Опытный военно-транспортный самолёт LTV XC-142 (США)

Военно-транспортный самолёт LTV XC-142 начал разрабатываться группой американских компаний «Hiller», «Ling-Temco-Vought» и «Ryan» по объединенному заказу армии, ВВС и флота США. Сначала 1961 г. проект самолёта LTV XC-142 был представлен на конкурс проектов фронтового вертикально взлетающего транспортного самолёта для вооруженных сил США, а в сентябре 1961 г. проект как фаворит конкурса был одобрен и принят для разработки и постройки. Самолёт LTV XC-142, выполненный по схеме с поворотным крылом и винтами, был разработан с учетом требований вооруженных сил к оперативной переброске войск, оборудования и снаряжения с десантных судов либо наземных аэродромов на неподготовленные площадки в сложных метеорологических критериях.

Самолёт LTV XC-142 предполагалось использовать также для выполнения поисковых и спасательных работ. Объединенными ТТТ предусматривались крейсерская скорость более 460 км/ч, тактический радиус деяния более 370 км, платная нагрузка выше 3600 кг, грузовая кабина (размерами 9x2x2,5 м3) с лючком в хвостовой части, возможность полета на малых высотах, способность висеть в течение 10 мин над местом предназначения. Повышенное внимание при разработке проекта уделялось достижению больших летных черт и улучшению наземного обслуживания самолета.

Военно-транспортный самолёт LTV XC-142 рассматривался как часть общей всеохватывающей системы для поддержки наземных войск. При его разработке было решено сначала учесть требования ВВС и армии; требования флота о способности базирования самолёта на авианосце и выдерживании определенных габаритных размеров конструкции сначало не учитывались. Управление объединенной программкой проектирования и постройки самолета было возложено на ВВС.

Программка разработки контролировалась специально сделанным объединенным управлением армии, флота и ВВС по проектированию вертикально взлетающих либо с малой длиной разбега и пробега самолётов. Цена общей программки разработки, предусматривавшей постройку и тесты 5 опытнейших самолётов LTV XC-142, оценивалась в 100 млн. долл. Ответственным производителем была назначена компания «Ling-Temco-Vought», которая в январе 1962 г. получила от МО США заказ на разработку и постройку 5 опытнейших самолетов. Компания «Ling-Temco-Vought» разрабатывала конструкцию планера, крыла и шасси самолета; компания «Hiller» занималась проектированием и созданием коробки, винтов и системы механизации крыла; фирме «Ryan» было доверено проектирование и изготовка хвостового оперения, гондол и установка движков.

При разработке LTV XC-142 был сделан ряд моделей для испытаний в аэродинамической трубе компании «Ling-Temco-Vought» (сечения рабочей части 2x3 м2 и 6,5x7 м2), где исследовались свойства стойкости и маневренности в горизонтальном полете и на переходном режиме и нрав обтекания с целью выявления хорошей конфигурации крыла и обводов хвостовой части фюзеляжа, определялось среднее число оборотов винтов. Были проведены тесты по исследованию управления самолетом на режиме висения и решению заморочек, связанных с воздействием близости земли. Были сделаны два тренажера с моделирующими и цифровыми устройствами для ознакомления летного состава с особенностями пилотирования LTV XC-142 и его оценки.

В 1962 г. был сделан натурный макет самолета, а в 1963 г. конторы приступили к постройке первых опытнейших LTV XC-142; в согласовании с программкой постройка всех 5 опытнейших самолётов должна была закончиться в течение 1963-1964 гг., но несколько задержалась. В июне 1964 г. была завершена сборка первого LTV XC-142, который предназначался для прочностных испытаний на особом щите, рассчитанных на 50 часов. 2-ой опытнейший СВВП LTV XC-142 предназначался для исследования переходных режимов. 1-ый полет состоялся 29 сентября 1964 г. Взлет и посадка совершались с обыденным разбегом и пробегом при угле поворота крыла 10°, самолет достигнул наибольшей скорости 280 км/ч па высоте до 3000 м в горизонтальном полете с выпущенным шасси. Самолет LTV XC-142 сделал также серию полетов с отчасти отклоненным крылом. Один полет производился при угле поворота крыла 40° и минимольной скорости полета 48 км/ч на высоте 3000 м. При угле поворота крыла 15° и мощи движков, составлявшей 60% номинальной, самолет взмывал с разбегом 150 м. 29 декабря 1964 г. самолет сделал 1-ый вертикальный взлет и полеты на режиме висения па высоте 15 м при взлетном весе 16 555 кг.

