Опытный истребитель Rockwell XFV-12A (США)

Посреди 60-х годов в США получила развитие новенькая концепция, по которой для сопровождения атомных авианосцев должны применяться лёгкие многоцелевые авианесущие корабли, получившие обозначения SCS (Sea Control Ship - корабли контроля морей). Сразу начинается разработка ряда проектов улучшенных палубных СВВП, созданных для базирования на авианесущих кораблях SCS. Экспериментальный СВВП Rockwell XFV-12A с эжекторной силовой установкой начал разрабатываться в 1972 г. в согласовании с программкой сотворения палубного вертикально взлетающего самолёта для лёгких многоцелевых авианесущих кораблей SCS. По программке предполагалось создать самолёт, который сумеет употребляться в качестве истребителя-бомбардировщика, перехватчика и лазутчика. В программке разработки и конкурсе участвовали 8 компаний. В октябре 1972 г. компания «Rockwell», представившая проект сверхзвукового СВВП с эжекторной силовой установкой, была объявлена победителем конкурса и получила договор ценой 46 млн. долл. на разработку, постройку и тесты 2-ух экспериментальных самолетов Rockwell XFV-12A.

В отличие от эжекторной силовой установки, использовавшейся ранее на экспериментальном самолете Lockheed XV-4A «Hummingbird», на СВВП Rockwell XFV-12A было предложено эжекторную систему для увеличения ее продуктивности расположить на крыле и оперении, снабдив их эжекторными и диффузорными щелевыми закрылками. Предполагалось, что такая система обеспечит существенное повышение общей силы тяги системы по сопоставлению с установочной тягой ТРДД, что чрезвычайно значимо для СВВП. В январе 1973 г. был построен натурный макет самолёта. В связи с большой конструктивной сложностью эжекторной системы ее отработка проводилась в 1973-1975 гг. на вращающемся щите, представляющем из себя ферму длиной 30,5 м, на конце которой была установлена секция крыла с эжекторной системой.

1-ый полет СВВП Rockwell XFV-12A при взлете с разбегом был намечен на октябрь 1974 г., а 1-ый вертикальный взлет - на январь 1975г. Но трудности в испытаниях эжекторной системы и нехватка средств привели к тому, что сроки первого полета были перенесены поначалу на 1977 г., а потом на 1978 г. с рекламой его как нового типа палубного СВВП. Постройка первого СВВП Rockwell XFV-12A была завершена исключительно в августе 1977 г. Постройку второго СВВП предполагалось окончить в 1978 г., но в конце 1978 г. было принято решение 2-ой самолет не строить. 1-ый СВВП Rockwell XFV-12A начал проходить тесты на особом щите на привязи в 1978 г., в каких не было доказано расчетное повышение силы тяги ТРДД при помощи эжекторной системы, потому летные тесты его не стали проводить и скоро было решено закончить разработку СВВП Rockwell XFV-12A.

Самолёт Rockwell XFV-12A выполнен по схеме «утка» с одним ТРДД с эжекторной системой роста тяги мотора и трехопорным шасси. В конструкции применен ряд агрегатов серийных самолетов. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика применена от самолета A-4 «Скайхоук». Кабина герметизированная, имеет систему кондиционирования. Катапультное кресло «Эскапак» обеспечивает покидание самолета при посадке на палубу авианосца.

Крыло высокорасположенное, трапециевидной формы в плане. Центроплан крыла применен 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 измененный 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 делают 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, применено от самолета А-4 «Скайхоук». Носовая опора управляемая, имеет одно колесо, главные опоры тоже имеют по одному колесу. Все опоры имеют масляно-воздушные рессоры.

Подъемно-маршевый ТРДД Pratt & Whitney F401-PW-400 установлен в хвостовой части фюзеляжа. Воздухопоглотители боковые щелевого типа, управляемые, как на самолете F-4 «Фантом». За кабиной экипажа на высшей части фюзеляжа имеются створки для доп забора воздуха на вертикальных режимах. В сопле мотора имеется поворотный дефлектор, который при вертикальных режимах полета направляет струю газов от мотора в эжекторную систему, а в крейсерском полете - вспять. Масса сухого мотора 16$5 кг, удельный расход горючего 0,62 кг/кг-ч (на форсажном режиме - 2,45 кг/кг-ч). Длина мотора 4,85 м, поперечник - 1,28 м.

Эжекторная система. На крыле и оперении по всему размаху расположена эжекторная система роста подъемной силы, состоящая из 2-ух диффузорных и 1-го эжекторного закрылка на каждой консоли. Эжекторный закрылок находится меж диффузорными и отклоняется ввысь, а диффузорные закрылки отклоняются вниз. Во всех закрылках имеются внутренние каналы, в которые поступает поток жарких газов от ТРДД,. Из этих каналов газы через сопло вытекают наружу в щели меж закрылками. При всем этом над верхней поверхностью крыла и оперения создается область пониженного давления, куда подсасывается внешний воздух и эжектируется меж диффузорными закрылками вниз. В итоге создаваемая эжекторной системой крыла и оперения подъемная сила превосходит начальную тягу силовой установки (расчетный коэффициент роста тяги силовой установки 1,55).

Топливная система состоит из 2-ух фюзеляжных и крыльевых топливных баков общей емкостью 2760 л. Управление самолётом Rockwell XFV-12A на вертикальных режимах осуществляется за счет отличия на разные углы диффузорных закрылок на крыле и оперении. В крейсерском полете заделе диффузорные закрылки крыла играют роль элеронов, а задние закрылки на оперении - рулей высоты. Не считая того, диффузорные закрылки на крыле могут употребляться в качестве воздушных тормозов: фронтальные в данном случае отклоняются вниз на угол 25°, а задние - ввысь па угол 15°. Все органы управления имеют гидравлический привод. Гидравлическая система состоит из 2-ух независящих систем с рабочим давлением 210 кг/см2. Система создана для привода в действие шасси, эжекторных и диффузорных закрылок и поверхностей управления, также для управления воздухопоглотителями.

Электросистема состоит из стартер-генератора мощью 30 кВА; система работает на переменном токе (напряжение 115/200 Вг частота 400 Гц) и неизменном токе (напряжение 28 В). Система жизнеобеспечения поддерживает в кабине на огромных высотах давление, соответственное высоте 2440 м. Кислородная система состоит из баллона водянистого кислорода емкостью 5 л и системы подачи. Радиопередатчик Коллинз AV/ARC-159, навигационные системы VOR RN-242A компании «Бендикс» и DMEKN-65 компании «Кинг», оборудование для полета по устройствам.

Вооружение самолёта Rockwell XFV-12A. Под фюзеляжем и на концах крыла предполагалась подвеска до 4 УР класса «воздух-воздух» типа AIM-7 Sparrow либо AIM-9L Sidewinder либо УР класса «воздух-поверхность». Не считая того, под фюзеляжем может располагаться интегрированная пушка M61 Vulcan Gatling калибром 20 мм.

Свойства самолёта Rockwell XFV-12A Размеры: размах крыла 8,69 м длина самолета 13,39 м высота самолета 3,15 м площадь крыла 27,2 м2 Движок 1 ТР Pratt & Whitney F401-PW-400 тяга установочная 6380 кгс тяга при работе эжекторной системы (расчетная) 9880 кгс Массы и нагрузки: наибольшая взлетная: при вертикальном взлете 8885 кг при взлете с маленьким разбегом 11 000 кг пустого 6260 кг Летные данные: наибольшее число М 2,2-2,4 боевой радиус деяния 925 км

Источник: dogswar.ru