Экспериментальный вертолёт Sikorsky S-69 (XH-59A) (США)

Посреди 60-х годов появилась мысль несущей системы, популярная на Западе как ABC (Advancing Blade Concept - Концепция опережающей лопасти). Одним из недочетов обычного вертолета является срыв потока на отступающей лопасти, появляющийся на огромных скоростях. Эта самая причина является основной, ограничивающей скорость полета. Мысль ABC предполагает управление углом установки лопасти, при котором подъемная сила появляется лишь на передвигающихся против потока лопастях. Для устранения возникающего при всем этом опрокидывающего момента подразумевается установка соосной системы, состоящей из 2-ух винтов, крутящихся в обратные стороны. Компания Сикорского начала работы над этой концепцией в 1965 году. В 1972 году удалось уверить управление армии США выделить 9,9 млн.баксов на разработку и постройку экспериментального вертолета ABC, получившего обозначение XH-59A. По собственной схеме вертолет Sikorsky S-69 (XH-59A) отличается от сделанных ранее компанией Сикорского, которая никогда не выпускала соосные вертолеты. Лопасти верхнего и нижнего несущего винта смещены по фазе на 60% обеспечивая прохождение суммарной тяги через ось вращения. Крепление лопастей - жесткое, исключающее маховое движение на огромных скоростях. Отсутствуют горизонтальные и вертикальные шарниры, ограничители свеса лопастей и демпферы. Изменение углов установки лопастей несущего винта в границах 0-70" обеспечивается 2-мя автоматами перекоса. Верхний и нижний несущие винты не взаимозаменяемы из-за различной крутки лопастей. Во время полета расстояние меж концами НВ 0,60 м слева и 1,2 м справа. Стабилизатор имеет рули высоты. Вертикальные кили закреплены на концах стабилизатора и имеют рули направления. К 1960-м годам Сикорский считал, что разработка продвинулась до таковой степени, что стало вероятным практическое применение этой концепции. Были готовы конструкции ротора, системы привода и органов управления, также исследованы подготовительные проекты летательного аппарата. В то время усилия были ориентированы на разработку концепции, но без определенной цели. Стало разумеется, что наибольшей неувязкой будет конструкция лопастей ротора. Лопасти несущих винтов производства Sikorsky в то время имели лонжероны, сделанные из экструдированного алюминия неизменного сечения. Компания ABC добивалась, чтоб лонжерон был коническим как по поперечнику, так и по толщине стены, чтоб выдерживать высочайшие изгибающие моменты, возникающие при перемещении подъемной силы ротора за осевую линию ротора. Также требовался титан, а не алюминий, чтоб получить крепкость и модуль, нужные для практической конструкции лопасти. После ряда неудачных запусков в течение последующих 4 лет был разработан производственный способ, в каком использовалась 17-футовая экструзия титана 6AL-4V, которая подвергалась механической обработке как снутри, так и снаружи для получения конического поперечника и толщины стены. Потом лонжеронным трубам присваивали эллиптическую форму методом скручивания в глиняних штампах для жаркого формования. Это оказалось удачным, хотя это был накладный и трудозатратный процесс, цена которого была бы безмерно высока, если б ABC был конкурентоспособным для производственного проекта. Испытательный ротор поперечником 40 футов был сделан в 1970 году и испытан в аэродинамической трубе NASA Ames размером 40x80 футов. Это подтвердило главную концепцию многообещающего винта и привело в 1972 году к договору с армией США на проектирование, изготовка и летные тесты вертолета-демонстратора ABC, получившего обозначение XH-59A. Сделано два аппарата. 