В январе 1965 г. 3-ий LTV XC-142 сделал 1-ый переход из вертикального режима полета в горизонтальный. Выполнение перехода от висения к горизонтальному полету происходило на участке длиной 1220 м. В течение 1965-1966 гг. другие два СВВП были переданы для оценочных испытаний армии, флоту и ВВС США. Полная программка испытаний 5 СВВП была рассчитана на 900 часов и включала демо полеты и оценочные тесты. Программкой предусматривалась оценка способностей СВВП для тактических операций по транспортировке личного состава и военной техники, поисковых и спасательных операций и при эксплуатации с авианосцев.

Обычное задание для самолета LTV XC-142 предусматривало перевозку 32 оснащенных десантников либо 3630 кг нагрузки на расстояние 370 км с крейсерской скоростью 460 км/ч и возвращение на базу с грузом 1815 кг без заправки топливом с той же крейсерской скоростью; при этом вертикальный взлет и посадка совершаются на неподготовленные аэродромы; предусматривался полет на режиме висения в течение 10 мин в пт предназначения; при выполнении оборотного рейса самолет должен совершать вертикальный взлет и посадку с одним неработающим движком; припас горючего на самолете 2625 кг. При взлете с разбегом нагрузка быть может увеличена до 5445 кг, при всем этом взлетная дистанция не должна превосходить 120 м при высоте препятствия 15 м. В перегоночном варианте с доп топливными баками при взлетном весе 21 085 кг самолет должен владеть дальностью 6100 км, при всем этом самолет должен совершать взлет с разбегом длиной 210 м и вертикальную посадку.

В феврале 1965 г. два СВВП LTV XC-142 в первый раз показывались на публике, выполняя вертикальные взлеты с переходом к горизонтальному полету. В следующих летных испытаниях произошли две трагедии СВВП LTV XC-142. 1-ая из них со вторым опытным СВВП произошла 31 марта 1965 г. из-за утраты путной стойкости и раскачивания на высоте 8-9 м при скорости 39 км/ч и угле поворота крыла на 45° и закрылок на 60°. Самолет сделал грубую посадку, от ударов о землю при раскачивании были повреждены концы крыла. Экипаж не пострадал. Трагедия была вызвана образованием области пониженного давления впереди и сзади элеронов из-за перетекания воздуха поблизости земли. До трагедии самолет налетал 23,5 ч. Самолет был отремонтирован, и тесты его возобновились. Было предложено отклонять закрылки на угол 90°.

Отремонтированный самолет 19 октября 1965 г. в 11-м полете вновь потерпел трагедию из-за самопроизвольного перехода на малый шаг последнего левого винта в секунду до касания земли при обыкновенной посадке. При пробеге самолет развернулся и свалился на левое крыло из-за разрушения шасси. Экипаж не пострадал. Самолет был очень разрушен, по потом восстановлен. Трагедия была вызвана утечкой в гидросистеме механизма привода шасси винта. Была отмечена также недостающая крепкость шасси, рассчитанного на наименьшую посадочную массу. К концу 1965 г. все 5 LTV XC-142 сделали 207 полетов, налетав 157 часов. Испытаниями LTV XC-142 заинтересовалось командование флота, предполагая использовать их с авианосцев. Было проведено 30 вертикальных взлетов и посадок па авианосец «Бенингтон».

В мае 1965 г. СВВП LTV XC-142 показывали взлет с укороченным разбегом с увеличенной нагрузкой, также сбрасывание грузов на режиме висения. В конце 1966 г. были проведены демо полеты представителями МО США, FAA и NASA с показом транспортировки грузов и проведения спасательных операций. Во время отработки техники спасения экипажей сбитых самолетов 10 мая 1966 г. произошла трагедия из-за утраты маневренности на режиме висения, самолет разбился и сгорел. Погибли все три члена экипажа.

К февралю 1966 г. все СВВП LTV XC-142 сделали 420 полетов общей длительностью 350 ч, в каких была достигнута наибольшая скорость 544 км/ч и высота 7260 м. В 1968 г. один СВВП LTV XC-142 был передан в NASA для оценочных испытаний. Последний из 5 опытнейших СВВП сделал 4 мая 1970 г. последний полет, перелетев на базу ВВС Райт-Патерсон, где был сдан в музей. К этому времени воздушные суда LTV XC-142 налетали более 600 часов, исчерпав расчетный срок службы. Повышение срока службы самолетов LTV XC-142 методом модификации конструкции было сочтено нецелесообразно и ассигнования на программку не были выделены. Компания «Линг-Темко-Воут» рассчитывала, что проект СВВП LTV XC-142 будет одобрен НАТО. В связи с этим рассматривалась возможность объединения ТТТ США с подобными ТТТ НАТО MBR.4. Вопил разработан проект противолодочного варианта самолета, вооруженного 2-мя торпедами Мк.46 для эксплуатации с авианосцев.

