Белл Х-14А

Необходимую для взлета реактивного самолета вертикальную тягу можно также получить для горизонтально установленных ТРД отклонением вниз потока газов с помощью специальных устройств. Недостатком такой системы являются потери в тяге вследствие поворота потока, а также трудность балансировки самолета. Необходимо, чтобы линия приложения силы тяги проходила через центр тяжести самолета, чтобы не возникло дестабилизирующих моментов.

Экспериментальный СВВП Х-14 был разработан фирмой «Белл Аэросистемз» по заказу ВВС США для исследований устойчивости и управляемости реактивных СВВП с отклонением потока газов ТРД. Контракт на проектирование и постройку одного экспериментального СВВП Х-14 был заключен в 1955 г. Для ускорения разработки на самолете были использованы элементы конструкции других самолетов: крыло самолета «Бонанза» и хвостовое оперение самолета «Бич» Т-34. Для СВВП была разработана струйная система управления с отбором воздуха от компрессоров ТРД.

Летные испытания были начаты в октябре 1956 г., первый полет на режиме висения был выполнен 19 февраля 1957 г., а 24 мая 1958 г. был совершен первый переход от вертикального полета к горизонтальному (летчик-испытатель Дэвид Хоу) и была достигнута скорость 257 км/ч.

Экспериментальный СВВП Белл Х-14А

Проект боевого СВВП Белл Х-14С с вооружением

В 1959 г. самолет был передан в NASA в НИЦ им. Эймса для модернизации и испытаний. Первоначально на самолете были установлены два ТРД Армстронг-Сидлди Вайпер ASV8 со статической тягой по 795 кгс. Отклонение потока газов ТРД осуществляется при помощи поворотных реактивных сопел. В NASA самолет был модифицирован: ТРД Вайпер были заменены на ТРД Дженерал Электрик J85, имеющие большую тягу и обеспечивающие больший расход воздуха для системы управления. Была несколько изменена система управления.

Модифицированный самолет получил обозначение Х-14А и использовался в NASA для исследований проблем управления и демпфирования колебаний во время вертикального взлета и посадки, а также для обучения летчиков вертикально взлетающих самолетов. На СВВП Х-14Л совершались полеты на режиме висения на малых высотах для изучения влияния близости земли, полеты на высотах до 15 м для оценки маневренности при малых скоростях до 55 км/ч вперед и назад и до 40 км/ч вбок. Летные испытания СВВП Х-14Л успешно продолжались без аварий до 1981 г.

На базе экспериментального СВВП Х-14Л был разработан проект легкого двухместного тактического боевого СВВП Х-14С для непосредственной поддержки с тремя ТРД, установленными рядом в носовой части фюзеляжа. Летчики должны были располагаться рядом в кабине с небольшим фонарем. Шасси предполагалось выполнить убирающимся, главные опоры должны были убираться назад в обтекатели на крыле, используемые также как топливные баки, носовая опора - в фюзеляж. СВВП Х-14С должен был иметь большее по размаху и площади крыло с узлами подвески для различного вооружения: авиационных бомб, контейнеров с НЛР или пушками и баков с напалмом. Для повышения грузоподъемности рассматривалась возможность взлета с коротким разбегом.

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасполо-женным крылом, двумя ТРД и трехопорным шасси.

Крыло прямое, от самолета «Бонанза», снабжено элеронами.

Фюзеляж имеет открытую двухместную кабину экипажа с расположенными рядом сиденьями. Кабина защищена ветровым стек лом.

Оперение от самолета Бич Т-34, однокилевое, с рулем направления и рулем высоты.

Шасси неубирающееся, трехопорное, с носовой опорой. Все опоры имеют большой ход амортизаторов.

Силовая установка состоит из двух ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5, установленных рядом в носовой части фюзеляжа. Сопла двигателей, расположенные под центральной частью фюзеляжа, могут поворачиваться, отклоняя поток газов. Топливо размещается в двух подвесных баках под крылом.

Управление на горизонтальном режиме полета осуществляется обычными аэродинамическими рулями, а на вертикальных режимах полета - при помощи струйной системы управления с реактивными соплами, установленными в носовой и хвостовой части фюзеляжа и на концах крыльев и связанными с расположенными в кабине рулевыми педалями и колонкой управления. Переход самолета от вертикального полета к горизонтальному осуществляется путем постепенного отклонения сопел двигателей назад, при этом увеличивается скорость полета, крыло создает необходимую подъемную силу. Для перехода к вертикальной посадке уменьшается скорость полета, поток газов отклоняется вперед, обеспечивая торможение, а тяга ТРД увеличивается, обеспечивая полет на режиме висения, затем уменьшается - для вертикальной посадки.

Размеры:

размах крыла 10,4 м

длина самолета 7,62 м

высота самолета 2,44 м

площадь крыла 11 м2

Двигатели 2 ТРД Дженерал Электрик J85-GE-5

тяга взлетная 2х 1205 кгс

Массы и нагрузки:

взлетная масса 1450 кг

нагрузка на крыло 132 кг/м2

Экспериментальный СВВП Вертол VZ-2 в полете на режиме висения