1-ые тесты в июле 1973 года подтвердили принципную возможность реализации концепции ABC. Но, через месяц вертолет на малой скорости на летном поле, растерял продольное управление и свалился с высоты 9 м, и разбился. Команда разработчиков никогда ранее не имела дела с таковой жесткой роторной системой. Было много опасений по поводу очень высочайшей управляющей мощи, которую мог развивать ротор. В итоге система управления была разработана с очень низким коэффициентом усиления, чтоб элементы управления не были очень чувствительными. В исходных тестах зависания это, похоже, сработало. Но, когда пилоты выходили из режима зависания, чтоб перейти к прямому полету, самолет имел тенденцию подымать нос. Пилот вводил все в большей и большей степени циклов вперед, чтоб противодействовать этому, пока ручка не оказалась на фронтальной остановке, а вертолет все еще не двигался ввысь. Пилот уменьшил коллектив, чтоб возвратить его на землю. Хвост первым коснулся земли, и вертолет перевернулся, пока лопасти не задели земли, роторная система была разрушена. Оба пилота не пострадали. Это откинуло программку более чем на год, пока причина трагедии не была установлена. Был изготовлен вывод, что коэффициент усиления системы управления был очень низким, чтоб окутать все режимы полета. Вертолет №1 был реконструирован для испытаний в аэродинамической трубе, но не возвращен в состояние применимое для полета. Летные тесты второго вертолета возобновились в ноябре 1974 года. В 1981 году была проведена широкая программка летных испытаний длительностью около 170 летных часов. В течение этого периода ВМС, ВВС и НАСА присоединились к армии для оказания денежной поддержки. С июля 1975 года по март 1977 года конфигурация вертолета проходила тесты. Спектр испытаний был расширен до горизонтального полета со скоростью 156 узлов, скоростью пикирования до 186 узлов и высотой до 14 000 футов. Полеты на вспомогательных силовых установках производились с апреля 1978 г. по январь 1981 г. Была установлена доп силовая установка (2 мотора ТРД J 60-Р-2, 1014,5 кВт х 2) для заслуги скорости порядка 500 км/ч. Во время испытаний был получен КПД несущего винта равный 0,76. Для сопоставления, КПД обыденного винта порядка 0,75. Шум от винтов на 15 дБ меньше, чем у Bell AH-1, потому что отсутствует хвостовой винт. Вертолет XH-59A выполнил фактически все поставленные перед ним технические задачки. Была достигнута наибольшая скорость горизонтального полета 240 узлов, что сделало этот вертолет первым винтокрылым аппаратом, достигшим этой скорости без использования вспомогательного крыла, что подтвердило главную концепцию передвигающихся лопастей. Стабильность и маневренность оказались на высоте. Весь режим полета был выполнен без какого-нибудь оборудования для искусственной стабилизации. Экспериментальный вертолёт Sikorsky S-69 (XH-59A) был вертолетом с эксклюзивной конструкцией, сделанный только как испытательный аппарат для роторной системы с продвинутой концепцией лопастей. Ротор поперечником 40 футов, который был испытан в аэродинамической трубе в 1970 году, был рассчитан на полную массу 14 500 фунтов и скорость 230 узлов, что в то время числилось размером с широким спектром способностей для выполнения полетов. В 1972 году, когда была начата разработка XH-59A, Сикорский заинтересовался воздушной бронированной разведывательной машиной, либо AARV, которая была наименьшего размера (этот вертолет имел обозначение - Sikorsky S-73). Потому поперечник ротора был уменьшен до 36 футов. Конструкция лопастей была подобна конструкции ротора в аэродинамической трубе. Петли в конструкции не было. Изменение шага выполнялось при помощи обыденных подшипников качения. Лезвия были с конусом 3º. Меж 2-мя роторами было расстояние 30 дюймов. Планер имел круглое поперечное сечение, рассчитанное на экипаж из 2-ух человек при расположении плечо о плечо, и с маленькой кабиной для экспериментального испытательного оборудования. Для понижения цены, система привода ротора и вспомогательная силовая установка не были объединены. Для привода роторов использовались два мотора P&WA PT-6. В качестве вспомогательной силовой установки использовались два мотора J-60 и их североамериканские гондолы Saberliner (которые ранее использовались на экспериментальном составном вертолете Sikorsky S-61F). В коробки использовалась обычная составная планетарная передача, обеспечивающая два выходных вала встречного вращения и высочайшее передаточное число. Одна из заморочек соосности несущего винта заключалась в том, как обеспечить контроль рыскания самолета. С роторами, вращающимися в обратных направлениях, не требовалось хвостового винта для реакции на вращающий момент ротора. Управление рысканием могло быть просто достигнуто за счет использования