Самолёт LTV XC-142 представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, 4-мя ТВД и трехопорным шасси. Самолет спроектирован с внедрением опыта разработки экспериментального СВВП Hiller X-18. Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, с маленьким удлинением, имеет прямоугольное сечение со скругленными углами. Обшивка самолета слоистой конструкции сделана из листов алюминия, склеенных с бальзой. В носовой части фюзеляжа размещена двухместная кабина экипажа с большой площадью остекления. Кабина вооружена стандартным оборудованием. Сидения летчиков катапультные, делятся особенно широкой консолью с устройствами. Предвидено третье откидное сидение для командира экипажа либо командира десантной группы. Кабина вооружена двойным комплектом управления. Рычаги управления обыденного типа; дополнительно установлен рычаг управления общим шагом винтов для управления вертикальными передвижениями самолета на режиме висения с кнопкой управления поворотом крыла. Имеется указатель углов поворота крыла.

Грузовая кабина самолета LTV XC-142, примыкающая к кабине экипажа, спроектирована с учетом способности перевозки армейских тс, легких и средних артиллерийских установок и зенитных пусковых установок. По своим размерам - 9,1x2,3x2,1 м3 - кабина соответствует кабине армейского транспортного вертолета СН-47А «Чинук». В кабине могут поместиться 32 вооруженных десантника на откидных сиденьях вдоль бортов фюзеляжа, либо гаубица калибром 105 мм с тягачом грузоподъемностью 3/4 т, либо элементы зенитной установки «Хоук» общим весом 3600 кг. Для крепления груза в полу кабины предусмотрены особые швартовочные узлы. Санитарный вариант самолёта LTV XC-142 рассчитан на перевозку 24 покалеченых на носилках и 4 провождающих. Для облегчения погрузки дверь грузового лючка в хвостовой части фюзеляжа откидывается вниз, образуя рампу. С правого борта имеется доп дверь.

Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с маленький стреловидностью по фронтальной кромке, неразрезное, двухлонжеронной конструкции, имеет маленькое отрицательное поперечное V и относительное удлинение 8,6. Технологически крыло состоит из 3-х частей: центроплана кессонной конструкции с неизменным сечением в границах фюзеляжа и 2-ух консолей. Крыло крепится к фюзеляжу на 4 шарнирах. Оперение цельнометаллическое, однокилевое, обыкновенной конструкции, с рулем направления. Вертикальное оперение отличается большенными размерами. Конструктивно киль и руль направления состоят из 2-ух частей. Предусмотрена возможность складывания вертикального оперения во время стоянки; при всем этом высшая часть оперения откидывается вниз. Нижняя часть киля, выполненная заодно с фюзеляжем, перебегает в вынесенную вспять хвостовую опору. На киль установлен управляемый горизонтальный неразрезной стабилизатор размахом 8,13 м трапециевидной формы в плане. Для улучшения продольной стойкости самолета повышение угла поворота крыла сопровождается одновременным отклонением стабилизатора. Все главные управляющие поверхности на самолете имеют дублированные гидравлические приводы.

На хвостовой опоре размещается в горизонтальной плоскости трехлопастный управляющий винт изменяемого шага для продольного управления самолетом на режиме висения и переходных режимах. Хвостовая опора с винтом может складываться на лево, чтоб предохранить конструкцию от повреждений во время погрузочно-разгрузочных работ. Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовой опорой. Все опоры шасси снабжены сдвоенными колесами с пневматиками низкого давления. Носовая опора убирается, отклоняясь вперед. Колеса основных опор шасси убираются в фюзеляж и запираются обтекателями. База шасси 6.6 м, колея 5,4 м.

Силовая установка состоит из 4 ТВД General Electric T64-GE-1 взлетной мощью по 2850 л.с., отличающихся малой удельной массой 0,114 кг/л.с. Движки установлены в гондолах под крылом, воздухопоглотители снабжены фильтрами. ТВД обеспечивают привод 4 воздушных винтов и хвостового винта. В горизонтальном полете ТВД обеспечивают огромную сверхизбыточную мощность, потому для привода винтов употребляются только два мотора, на вертикальных режимах полета должны работать все четыре ТВД. Имеется вспомогательная силовая установка, размещенная в обтекателе правой главной стойки шасси. Горючее содержится в 2-ух топливных баках, впереди и за крылом, расходным является задний бак. Предусматривалась установка доп бака в фюзеляже.

