 - 1,5 м/сек, уменьшается перед приземлением почти до нуля.

Поперечное и путевое управление самолетом на вертикальных режимах осуществляется путем дифференциального отклонения жалюзи крыльевых вентиляторов. Продольное управление обеспечивается передним вентилятором. Когда створки, установленные на выходе из вентилятора, открыты. они разделяют идущий от вентилятора поток газов на три части. Поток, проходящий между створками, не отклоняется и создает тягу, направленную вверх. Поток газов, проходящий вне створок, отклоняется наружу и вверх, создавая тягу, направленную вниз. Продольное управление осуществляется путем изменения положения створок. Максимальная тяга вентилятора, направленная вверх, равна 136 кг, направленная вниз - 36 кг.

Система управления обеспечивает максимальную скорость крена 30 град/с, разворота 50 град/с, тангажа 20 град/с На вертикальных режимах полета нагрузки на рычагах управления создаются пружинными автоматами. Во время перехода от вертикального полета к горизонтальному угол установки стабилизатора изменяется для обеспечения продольной устойчивости.

Оборудование. Самолет был снабжен системой автоматической стабилизации, осуществляющей управление через отдельные электромеханические рулевые машинки.

На двух построенных самолетах XV-5A было установлено оборудование для проведения летных испытаний. После незначительных модификаций эти самолеты могли использоваться для проведения эксплуатационных испытаний и моделирования условий полета самолетов различного назначения. На самолете, предназначенном для проведения эксплуатационных испытаний, могло быть установлено разведывательное электронное оборудование. Самолет предполагалось также снабдить оборудованием для полетов в сложных метеорологических условиях.

Вооружение. Самолет мог быть вооружен пулеметами типа «Миниган», установленными на внешней подвеске или внутри фюзеляжа, предполагалось также использовать НАР и авиационные бомбы.

Размеры:

размах крыла 9,1 м

длина самолета 13,5 м

высота самолета 4,5 м

площадь крыла 24,2 м2

диаметр вентилятора 1,93 м

ометаемая площадь 2x2,94 м2

Двигатель 2 ТРД Дженерал

Электрик J 85

устройство для создания

вертикальной тяги турбовентиляторная

установка Дженерал Электрик Х353-5

вертикальная тяга 2x3163 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса

при вертикальном взлете:

у земли при стандартных условиях 5550 кг

на высоте 760 м в жаркий день 4175 кг

нагрузка на ометаемую площадь при вертикальном взлете 940 кг/м^

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость у земли М - 0,72 максимальная скорость

на высоте 7600 м М *= 0,77

скорость на переходном режиме 195 км/ч

практический потолок 12 200 м

дальность 1300 км перегоночная дальность (при взлетной массе 5550 кг и 10% резерве топлива, па высоте 10 670 м и крейсерской скорости,

соответствующей М = 0,7 2030 км

Экспериментальный СВВП Райан VZ-3RY с выдвижными закрылками для отклонения потока от винтов