дифференциального общего шага на 2-ух роторах для сотворения момента рыскания на фюзеляже. В прошедшем это удачно применялось на большинстве вертолетов соосной схемы. Неувязка заключалась в том, что при малой подъемной силе либо при отсутствии подъемной силы ротора результирующий момент рыскания отсутствовал. Ужаснее того, при авторотации управление рысканием меняло направление. Одной из эксклюзивных особенностей коробки Sikorsky S-69 (XH-59A) была способность создавать дифференциальные обороты ротора, которые обеспечивали моменты рыскания, которые не изменялись при авторотации. Невзирая на то, что эта функция была спроектирована для коробки, во время программки летных испытаний она не потребовалась. Управление рысканием достигалось за счет использования дифференциального общего шага в режиме висения, которое прекращалось на скоростях от 40 до 80 узлов, а управление по рысканию обеспечивалось рулями направления. H-образное хвостовое оперение с рулями направления использовалось для более действенного вывода вертикального оперения наружу. Вертолет был разработан для полетов с установленной вспомогательной двигательной установкой J-60 либо без нее. По мере развития конструкции вес вертолета увеличивался до таковой степени, что он не мог зависать с установленными J-60, потому тесты в режиме вспомогательной силовой установки добивались разбега со взлетной полосы. Sikorsky S-69 (XH-59A) показал хорошую маневренность. Благодаря жестким роторам, отсутствию управляющего винта и использованию отдельной вспомогательной двигательной установки, органы управления были практически идеально ортогональными. Каждый управляющий вход обеспечивал хотимый управляющий отклик с маленьким сторонним откликом на других осях. Армия США окончила свое официальное роль в программке в мае 1981 года оперативной оценкой вертолета XH-59A, в инструкции к заключительному отчету армии резюмируются последующие выводы: «Характеристики управления полетом NOE проявили, что XH-59A способен делать сложные, требовательные маневры, требуемые тактической средой NOE. Контурные летные свойства проявили, что XH-59A способен пересекать местность на высочайшей скорости (215 узлов) в контурном полете, что уменьшает время реакции на цели и оборону противника. Концепция Advancing Blade показала хороший потенциал для внедрения в тактических армейских вертолетах. Продемонстрированная маневренность, стабильность и завышенная скорость предоставят тактическим летным экипажам доп способности биться и побеждать на нынешнем поле боя». Команда поставила самолету наивысшую оценку за свойства маневренности при зависании вовне земли (HOGE). В скоростном полете «… XH-59A управлялся как вертолет с недвижным крылом». К 1981 году программка разработки XH-59A была завершена. Практика сотворения вертолета Sikorsky S-69 (XH-59A) обосновала, что концепция ABC позволяет расширить спектр скоростей полета вертолета. Но, сравнимо большая масса вертолета, огромные нагрузки на втулке несущего винта привели к тому, что Sikorsky S-69 (XH-59A) остался экспериментальным вертолетом, а его принципы пока не реализованы в серийных машинах. Проект Sikorsky S-69 (XH-59A) был последним, в каком принял роль основоположник компании И.И.Сикорский. 26 октября 1972 года он скончался. Один экземпляр Sikorsky S-69 (XH-59A) в текущее время хранится в Музее авиации армии США в Ft. Rucker, Alabama. Технические свойства Sikorsky S-69 (XH-59A) Экипаж: 2 Длина: 12,42 м Высота: 4,01 м Полная масса: 5670 кг Наибольший взлетный вес: - 4990 кг с турбореактивными движками - 4082 кг без турбореактивных движков Силовая установка: 1 турбовальный движок Pratt & Whitney Canada PT6T-3 Turbo Twin Pac , 1825 л.с. (1361 кВт) либо 1500 л.с. (1119 кВт) Силовая установка: 2 турбореактивных мотора Pratt & Whitney J60-P-3A с тягой 3000 фунтов-силы (13 кН) каждый Поперечник несущего винта: 2 х 310,97 м Площадь несущего винта: 189,2 м2 Наибольшая скорость: - 487 км/ч с турбореактивными движками - 289 км/ч без турбореактивных движков Крейсерская скорость: 202 км/ч Практический потолок: - 7600 м с турбореактивными движками - 4572 м без турбореактивных движков Скорость подъема: 6,1 м/с на скорости 259 км/ч

Источник: dogswar.ru