Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird (США)

Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird (США)

Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird разрабатывался фирмой «Lockheed» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Lockheed» представила проект самолета Lockheed 330 «Hummingbird», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте 1960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и лётные испытания двух экспериментальных самолетов Lockheed VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП Lockheed VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.

В ходе разработки программы самолёта «Hummingbird» был изготовлен ряд масштабных моделей с эжекторной установкой, которые еще в 1959 г. испытывались в аэродинамической трубе. Испытания подтвердили основные расчетные данные, после чего был построен экспериментальный летающий стенд с двумя ТРД Фэрчайлд J44 со статической тягой по 450 кг, которые с эжекторной системой развивали общую тягу И 80 кг; стенд был снабжен системой струйного управления, в которой сжатый воздух к соплам подавался с земли по шлангам. После замены двигателей на более мощные ТРД Континентал J69 были проведены испытания всей системы с подачей сжатого воздуха от компрессоров ТРД. Летающий стенд успешно проходил испытания в течение двух лет. Фирма должна была закончить постройку обоих самолетов и провести их летные испытания в 1962-1963 гг.

В июле 1961 г. фирма 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. Первый обычный взлет с разбегом был совершен 7 июля 1962 г., а первый полет на режиме висения 30 ноября 1962 г. (летчик-испытатель Глен Грей).

Армия США совместно с фирмой «Lockheed» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird. Основными проблемами разработки самолета Lockheed XV-4 Hummingbird являлась доводка эжекторной системы, требовавшая совершенствования конфигурации каналов и щелей, а также программирования управления заслонками на режиме перехода.

Программа летных испытаний продолжалась успешно 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 потеря управляемости из-за разрушения одного из трубопроводов струйного управления тангажом. Самолет был разрушен, летчик погиб. Разработка была приостановлена, было предложено модифицировать второй самолет.

Испытания показали, что эжекторная система, отличаясь большой сложностью конструкции, обеспечивала увеличение тяги установленных ТРД не на 40%, как ожидалось по расчетам, а только на 25%. Была предпринята существенная модернизация эжекторной системы и ее испытания на втором самолёте. Однако результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, поэтому было принято решение отказаться от использования эжекторной системы и начать разработку новой модификации Lockheed XV-4 Hummingbird с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая стоимость работ по программе Lockheed XV-4 Hummingbird составила 54 млн. долл.

СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird представляет собой моноплан с двумя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена 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 двух ТРД Pratt & Whitney JT12A с взлетной тягой по 1495 кгс, установленных в гондолах в корневой части крыла. В горизонтальном полете выхлопные газы двигателей вытекают через сопла в хвостовой части гондолы, создавая тягу. При вертикальном взлете, посадке или висении поток газов с помощью поворотных заслонок направляется через короткие изогнутые каналы в центральный воздушный канал эжекторной системы в верхней части фюзеляжа, разделенной продольной перегородкой.

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

Запас топлива размещается в трех топливных баках емкостью 985 л, расположенных под центральным воздушным каналом. Система регулирования подачи топлива для обеспечения нужной 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 изменением тяги сопел, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа, а поперечное – дифференциальным изменением тяги сопел, имеющихся на концах крыла; путевое управление осуществляется поворотом сопел продольного управления, которые обычно направлены вниз. На взлетном режиме максимальная сила тяги сопел продольного управления достигает – 125 кг. Подаваемый в сопла сжатый воздух отбирается от компрессоров ТРД.

Отмечалась хорошая управляемость Lockheed XV-4 Hummingbird на режиме висения: эффективность продольного и поперечного управления превышала требования к вертолетам MIL Н-8501. Путевое управление обладало меньшей эффективностью. Вертикальный взлет выполняется следующим образом. При стоянке самолета на земле сопла эжекторов наклонены назад под углом 12°, поэтому летчик выдвигает двухпозиционную стойку носовой опоры шасси, при этом продольный наклон фюзеляжа самолета увеличивается на 12°, а эжекторы занимают вертикальное положение. Самолет взлетает вертикально, когда тяга, создаваемая эжекторами, превышает его вес.

