Экспериментальный СВВП Фэрчайлд VZ-5
Одновременно с разработкой СВВП Райан VZ-3RY с системой закрылок для отклонения потоков от винтов армия США финансировала также разработку подобного легкого двухместного экспериментального СВВП фирмы «Фэрчайлд», получившего фирменное обозначение М-224-1 и армейское обозначение VZ-5. В отличие от СВВП VZ-3RY экспериментальный СВВП VZ-5 был снабжен большим по размаху крылом с системой закрылок, обдуваемых потоком воздуха от четырех воздушных винтов. Закрылки, установленные но всему размаху крыла, занимали 50% хорды и отклоняли поток воздуха на 60°. Предполагалось, что для вертикального взлета фюзеляжу будет придаваться угол кабрирования 30°, при этом тяга винтов и подъемная сила, создаваемая крылом с отклоненными закрылками, будет превышать взлетную массу самолета. Для продольного и путевого управления СВВП был снабжен двумя вентиляторами в хвостовом оперении.
Силовая установка СВВП VZ-5 состояла из одного ГТД Дженерал Электрик Т58 взлетной мощностью 1050 л.с, приводящего во вращение с помощью системы трансмиссии воздушные винты. Привод закрылок и вентиляторов осуществлялся с помощью гидравлической системы. Постройка экспериментального СВВП VZ-5 была завершена в 1956 г., однако в результате различных неполадок летные испытания были отложены, и пришлось ограничиться только испытаниями в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли NASA. Эти испытания показали, что тяги воздушных винтов и подъемной силы крыла с закрылками недостаточно для вертикального взлета. Поэтому летные испытания СВВП VZ-5 не стали проводить, а его разработка была прекращена. СВВП был выполнен по схеме моноплана с высокорасположенным крылом с выдвижными закрылками, одним ГТД, приводящим во вращение четыре воздушных винта, и трехопорным шасси с носовой опорой. Характеристики СВВП VZ-5 не были опубликованы.
КонструкцияСВВП VZ-3RY представляет собой моноплан с высокорасположвнным крылом, двумя воздушными винтами, одним ГТД и трехопорным шасси.
Фюзеляж цельнометаллический, в носовой части размещена открытая двухместная кабина. Сиденья летчика и пассажира расположены тандемом. В кабине помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг для управления самолетом на режиме висения.
Крыло малого удлинения, прямоугольной формы в плане, хорда крыла 1,6 м. Крыло снабжено двойными выдвижными закрылками, отклоняющими поток воздуха от винтов на 90° вниз при вертикальном взлете, посадке и висении. Перед закрылками установлены интерцепторы. На концах крыла
Характеристики СВВП VZ-3RYРазмеры:
размах крыла 7,13м
длина самолета 8,7 м
высота самолета 5,28 м
площадь крыла 10,4 м2
диаметр винтов 2,79 м
ометаемая площадь 2x6,1 м2
Двигатель 1 ГТД Лайкоминг T53-L-1
взлетная мощность 1 000 л.с.
Массы и нагрузки:
взлетная 1180 кг
нагрузка на крыло 113 кгс/м2
нагрузка на ометаемую площадь 97 кгс/м2
имеются специальные шайбы, служащие направляющими при выдвижении закрылок (такие же направляющие имеются и у основания крыла). При переходе к горизонтальному полету закрылки вдвигаются по мере увеличения скорости полета. На посадку самолет заходит со слегка отклоненными закрылками. Затем мощность увеличивается, закрылки выдвигаются полностью, и самолет совершает вертикальную посадку.
Оперение Т-образное, киль трапециевидной формы с рулем направления. Горизонтальное оперение прямое с рулем высоты, расположено сверху киля, поддерживается подкосами и имеет изменяемый угол установки. Имеется подфюзеляжный киль. Размах горизонтального оперения 3,88 м, хорда 1,27 м.
Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовым колесом. Большая длина стоек шасси с подкосами обеспечивает возможность выдвижения закрылок на стоянке. Колея шасси 3,8 м, база шасси 2,7 м.
Силовая установка состоит из одного размещенного в фюзеляже турбовального ГТД Лайкоминг T53-L-1 с передним выводом вала. Воздух в двигатель поступает через отверстия в обшивке фюзеляжа.
Воздушные винты фирмы «Хартцелл» трехлопастные, установлены под крылом на пилонах. Лопасти деревянные, трапециевидной формы в плане. Привод винтов осуществляется от ГТД с помощью трансмиссии и редукторов, уменьшающих скорость вращения винтов.
Система управления. На горизонтальных режимах полета управление обеспечивается рулями направления и высоты и интерцепторами. Для управления самолетом на режиме висения и при малых скоростях полета в хвостовой части фюзеляжа на универсальном шарнире установлено поворотное сопло для отклонения потока газов двигателя.
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.
Конструкция