Белл XV-15

С началом военных действий во Вьетнаме, в которых была продемонстрирована высокая эффективность вертолетов, ограничивавшаяся недостаточной их скоростью, армия США стала проявлять повышенный интерес к преобразуемым скоростным винтокрылым аппаратам с поворотными винтами. В 1965 г. были разработаны требования армии к транспортному СВВП с поворотными винтами с взлетной массой 13 т, однако в 1968 г. из-за недостатка средств для создания такого СВВП было решено сперва разработать демонстрационный СВВП с меньшей в три раза взлетной массой 4,5 т.

Осенью 1972 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» получили от армии США и NASA контракты по 0,5 млн. долл. на конкурсные исследования экспериментального СВВП с новоротными винтами. В апреле 1973 г. для проведения дальнейших исследований была выбрана фирма «Белл», представившая проект СВВП «Модель 301» и получившая контракт стоимостью 26 млн. долл. от армии и NASA на постройку и летные испытания двух экспериментальных СВВП под обозначением XV-15; руководство их разработкой осуществлял ведущий конструктор Кеннет Вернике.

Постройка первого экспериментального СВВП XV-15 началась в середине 1974 г., в изготовлении фюзеляжа и оперения приняла участие фирма «Рокуэлл». Постройка СВВП была завершена в мае 1976 г., в октябре 1976 г. на нем были установлены поворотные винты.

Летные испытания первого СВВП на режиме висения начались 3 мая 1977 г. После проведения 50-часовых заводских испытаний самолет был доставлен в НИЦ им. Эймса NASA для испытаний в аэродинамической трубе. В начале 1977 г. была завершена постройка второго СВВП XV-15, который до начала летных испытаний прошел также испытания в аэродинамической трубе НИЦ им. Эймса. В натурной аэродинамической трубе исследовались все режимы полета (до скорости 335 км/ч), определялись летные и динамические характеристики, оценивались устойчивость и управляемость. Результаты испытаний были использованы при подготовке к летным испытаниям второго СВВП XV-15. Серьезные проблемы возникли с вибрациями и устойчивостью системы «винт-пилон-крыло», что потребовало изменения конструкции.

Переход СВВП Белл XV-15 от вертикального взлета к горизонтальному полету

Первый полет второго экспериментального СВВП XV-15 состоялся 23 апреля 1979 г. на режиме висения, а 24 июля 1979 г. был совершен первый полет по полному профилю (летчик-испытатель Рон Эрхард); в горизонтальном полете была достигнута скорость 300 км/ч. В апреле 1980 г. была достигнута скорость 486 км/ч на высоте 2530 м, а в июне 1980 г. - максимальная скорость 557 км/ч на высоте 4880 м, значительно превосходившая рекорды скорости вертолетов, но не зарегистрированная в качестве мирового рекорда. На вертолетном режиме самолет летал вбок со скоростью 46 км/ч и назад 18 км/ч. Выполнялись горки с перегрузкой 2д и полеты с креном 60°. Имитировались посадки на режиме самовращения винтов при скорости снижения 15,7 м/с; такую посадку можно выполнять с винтами, повернутыми па 60°. На СВВП XV-15 летали летчики армии и корпуса морской пехоты.

В 1981 г. СВВП XV-15 успешно демонстрировался на авиакосмическом салоне в Париже, а с 1982 г. оба самолета XV-15 использовались в летных испытаниях в рамках программы JVX. Этой программой предусматривалась разработка многоцелевого СВВП V-22 для армии, ВВС, ВМС и корпуса морской пехоты США, способного выполнять широкой круг задач: перевозку грузов и десантников, разведку, ПЛО, РЭБ, поиск и спасение, непосредственную поддержку войск, борьбу с вертолетами и самолетами противника. В 1983 г. фирма «Белл» приступила к испытаниям СВВП XV-15 на борту десантного вертолетоносца LPH-10 «Триполи», во время которых были выполнены 54 вертикальных взлета и посадки, взлеты с коротким разбегом, а также проводились испытания по подъему грузов, поиску и спасению с воды, заправка топливом в полете, полеты в режиме следования рельефу местности. Демонстрировалась возможность использования СВВП для перевозки пассажиров с крыши зданий, СВВП совершал посадку на площадку перед зданием сената.

