СВВП XFV-1 выполнен по схеме моноплана с одним ТВД с соосными воздушными винтами и четырехопорным шасси.
Фюзеляж малого удлинения, с выступающим фонарем кабины. Сиденье летчика могло отклоняться на 45°, как на самолете XFY-1.
Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с небольшой относительной толщиной профиля, отличалось отсутствием механизации. На концах крыла предусматривалась установка дополнительных топливных баков или контейнеров с вооружением.
Оперение Х-образное, стреловидное, с аэродинамическими рулями и триммерами.
Шасси четырехопорное, неубирающееся, с четырьмя амортизационными стойками в обтекателях на концах Х-образного оперения и небольшими колесами. Для начального этапа летных испытаний на самолете было установлено вспомогательное шасси с двумя стойками и подкосами, крепящимися к фюзеляжу, и сравнительно небольшими колесами, а также дополнительные стойки с небольшими колесами на двух нижних поверхностях оперения.
СВВП Локхид XFV-1 на тележке с наклоняющейся рампой для обслуживания
Силовая установка. На самолете был установлен ТВД Аллисон YT-40-A-14, как на СВВП XFY-1, который предполагалось заменить на более мощный ТВД YT-40-A-16 с суммарной эквивалентной мощностью 6825 л. с, и соосные трехлопастные винты Кертисс-Райт «Турбоэлектрик».
Управление самолетом на всех режимах должно
Характеристики СВВП Локхид XFV-1Размеры:
размах крыла 8,43 м
длина самолета 16,66 м
диаметр винта 4,88 м
Двигатели 1 ТВД Аллисон YT-40-A-14
мощность двигателя 5260 л. с.
Массы и нагрузки:
взлетная масса 7170 кг
пустого самолета 5327 кг
Летные данные (расчетные);
максимальная скорость
на высоте 4575 м 934 км/ч
максимальная скороподъемность 60 м/сек
практический потолок 10 670 м
продолжительность полета 1,22ч
было обеспечиваться аэродинамическими рулями, расположенными на Х-образном оперении в потоке соосных воздушных винтов.
Вооружение. Предполагалась установка в контейнерах на концах крыла четырех пушек калибром 20 мм или 40 НАР калибром 70 мм.
Экспериментальный СВВП Локхид XV-4A «Хаммингберд» 1 с эжекторной силовой установкой
Локхид XV-4A «Хаммингберд»
Фирма «Локхид», потерпев неудачу с разработкой СВВП с воздушными винтами XFV-1, занялась исследованиями реактивных СВВП с комбинированной силовой установкой из маршевого и подъемных ТРД и разработала ряд проектов боевых СВВП, среди которых был проект VTOL на базе известного истребителя F-104 с дополнительными подъемными ТРД в гондолах на концах крыла. Однако имевшиеся тогда легкие подъемные ТРД обладали tie достаточной тягой, поэтому предпринимались многочисленные попытки увеличить их тягу с помощью раз-дачных устройств.
Одним из известных способов увеличения тяги ТРД является увеличение массы вытекающих газов за счет эжекции окружающего воздуха с помощью системы эжекторов. На основании исследований фирма «Локхид» пришла к выводу, что самолет с реактивной эжекторной системой сможет иметь ряд преимуществ перед самолетами, у которых вертикальная сила тяги создается непосредственно подъемными двигателями. Предполагалось, что эжекторная система позволит не только получить больший КПД и снизить уровень шума (на 12-15 Дб), но и уменьшить также разрушение взлетной площадки. В экспериментальных исследованиях было показано, что благодаря эжекции воздуха происходит значительное снижение температуры (с 850 до 200°С) и скорости газового потока, при этом массовый расход воздуха через эжекторную систему в несколько раз превышает расход воздуха самими двигателями. При испытаниях двигатели, обладающие статической тягой 2990 кг, развивали с помощью эжекторного устройства вертикальную тягу 3860 кг, т.е. на 30% больше. Фирмой был разработан ряд проектов легких СВВП с эжекторной силовой установкой.
Экспериментальный СВВП XV-4 А «Хаммингберд» разрабатывался фирмой «Локхид» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Локхид» представила проект самолета Локхид 330 «Хаммингберд», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте I960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и летные испытания двух экспериментальных самолетов VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.
В ходе разработки программы самолета «Хаммингберд» был изготовлен ряд масштабных моделей с эжекторной установкой, которые еще в 1959 г. испытывались в аэродинамической трубе. Испытания подтвердили основные расчетные данные, после чего был построен экспериментальный летающий стенд с двумя ТРД Фэрчайлд J44 со статической тягой по 450 кг, которые с эжекторной системой развивали общую тягу И 80 кг; стенд был снабжен системой струйного управления, в которой сжатый воздух к соплам подавался с земли по шлангам. После замены двигателей на более мощные ТРД Континентал J69 были проведены испытания всей системы с подачей сжатого воздуха от компрессоров ТРД. Летающий стенд успешно проходил испытания в течение двух лет.
Фирма должна была закончить постройку обоих самолетов и провести их летные испытания в 1962- 1963 гг. В июле 1961 г.
фирма приступила к постройке первого экспериментального самолета VZ-10 «Хаммингберд», в апреле 1962 г. самолет был построен и получил новое обозначение XV-4A. Первый обычный взлет с разбегом был совершен 7 июля 1962 г., а первый полет на режиме висения 30 ноября 1962 г. (летчик-испытатель Глен Грей).
Армия США совместно с фирмой «Локхид» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП XV-4A, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолета XV-4A. Основными проблемами разработки самолета XV-4A являлась доводка эжекторной системы, требовавшая совершенствования конфигурации каналов и щелей, а также программирования управления заслонками на режиме перехода.
Программа летных испытаний продолжалась успешно в 1963 г. и начале 1964 г., но 10 июня 1964 г. самолет потерпел катастрофу. В полете па высоте 915 м при переходе на режим висения произошла потеря управляемости из-за разрушения одного из трубопроводов струйного управления тангажом. Самолет был разрушен, летчик погиб. Разработка была приостановлена, было предложено модифицировать второй самолет.