Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird (США)

Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird разрабатывался компанией «Lockheed» в согласовании с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. компания «Lockheed» представила проект самолета Lockheed 330 «Hummingbird», разработанный как единая система электрического оборудования и планера, в какой вертикальная сила тяги создается при помощи реактивных эжекторов. В марте 1960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и лётные тесты 2-ух экспериментальных самолетов Lockheed VZ-10. Целью исследовательских работ являлось определение черт и многообещающих способностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в предстоящем экспериментальный СВВП Lockheed VZ-10 станет основой для сотворения серийного самолета.

В процессе разработки программки самолёта «Hummingbird» был сделан ряд масштабных моделей с эжекторной установкой, которые еще в 1959 г. испытывались в аэродинамической трубе. Тесты подтвердили главные расчетные данные, после этого был построен экспериментальный летающий щит с 2-мя ТРД Фэрчайлд J44 со статической тягой по 450 кг, которые с эжекторной системой развивали общую тягу И 80 кг; щит был оснащен системой струйного управления, в какой сжатый воздух к соплам подавался с земли по шлангам. После подмены движков на более массивные ТРД Континентал J69 были проведены тесты всей системы с подачей сжатого воздуха от компрессоров ТРД. Летающий щит удачно проходил тесты в течение 2-ух лет. Компания должна была окончить постройку обоих самолетов и провести их летные тесты в 1962-1963 гг.

В июле 1961 г. компания 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. 1-ый обыденный взлет с разбегом был совершен 7 июля 1962 г., а 1-ый полет на режиме висения 30 ноября 1962 г. (летчик-испытатель Глен Грей).

Армия США вместе с компанией «Lockheed» подразумевала провести серию испытаний с целью исследования летных свойств, конструкции и маневренности СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird, также способности внедрения эжекторной системы для высокоскоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть сотворен на базе самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird. Главными неувязками разработки самолета Lockheed XV-4 Hummingbird являлась доводка эжекторной системы, требовавшая совершенствования конфигурации каналов и щелей, также программирования управления затворками на режиме перехода.

Программка летных испытаний длилась удачно 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 утрата маневренности из-за разрушения 1-го из трубопроводов струйного управления тангажом. Самолет был разрушен, летчик умер. Разработка была приостановлена, было предложено видоизменять 2-ой самолет.

Тесты проявили, что эжекторная система, отличаясь большой сложностью конструкции, обеспечивала повышение тяги установленных ТРД не на 40%, как ожидалось по расчетам, а лишь на 25%. Была предпринята значимая модернизация эжекторной системы и ее тесты на втором самолёте. Но результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, потому было принято решение отрешиться от использования эжекторной системы и начать разработку новейшей модификации Lockheed XV-4 Hummingbird с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая цена работ по программке Lockheed XV-4 Hummingbird составила 54 млн. долл.

СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird представляет собой моноплан с 2-мя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В фронтальной части фюзеляжа размещена 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 2-ух ТРД Pratt & Whitney JT12A с взлетной тягой по 1495 кгс, установленных в гондолах в корневой части крыла. В горизонтальном полете выхлопные газы движков вытекают через сопла в хвостовой части гондолы, создавая тягу. При вертикальном взлете, посадке либо висении поток газов при помощи поворотных заслонок направляется через недлинные изогнутые каналы в центральный воздушный канал эжекторной системы в высшей части фюзеляжа, разбитой продольной перегородкой.

Из него поток распределяется по поперечным каналам с щелевыми соплами на конце. Каждый движок связан с определенной группой сопел с каждой стороны (через одно) во избежание нарушения балансировки при выходе из строя 1-го из движков. Сопла сообщаются со смесительными эжекторными камерами, которые запираются 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 огромную массу воздуха и, смешиваясь с ним, вытекают вниз через направляющие решетки и щели в нижней части фюзеляжа.

Припас горючего располагается в 3-х топливных баках емкостью 985 л, расположенных под центральным воздушным каналом. Система регулирования подачи горючего для обеспечения подходящей 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 конфигурацией тяги сопел, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа, а поперечное - дифференциальным конфигурацией тяги сопел, имеющихся на концах крыла; путное управление осуществляется поворотом сопел продольного управления, которые обычно ориентированы вниз. На взлетном режиме наибольшая сила тяги сопел продольного управления добивается - 125 кг. Подаваемый в сопла сжатый воздух отбирается от компрессоров ТРД.

Отмечалась отменная маневренность Lockheed XV-4 Hummingbird на режиме висения: продуктивность продольного и поперечного управления превосходила требования к вертолетам MIL Н-8501. Путное управление обладало наименьшей продуктивностью. Вертикальный взлет производится последующим образом. При стоянке самолета на земле сопла эжекторов наклонены вспять под углом 12°, потому летчик выдвигает двухпозиционную стойку носовой опоры шасси, при всем этом продольный наклон фюзеляжа самолета возрастает на 12°, а эжекторы занимают вертикальное положение. Самолет взмывает вертикально, когда тяга, создаваемая эжекторами, превосходит его вес.

Для перехода в горизонтальный полет продольный наклон самолета меняется на пикирование, при всем этом появляется горизонтальная составляющая тяги эжекторов. При скорости полета около 150 км/ч один из движков переключается на создание горизонтальной тяги; летчик наращивает угол продольного наклона самолета на кабрирование, чтоб прирастить угол атаки крыла и обеспечить создание крылом подъемной силы, которая при скорости полета 200-210 км/ч на сто процентов уравновешивает вес самолета. После чего 2-ой движок также переключается на создание горизонтальной тяги либо отключается (для полета с крейсерской скоростью). Створки эжекторной системы запираются, и процесс перехода в горизонтальный полет считается законченным.

Переход из горизонтального режима полета к вертикальному понижению на посадку осуществляется методом направления потока газов ТРД вниз через эжекторы на режиме малого газа. С уменьшением горизонтальной скорости тяга ТРД возрастает, и вытекающие из них газы направляются в эжекторную систему. Для сокращения времени перехода при скорости полета меньше 110 км/ч угол атаки крыла быть может увеличен выше критичного. При уменьшении горизонтальной скорости до нуля продольный наклон уменьшается, и самолет совершает вертикальную посадку. На высоте 6 м ощущалось воздействие «воздушной подушки», которое росло 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 воздушные суда 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 местности, не находясь конкретно над ней. Особые сенсоры должны определять радиоактивность воздуха.

Свойства самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird Размеры: размах крыла 7,8 м длина 9,95 м площадь крыла 9,7 м Движки 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): наибольшая скорость 1065 км/ч крейсерская скорость 835 км/ч практический потолок 12 200 м радиус деяния на высоте 12 км с контейнером с разведывательным оборудованием массой 272 кг 630 км перегоночная дальность 960 км