К 1992 г. самолеты XV-15 налетали более 600 ч., в 1990 г. на СВВП XV-15 была достигнута высота 3000 м за 4 мин 29 с я высота 6879 м с грузом 453 кг, которые представлялись как мировые рекорды, но не были зарегистрированы. Позже, 20 августа 1992 г., во время демонстрационного полета второй СВВП XV-15 потерпел аварию на режиме висения па высоте 12 м, перевернулся и упал, летчики смогли покинуть самолет через аварийный люк. Первый СВВП XV-15 после завершения летных испытаний был передан в NASA, где использовался в качестве тренажера для летчиков СВВП V-22.

Демонстрация посадки СВВП XV-15 на палубу вертолетоносца

СВВП выполнен но схеме моноплана с высокорасположенным крылом, двумя ГТД с поворотными винтами на концах крыла, двухкилевым оперением и трехопориым шасси.

фюзеляж типа «полумонокок», изготовлен из алюминиевых сплавов. В негерметизированной кабине экипажа летчики сидят рядом; используются катапультные кресла «Рокуэлл» LW-3B. С правого борта имеется дверь размером 1,37x0,81 м. Из кабины экипажа есть дверь в грузовую кабину, в которой, кроме испытательного оборудования, возможно размещение грузов или 9 пассажиров. Размеры кабины: длина 4,5 м, ширина 1,5 м, высота 1,5 м, площадь пола 5,4 м2, объем кабины 8,5 м3.

Крыло прямое, высокорасположенное, неразрезное, имеет постоянную хорду 1,56 м. Относительное удлинение 6,12. Для предотвращения ударов лопастями на самолетном режиме имеет угол обратной стреловидности 6°30. Угол поперечного V=2°r угол установки 3 . В конструкции крыла используется усовершенствованный профиль NACA 64А-223. Панели обшивки слоистой сотовой конструкции, толщиной 19 мм. Механизация крыла состоит из односекционных закрылок и элеронов-закрылок. Закрылки могут отклоняться на углы 20°, 40° и 75°, а элероны-закрылки - на 47°. При полете на режиме висения за счет максимального отклонения закрылок потери тяги винтов уменьшаются на 6%.

Поворотные винты трехлопастные. Лопасти изготовлены из нержавеющей стали и крепятся ко втулке из титанового сплава с помощью торсионов и осевых шарниров. Крепление втулки к валу двигателя полужесткое, с помощью эластомерного шарнира, допускающего отклонение плоскости вращения винта на 12° на вертолетном режиме полета. Винты не имеют тормозов, складывание лопастей не предусмотрено. Лопасти имеют постоянную хорду 0,355 м, относительная толщина лопасти у комля 28%, на конце - 8%, крутка лопасти 35°, угол конусности лопастей 2,5°, коэффициент заполнения винта 0,089.

Демонстрация эксплуатации СВВП XV-15C вертолетной площадки на крыше здания

Окружная скорость концов лопастей на вертолетном режиме 225 м/с, на самолетном - 183 м/с. Масса лопасти 54,5 кг. Позже, в 1982 г., NASA и фирма «Белл» по контракту стоимостью 12,8 млн. долл. разработали и изготовили новые винты с лопастями из композиционных материалов на основе волокон графита. Лопасти имели крутку, увеличенную до 43°, корневую хорду 0,507 м и концевую 0,127 м. С новыми лопастями предполагалось увеличение статического потолка до 3050 м, максимальной взлетной массы до 6800 кг и скорости до 600 км/ч.

