Вторая мировая
Поиск по сайту

Home Оружейная экзотика Авиация Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird (США)

PostHeaderIconЭкспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird (США)


Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird разрабатывался фирмой «Lockheed» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Lockheed» представила проект самолета Lockheed 330 «Hummingbird», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте 1960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и лётные испытания двух экспериментальных самолетов Lockheed VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП Lockheed VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.


Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird

В ходе разработки программы самолёта «Hummingbird» 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 Lockheed приступила к постройке первого экспериментального самолета Lockheed VZ-10 «Hummingbird», в апреле 1962 г. самолёт был построен и получил новое обозначение Lockheed XV-4 Hummingbird. 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).

Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird

Армия США совместно с фирмой «Lockheed» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird. Основными проблемами разработки самолета Lockheed XV-4 Hummingbird 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. самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird потерпел катастрофу. В полете на 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.

Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird

Испытания показали, что эжекторная система, отличаясь большой сложностью конструкции, обеспечивала увеличение тяги установленных ТРД не на 40%, как ожидалось по расчетам, а только на 25%. Была предпринята существенная модернизация эжекторной системы и ее испытания на втором самолёте. Однако результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, поэтому было принято решение отказаться от использования эжекторной системы и начать разработку новой модификации Lockheed XV-4 Hummingbird с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая стоимость работ по программе Lockheed XV-4 Hummingbird составила 54 млн. долл.

СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird представляет собой моноплан с двумя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа. В кабине установлены рядом два катапультных кресла Дуглас «Эскапак 1D», позволяющих экипажу катапультироваться на стоянке и при скорости до 1100 км/ч. Крыло среднерасположенное прямое, трапециевидной формы в плане, разрезное, снабжено закрылками и элеронами. Оперение Т-образное, стабилизатор неразрезной, установлен на киле. Шасси трехопорное, с двухпозиционной носовой опорой, которая может принимать два положения, изменяя продольный наклон самолета.

Силовая установка состоит из двух ТРД Pratt & Whitney JT12A с взлетной тягой по 1495 кгс, установленных в гондолах в корневой части крыла. В горизонтальном полете выхлопные газы двигателей вытекают через сопла в хвостовой части гондолы, создавая тягу. При вертикальном взлете, посадке или висении поток газов с помощью поворотных заслонок направляется через короткие изогнутые каналы в центральный воздушный канал эжекторной системы в верхней части фюзеляжа, разделенной продольной перегородкой.

Из него поток распределяется по поперечным каналам с щелевыми соплами на конце. Каждый двигатель связан с определенной группой сопел с каждой стороны (через одно) во избежание нарушения балансировки при выходе из строя одного из двигателей. Сопла сообщаются со смесительными эжекторными камерами, которые закрываются створками в центральной, верхней и нижней части фюзеляжа. На вертикальных режимах полета створки открыты, пропуская поток воздуха в смесительные камеры через направляющие решетки. Вытекающие из сопел газы эжектируют большую массу воздуха и, смешиваясь с ним, вытекают вниз через направляющие решетки и щели в нижней части фюзеляжа.

Запас топлива размещается в трех топливных баках емкостью 985 л, расположенных под центральным воздушным каналом. Система регулирования подачи топлива для обеспечения нужной центровки самолета автоматизирована.

Система управления включает аэродинамические поверхности управления в горизонтальном полете и систему струйного управления на вертикальных режимах полета. Продольное управление на вертикальном режиме полета осуществляется дифференциальным изменением тяги сопел, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа, а поперечное - дифференциальным изменением тяги сопел, имеющихся на концах крыла; путевое управление осуществляется поворотом сопел продольного управления, которые обычно направлены вниз. На взлетном режиме максимальная сила тяги сопел продольного управления достигает - 125 кг. Подаваемый в сопла сжатый воздух отбирается от компрессоров ТРД.

Отмечалась хорошая управляемость Lockheed XV-4 Hummingbird на режиме висения: эффективность продольного и поперечного управления превышала требования к вертолетам MIL Н-8501. Путевое управление обладало меньшей эффективностью. Вертикальный взлет выполняется следующим образом. При стоянке самолета на земле сопла эжекторов наклонены назад под углом 12°, поэтому летчик выдвигает двухпозиционную стойку носовой опоры шасси, при этом продольный наклон фюзеляжа самолета увеличивается на 12°, а эжекторы занимают вертикальное положение. Самолет взлетает вертикально, когда тяга, создаваемая эжекторами, превышает его вес.

Для перехода в горизонтальный полет продольный наклон самолета изменяется на пикирование, при этом возникает горизонтальная составляющая тяги эжекторов. При скорости полета около 150 км/ч один из двигателей переключается на создание горизонтальной тяги; летчик увеличивает угол продольного наклона самолета на кабрирование, чтобы увеличить угол атаки крыла и обеспечить создание крылом подъемной силы, которая при скорости полета 200-210 км/ч полностью уравновешивает вес самолета. После этого второй двигатель также переключается на создание горизонтальной тяги или отключается (для полета с крейсерской скоростью). Створки эжекторной системы закрываются, и процесс перехода в горизонтальный полет считается законченным.

Переход из горизонтального режима полета к вертикальному снижению на посадку осуществляется путем направления потока газов ТРД вниз через эжекторы на режиме малого газа. С уменьшением горизонтальной скорости тяга ТРД увеличивается, и вытекающие из них газы направляются в эжекторную систему. Для сокращения времени перехода при скорости полета меньше 110 км/ч угол атаки крыла может быть увеличен выше критического. При уменьшении горизонтальной скорости до нуля продольный наклон уменьшается, и самолет совершает вертикальную посадку. На высоте 6 м ощущалось влияние «воздушной подушки», которое возрастало с уменьшением высоты.

Оборудование. На экспериментальном самолете Lockheed XV-4 Hummingbird было установлено испытательное оборудование общей массой 136 кг в носовом и хвостовом отсеках. Серийные самолеты предполагалось оснастить съемным контейнером с разведывательным оборудованием под фюзеляжем и радиолокатором большой дальности с широким углом обзора для картографической съемки с высоты 12 км, который позволял бы вести съемку территории, не находясь непосредственно над ней. Специальные датчики должны измерять радиоактивность воздуха.

Характеристики самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird
Размеры:
размах крыла 7,8 м
длина 9,95 м
площадь крыла 9,7 м
Двигатели 2 ТРД Pratt & Whitney JT12A
взлетная тяга 2x1495 кгс
Массы и нагрузки:
взлетная масса 3270 кг
пустого самолета 2265 кг
Летные данные (расчетные для серийного СВВП):
максимальная скорость 1065 км/ч
крейсерская скорость 835 км/ч
практический потолок 12 200 м
радиус действия на высоте 12 км с контейнером с разведывательным оборудованием массой 272 кг 630 км
перегоночная дальность 960 км

 
Кто на сайте
Сейчас 282 гостей онлайн

Возвращайте себе от 7% до 18% от стоимости каждой покупки!

Наша группа ВК - Dogswar.ru

Рейтинг@Mail.ru