Экспериментальный самолёт Vertol VZ-2 (США)

В 1940-1950 годах Армия США проявляла активный энтузиазм к летательным аппаратам с вертикальным/укороченным взлетом и посадкой (V/STOL). Одной из компаний, с которыми в рамках этих поисковых работ были заключены договоры, стала компания "Boeing-Vertol", предложившая Vertol VZ-2 (Vertol Model 76; с 1960 года - Boeing-Vertol Model 76), ставший первым в мире летательным аппаратом, в каком была реализована концепция поворотного крыла (такие аппараты нередко называются винтокрылами). При использовании для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП) воздушных винтов с большой нагрузкой, у каких большая скорость отбрасываемого потока воздуха, поворот винтов более правильно производить вкупе с крылом, чтоб обойти утрат в тяге, возникающих при работе винтов над крылом.

Не считая того, в таком случае вся несущая система, состоящая из воздушных винтов, движков и системы коробки, агрессивно укреплена на поворотном крыле и представляет единый агрегат, а размещение крыла в потоке от винтов позволяет производить поворот крыла без опасности срыва потока на огромных углах атаки. В связи с огромным энтузиазмом к таким СВВП в NASA были проведены необъятные аэродинамические тесты. Были проведены продувки крыла с установленными на нем винтами и крыла и винтов раздельно в спектре углов атаки от 0 до 90°, показавшие, что, хотя при некоторых положениях во время переходного полета вероятен частичный срыв потока на крыле, но во всех положениях располагаемой мощи будет достаточно для выполнения перехода.

На основании результатов испытаний был разработан проект четырехвинтового самолета. Расчеты проявили, что для самолета с нагрузкой на крыло около 200 кг/м2 снабженного 4-мя винтами с нагрузкой на ометаемую площадь при вертикальном взлете 160 кгс/м2 и рассчитанного на крейсерскую скорость полета 600-640 км/ч располагаемой мощи будет достаточно для вертикального взлета. В NASA была построена летающая модель четырехвинтового самолета, которая испытывалась в свободном полете для исследования стойкости и маневренности при взлёте и посадке, также на режиме висения. Винты приводились во вращение электродвигателями. Управлялась модель самолета операторами с земли при помощи радио. Были проведены также тесты модели СВВП с поворотными крылом и шестью винтами.

Для оценки на практике особенностей СВВП с поворотными крылом и винтами вертолетной компанией «Vertol» был построен маленький экспериментальный СВВП Vertol VZ-2 по объединенному заказу транспортного корпуса армии и научно-исследовательского отдела флота США. СВВП Vertol VZ-2 являлся первым СВВП с поворотными крылом и винтами и не предназначался для заслуги огромных скоростей, потому он имел облегченную конструкцию и нехорошие аэродинамические формы. Главное предназначение самолета - испытание в полете системы поворота крыла; результаты испытаний были применены при проектировании и постройке более томных экспериментальных СВВП. Постройка СВВП Vertol VZ-2 была завершена сначала 1957 г. и он начал проходить наземные и летные тесты; 1-ый полет на режиме висения был совершен 13 апреля 1957 г., а 1-ый переход от режима висения к горизонтальному полету - 15 июля 1958 г. (летчик-испытатель Ла Вассар), летные тесты были завершены 23 сентября 1959 г. Позднее компанией «Boeing-Vertol» был разработай ряд проектов СВВП с поворотным крылом и винтами. Какой-то из них, Boeing-Vertol 147, являлся развитием СВВП Vertol VZ-2 с усовершенствованными обводами фюзеляжа и 2-мя ТВД па поворотном крыле; предполагалось, что он сумеет употребляться в качестве летного многоцелевого СВВП для ВВС и армии США. В другом проекте военно-транспортного СВВП для ВВС предполагалось использовать силовую установку из 4 ТВД на поворотном крыле. Все эти проекты остались нереализованными.

СВВП Vertol VZ-2 (фирменное обозначение Vertol Model 76) имеет очень ординарную конструкцию. По сборке он представляет моноплан с высокорасположенным крылом, одним ГТД и трехопорным шасси. Фюзеляж самолета фирменной конструкции, отчасти закрыт обшивкой. В носовой части фюзеляжа расположена кабина летчика со сферическим фонарем от вертолета Белл 47. Крыло прикреплено к фюзеляжу на шарнирах и под действием гидравлических силовых цилиндров может поворачиваться на 90°. Крыло имеет цельнометаллическую конструкцию. Форма крыла в плане прямоугольная. Профиль сечения крыла NACA 4415 с увеличенной кривизной носка. Относительное удлинение крыла К=5. Крыло снабжено закрылками и элеронами. Оперение Т-образное, со сравнимо огромным килем с рулем направления и управляемым стабилизатором. Профиль сечения стабилизатора NACA 0012.

Силовая установка. Сверху фюзеляжа установлен один ГТД Avco Lycoming YT53-L-1 мощью 825 л.с, который через систему коробки приводит во вращение два воздушных винта, установленных в гондолах на крыле, и два управляющих винта в хвостовом оперении. Сопло ГТД несколько отклонено вбок, чтоб вертикальное оперение находилось в стороне от потока газов. Воздушные винты поперечником 2,9 M трехлопастные, имеют лопасти прямоугольной формы в плане с геометрической круткой. Шасси неубирающееся, трехопорное, с хвостовой опорой.

Система управления. В кабине установлены обыденные вертолетные органы управления: ручка, рычаг «шаг-газ» и педали путного управления. Число устройств по сопоставлению со стандартным оборудованием вертолета Белл 47 увеличено. Управление поворотом крыла осуществляется летчиком при помощи специального рычажка, установленного на ручке управления. В горизонтальном полете самолет Vertol VZ-2 управляется при помощи обыденных аэродинамических рулей. Система управления выполнена таким образом, чтоб на всех режимах летчик управлял самолетом одними и теми же рычагами. При вертикальных режимах поперечное управление осуществляется дифференциальным конфигурацией тяги винтов; для продольного и путного управления употребляются два управляющих четырехлопастных винта поперечником 0,61 м, установленных в киле и стабилизаторе и приводимых во вращение при помощи механической коробки от ГТД.

Свойства самолёта Vertol VZ-2 Экипаж: один пилот Наибольшая скорость: 340 км/ч Дальность полёта: 210 км Практический потолок: 4200 м Размеры: размах крыла 7,3 м длина фюзеляжа 8,2 м площадь крыла 10,7 м2 Движки 1 ГТД Avco Lycoming YT53-L-1 взлетная мощность 825 л.с. Массы и нагрузки: взлетная масса 1600 кг масса пустого 1135 кг удельная нагрузка на крыло 150 кгс/м2 удельная нагрузка на ометаемую площадь 120 кгс/м2 удельная нагрузка па мощность 1,94 кгс/л.с.

Источник: dogswar.ru