Оперение двухкилевое, цельнометаллическое. Размах стабилизатора 3,91 м. Вертикальные кили имеют рули направления, стабилизатор - рули высоты. Угол установки стабилизатора может меняться.

Схема СВВП XV-15

Шасси трехопорное, от канадского СВВП Канадэр CL-84. Все опоры имеют спаренные колеса. Передняя опора убирается назад, основные - вперед в обтекатели по бокам фюзеляжа. Шасси рассчитано на вертикальную скорость снижения 3,05 м/с. База шасси 4,8 м, колея 2,64 м.

Силовая установка. Турбовальные двигатели Лайкоминг LTC1K-4K с передним выводом вала установлены в гондолах на концах крыла. Двигатель LTC1K-4K является модификацией вертолетного ГТД Лайкоминг T-53-L-13 и рассчитан на работу при различных углах поворота гондолы.. ГТД имеет осецентробежный компрессор, кольцевую противоточную камеру сгорания, осевую турбину компрессора и одноступенчатую силовую турбину. Масса сухого двигателя 234 кг (без сопловой трубы), длина двигателя 1,21 м, максимальный диаметр 0,58 м. Удельный расход топлива 0,234 кг/л. с.-ч. Воздухозаборники ГТД снабжены противообледенительной системой.

Кабина и оборудование СВВП XV-15

Топливная система. Топливо расположено в двух крыльях баках-отсеках общей вместимостью 870 л. Масса масла 62 кг. Трансмиссия имеет два промежуточных и два основных редуктора (по одному для каждого двигателя), проходящий в крыле синхронизирующий вал и центральный редуктор. Синхронизирующий вал обеспечивает привод винтов при отказе одного ГТД. Поворот гондол осуществляется с помощью винтовых домкратов. Винты могут отклоняться от горизонтального положения на угол 95°. При взлете с коротким разбегом угол поворота винтов равен 60 - 75°. Переход самолета от полета на режиме висения к горизонтальному полету может быть выполнен за И-12с.

Система управления бустерная, с гидравлическим приводом, дублированная. При полете на вертолетных режимах самолет управляется с помощью рычага «шаг-газ» и ручки управления циклическим шагом винтов. В крейсерском полете поперечное управление осуществляется с помощью элеронов-закрылок (флаперонов), путевое - с помощью рулей направления, а продольное - рулей высоты. Рули могут использоваться и на вертолетных режимах при соответствующей скорости. Самолет оснащен двумя автоматическими системами управления: трехосевой системой SCAS управления и повышения устойчивости и системой FFS с использованием механизмов загрузки.

Оборудование и системы. На СВВП установлены три гидравлические системы: для управления поворотными винтами, привода поверхностей управления и аварийная. Рабочее давление 210 кг/см2.

В состав электрической системы входят два генератора постоянного тока (30 В, 300 А), статические преобразователи, две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи (12 В, 13 А/ч).

Система кондиционирования фирмы «Гаррет». Имеется кислородный баллон (давление 127 кг/см2).

Размеры:

размах крыла:

с учетом гондол двигателей 10,72 м

без гондол 9,8 м

длина самолета 12,83 м высота самолета

(винты в горизонтальном положении) 4,67 м

площадь крыла 15,7 м2

диаметр поворотных винтов 7,62 м

ометаемая площадь 2x45,6 м2

Двигатели 2 ГТД Лайкоминг LTC1К-4К

взлетная мощность 2x1550 л.с.

Массы и нагрузки:

взлетная при вертикальном взлете 5900 кг

при взлете с коротким разбегом 6805 кг

пустого снаряженного 4340 кг

топлива 675 кг

Летные данные (расчетные):

максимальная скорость

на самолетном режиме 615 км/ч

экономическая крейсерская скорость 370 км/ч

максимальная скороподъемность 15 м/с статический потолок

без учета влияния земли 2635 м

с учетом влияния земли 3200 м

динамический потолок 4570 м

дальность полета 820 км

СВВП Белл-Боинг V-22