Рокуэлл XFV-12A

В середине 60-х годов в США получила развитие новая концепция, по которой для сопровождения атомных авианосцев должны применяться легкие многоцелевые авианесущие корабли, получившие обозначения SCS (Sea Control Ship - корабли контроля морей). Одновременно начинается разработка ряда проектов усовершенствованных палубных СВВП, предназначенных для базирования на авианесущих кораблях SCS .

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой начал разрабатываться в 1972 г. в соответствии с программой создания палубного вертикально взлетающего самолета для легких многоцелевых авианесущих кораблей SCS. По программе предполагалось разработать самолет, который сможет использоваться в качестве истребителя-бомбардировщика, перехватчика и разведчика. В программе разработки и конкурсе участвовали 8 фирм. В октябре 1972 г. фирма «Рокуэлл», представившая проект сверхзвукового СВВП с эжекторной силовой установкой, была объявлена победителем конкурса и получила контракт стоимостью 46 млн. долл. на разработку, постройку и испытания двух экспериментальных самолетов XFV-I2A.

В отличие от эжекторной силовой установки, использовавшейся ранее на экспериментальном самолете Локхид XV-4A «Хаммингберд», на СВВП XFV-12A было предложено эжекторную систему для повышения ее эффективности разместить на крыле и оперении, снабдив их эжекторными и диффузорными щелевыми закрылками. Предполагалось, что такая система обеспечит значительное увеличение общей силы тяги системы по сравнению с установочной тягой ТРДД, что очень важно для СВВП.

В январе 1973 г. был построен натурный макет самолета. В связи с большой конструктивной сложностью эжекторной системы ее отработка проводилась в 1973-1975 гг. на вращающемся стенде, представляющем собой ферму длиной 30,5 м, на конце которой была установлена секция крыла с эжекторной системой.

Экспериментальный СВВП Рокуэлл XFV-12A с эжекторной силовой установкой

Первый полет СВВП XFV-12A при взлете с разбегом был намечен на октябрь 1974 г., а первый вертикальный взлет - на январь 1975г. Однако трудности в испытаниях эжекторной системы и нехватка средств привели к тому, что сроки первого полета были перенесены сначала на 1977 г., а затем на 1978 г. с рекламой его как нового типа палубного СВВП. Постройка первого СВВП XFV-12A была завершена только в августе 1977 г. Постройку второго СВВП предполагалось закончить в 1978 г., однако в конце 1978 г. было принято решение второй самолет не строить.

Первый СВВП XFV-12A начал проходить испытания на специальном стенде на привязи в 1978 г., в которых не было подтверждено расчетное увеличение силы тяги ТРДД с помощью эжекторной системы, поэтому летные испытания его не стали проводить и вскоре было решено прекратить разработку СВВП XFV-12A.

Самолет выполнен по схеме «утка» с одним ТРДД с эжекторной системой увеличения тяги двигателя и трехопорным шасси. В конструкции использован ряд агрегатов серийных самолетов.

Посадка XFV-12А на палубу авианосца (рисунок)

Фюзеляж цельнометаллический типа полумо-нокок. Передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика использована от самолета Макдоннелл-Дуглас А-4 «Скайхоук». Кабина герметизированная, имеет систему кондиционирования. Катапультное кресло «Эскапак» обеспечивает покидание самолета при посадке на палубу авианосца.

Крыло высокорасполо-женное, трапециевидной формы в плане. Центроплан крыла использован от самолета F-4 «Фантом». Хорда корневая 4,98 м, концевая, 2,25 м, относительное удлинение крыла 2,09, угол стреловидности по 1/4 хорд 35°. Крыло имеет модифицированный профиль NACA 64; относительная толщина профиля в корневой части крыла 7,6 %, на конце - 4,5%. Угол поперечного V - 10°, угол заклинения 1,5°.

Оперение низкорасположенное, по схеме «утка». Угол поперечного V - 5°. Площадь горизонтального оперения 7,72 м2. Роль вертикального оперения выполняют стреловидные концевые шайбы, установленные на концах крыла, нижние их части наклонены во внешнюю сторону на 35°, а верхние - на 19° и имеют рули направления общей площадью 1,23 м2. Общая площадь вертикального оперения 5,08 м2.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, убирающееся, использовано от самолета А-4 «Скайхоук». Носовая опора управляемая, имеет одно колесо, главные опоры тоже имеют по одному колесу. Все опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы.

