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.
Характеристики СВВП XFV-12Размеры:
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
Трансцендентал 1-G
Первым построенным и успешно летавшим СВВП с поворотными винтами был экспериментальный одноместный вертолет-самолет I-G, разработанный небольшой фирмой «Трансцендентал Эркрафт», которая была основана в 1945 г. конструктором Робертом Лихтеном и начала заниматься исследованиями вертолетов-самолетов с поворотными винтами одновременно с фирмой «Белл». Фирмой «Трансцендентал» под руководством Р. Лихтена был разработан ряд проектов, из которых только один, получивший обозначение I-G, был доведен в 1950 г. до постройки экспериментального образца. Летным испытаниям предшествовали 40-часовые наземные испытания на специальном стенде, где изучалась работа поворотных винтов, а также процесс перехода от одного режима к другому. Во время рулежных испытаний выявились проблемы механической неустойчивости системы «винт-крыло», которые привели к аварии в 1951 г.
Вертолет-самолет I-G был отремонтирован, прошел наземные испытания и совершил первый полет 25 апреля 1954 г. сперва только на вертолетных режимах полета. Во время одного из полетов 17 декабря 1954 г. был выполнен неполный переход к самолетному режиму полота с наклоном винтов на 35°. В 1954 -1955 гг. вертолет-самолет совершил более 120 полетов, которые производились на высотах до 1200 м со скоростью до 180 км/ч при углах наклона винтов до 70°, когда крыло создавало 90% подъемной силы, однако 20 июня 1955 г. потерпел аварию. В полете над водой заклинило управление общим шагом, вертолет-самолет начал снижаться, зацепился колесами за воду и перевернулся.
Был построен второй вертолет-самолет «Модель 2» с более мощным двигателем и увеличенным диаметром винтов, совершивший первый полет в 1957 г.
Экспериментальный СВВП с поворотными винтами Трансцендентал I-G
Разработка СВВП I-G финансировалась сперва из частных фондов, а затем ВВС США. Предполагалось, что опыт проектирования и испытания этих экспериментальных СВВП будет использован при проектировании двухдвигательного спасательного и санитарного вертолета-самолета Трансцендентал «Модель 3», который должен был перевозить четырех раненых на носилках со скоростью обычного санитарного самолета на расстояние до 500 км. Однако к этому времени уже начались испытания СВВП Белл XV-3 для армии США, которому было отдано предпочтение, и работы по СВВП фирмы «Трансцендентал» прекратились.
Конструкция