Воздушные винты изменяемого шага, четырехлопастные, конструкции компании «Hamilton Standard». Поперечник винтов 4,72 м. Лопасти имеют симметричный профиль; сделаны из стеклопластика со железным лонжероном способом клейки. Лопасти управляющего винта аналогичной конструкции. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла потоком от винтов левая пара винтов крутится но часовой стрелке в направлении полета, а правая пара - против часовой стрелки.

Система коробки, включающая соединительные валы, редукторы и муфты сцепления, соединяет все четыре мотора с воздушными винтами и хвостовым винтом. Каждый воздушный винт имеет привод от отдельного мотора, но они все связаны меж собой общим синхронизирующим валом, проходящим в носке крыла и обеспечивающим равномерное рассредотачивание мощи меж винтами; автоматическое отключение мотора при выходе из строя производится при помощи муфты свободного хода. Два редуктора средних движков дополнительно снабжены муфтами сцепления, при помощи которых летчик может отсоединить эти движки в крейсерском полете, когда имеется лишная мощность, либо в аварийном случае. При выключении этих движков винты инсталлируются во флюгерное положение.

Управление самолётом LTV XC-142 в горизонтальном полете аналогично управлению обыденным самолетом и осуществляется при помощи аэродинамических рулей, управляющий винт застопорен. При переходе из горизонтального на вертикальный режим полета продольное управление переключается от стабилизатора на управляющий винт, поперечное управление - от элеронов на систему дифференциального управления общим шагом винтов и элеронами, находящимися я потоке от винтов. Для обеспечения плавности перехода рабочие спектры систем управления на вертикальных и горизонтальных режимах полета перекрываются. Связь органов управления в кабине летчика с поверхностями управления при изменении угла отличия крыла осуществляется автоматом при помощи механического интегрирующего устройства.

Дублированная стабилизирующая система обеспечивает стабилизацию самолёта по наклону, рысканью и тангажу, также по высоте во время полета по устройствам; на режиме висения и на переходных режимах система обеспечивает стабилизацию продольного и поперечного положения самолета и стабилизацию по угловой скорости тангажа и наклона, также демпфирование рысканья и конфигураций высоты. Гидравлическая система самолета состоит из 5 автономных систем, которые употребляются для пуска движков, в системе бустерного управления, в системе стабилизации, также для привода целого ряда агрегатов и в качестве аварийной системы. Системы питания гидроусилителей дублируют друг дружку. Гидравлические приводы употребляются для выпуска и убирания шасси, в системе механизации крыла, в механизмах складывания крыла и хвостового оперения.

Набор электрического оборудования самолёта LTV XC-142 включает генератор переменного тока с неизменной частотой и генератор переменного тока с переменной частотой (последний употребляется для питания противообледенительной системы винтомоторной группы). Имеется доп генератор переменного тока с неизменной частотой с приводом от вспомогательной силовой установки, который употребляется для наземной проверки агрегатов либо подмены в полете главных генераторов в случае их отказа. В аварийных критериях этот генератор должен обеспечивать подогрев фронтального стекла кабины экипажа.

Свойства самолёта LTV XC-142 Размеры: размах крыла 20,6 м длина самолета 17,78 м высота самолета 7,95 м площадь крыла 49x65 м2 Движки 4 ТВД General Electric T64-GE-1 взлетная мощность 4x2850 л.с. Массы и нагрузки: обычная взлетная при вертикальном взлете 17 000 кг наибольшая при взлете с разбегом 60 м 21 090 кг пустого самолета 10 250 кг горючего 2625 кг обычная платная нагрузка 3630 кг наибольшая платная нагрузка 5445 кг удельная нагрузка на крыло 342 кгс/м2 на ометаемую площадь 243 кгс/м2 Летные данные (расчетные): наибольшая скорость у земли 658 км/ч на высоте 6100 м 693 км/ч на высоте 6100 м 407 км/ч статический потолок 1830 м практический потолок 7620 м наибольшая скороподъемность у земли 34,5 м/с радиус деяния при вертикальном взлете 370 км перегоночная дальность 6100 км

Источник: dogswar.ru