Силовая установка. Подъемно-маршевый ТРДД, Пратт-Уитни F401- PW-400 установлен в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники боковые щелевого типа, управляемые, как на самолете F-4 «Фантом». За кабиной экипажа на верхней части фюзеляжа имеются створки для дополнительного забора воздуха на вертикальных режимах. В сопле двигателя имеется поворотный дефлектор, который при вертикальных режимах полета направляет струю газов от двигателя в эжекторную систему, а в крейсерском полете - назад. Масса сухого двигателя 16$5 кг, удельный расход топлива 0,62 кг/кг-ч (на форсажном режиме - 2,45 кг/кг-ч). Длина двигателя 4,85 м, диаметр - 1,28 м.

Эжекторная система. На крыле и оперении по всему размаху размещена эжекторная система увеличения подъемной силы, состоящая из двух диффузорных и одного эжекторного закрылка на каждой консоли. Эжекторный закрылок находится между диффузорными и отклоняется вверх, а диффузорные закрылки отклоняются вниз. Во всех закрылках имеются внутренние каналы, в которые поступает поток горячих газов от ТРДД,. Из этих каналов газы через сопло вытекают наружу в щели между закрылками. При этом над верхней поверхностью крыла и оперения создается область пониженного давления, куда подсасывается наружный воздух и эжектируется между диффузорными закрылками вниз. В результате создаваемая эжекторной системой крыла и оперения подъемная сила превышает исходную тягу силовой установки (расчетный коэффициент увеличения тяги силовой установки 1,55).

Компоновочная схема XFV-12А

Топливная система состоит из двух фюзеляжных и крыльевых топливных баков общей емкостью 2760л.

Система управления. Управление самолетом на вертикальных режимах осуществляется за счет отклонения на различные углы диффузорных закрылок на крыле и оперении. В крейсерском полете заделе диффузорные закрылки крыла играют роль элеронов, а задние закрылки на оперении - рулей высоты. Кроме того, диффузорные закрылки на крыле могут использоваться в качестве воздушных тормозов: передние в этом случае отклоняются вниз на угол 25°, а задние - вверх па угол 15°. Все органы управления имеют гидравлический привод.

Системы. Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 210 кг/см2. Система предназначена для привода в действие шасси, эжекторных и диффузорных закрылок и поверхностей управления, а также для управления воздухозаборниками.

Схема работы эжекторов на оперении и крыле: 1 - при вертикальном взлете и посадке; 2 - при укороченном взлете и посадке; 3 - при горизонтальном полете

Электросистема состоит из стартер-генератора мощностью 30 кВА; система работает на переменном токе (напряжение 115/200 Вг частота 400 Гц) и постоянном токе (напряжение 28 В).

Система жизнеобеспечения поддерживает в кабине на больших высотах давление, соответствующее высоте 2440 м.

Кислородная система состоит из баллона жидкого кислорода емкостью 5 л и системы подачи.

Оборудование. Радиопередатчик Коллинз AV/ARC-159, навигационные системы VOR RN-242A фирмы «Бендикс» и DMEKN-65 фирмы «Кинг», оборудование для полета по приборам.

Вооружение. Под фюзеляжем и на концах крыла предполагалась подвеска до четырех УР класса «воздух-воздух» типа «Спэрроу» или «Сайдуиндер» или УР класса «воздух-поверхность». Кроме того, под фюзеляжем может размещаться встроенная пушка калибром 20 мм.

Размеры:

размах крыла 8,69 м

длина самолета 13,39 м

высота самолета 3,15 м

площадь крыла 27,2 м2

Двигатель 1 ТР/\Д Пратт-Уитни

F401-PW-400

тяга установочная 6380 кгс

тяга при работе эжекторной

системы (расчетная) 9880 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная:

при вертикальном взлете 8885 кг

при взлете с коротким разбегом 11 000 кг

пустого 6260 кг

Летные данные:

максимальное число М 2,2 - 2,4

боевой радиус действия 925 км