Для перехода в горизонтальный полет продольный наклон самолета изменяется на пикирование, при этом возникает горизонтальная составляющая тяги эжекторов. При скорости полета около 150 км/ч один из двигателей переключается на создание горизонтальной тяги; летчик увеличивает угол продольного наклона самолета на кабрирование, чтобы увеличить угол атаки крыла и обеспечить создание крылом подъемной силы, которая при скорости полета 200-210 км/ч полностью уравновешивает вес самолета. После этого второй двигатель также переключается на создание горизонтальной тяги или отключается (для полета с крейсерской скоростью). Створки эжекторной системы закрываются, и процесс перехода в горизонтальный полет считается законченным.

Переход из горизонтального режима полета к вертикальному снижению на посадку осуществляется путем направления потока газов ТРД вниз через эжекторы на режиме малого газа. С уменьшением горизонтальной скорости тяга ТРД увеличивается, и вытекающие из них газы направляются в эжекторную систему. Для сокращения времени перехода при скорости полета меньше 110 км/ч угол атаки крыла может быть увеличен выше критического. При уменьшении горизонтальной скорости до нуля продольный наклон уменьшается, и самолет совершает вертикальную посадку. На высоте 6 м ощущалось влияние «воздушной подушки», которое возрастало 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 самолеты 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 территории, не находясь непосредственно над ней. Специальные датчики должны измерять радиоактивность воздуха.

Характеристики самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird
Размеры:
размах крыла 7,8 м
длина 9,95 м
площадь крыла 9,7 м
Двигатели 2 ТРД Pratt & Whitney JT12A
взлетная тяга 2×1495 кгс
Массы и нагрузки:
взлетная масса 3270 кг
пустого самолета 2265 кг
Летные данные (расчетные для серийного СВВП):
максимальная скорость 1065 км/ч
крейсерская скорость 835 км/ч
практический потолок 12 200 м
радиус действия на высоте 12 км с контейнером с разведывательным оборудованием массой 272 кг 630 км
перегоночная дальность 960 км

Экспериментальный самолет Lockheed XV-4 Hummingbird (США)

С конца пятидесятых годов вооруженные силы США проявляли интерес к перспективным самолетам с вертикальным или укороченным взлетом, и промышленность в ответ на это предложила целый ряд проектов подобной техники. Рассматривались самые разные варианты обеспечения вертикального взлета. Один из самых простых, но эффективных способов был реализован в проекте Lockheed XV-4 Hummingbird.

Компания «Локхид» начала проработку тематики вертикального взлета еще в середине пятидесятых годов, но до определенного времени вела работы в инициативном порядке. Только в конце десятилетия тематикой заинтересовались вооруженные силы, в результате чего государственную поддержку получили несколько новых проектов, в том числе исследовательская программа компании Lockheed. При этом существующий ее проект не рассматривался в качестве перспективного средства перевооружения военно-воздушных сил. Его дальнейшее развитие должно было привести лишь к практической проверке одного из существующих предложений. Однако не исключалась возможность использования подобных идей при создании новых образцов техники для вооруженных сил.

Рассмотрев несколько вариантов техники вертикального взлета, специалисты компании Lockheed выбрали систему с т.н. струйными эжекторами. Для создания вертикально направленной тяги следовало использовать газовый поток от имеющегося турбореактивного двигателя, отводимый в нужном направлении при помощи специальных устройств. Благодаря этому можно было выполнять и горизонтальный, и вертикальный полет без использования отдельных двигателей.

В 1959 году компания Lockheed получила заказ на разработку нового самолета с возможностью вертикального взлета. Машина с рабочим обозначением Model 330 и официальным VZ-10 должна была показать преимущества и недостатки эжекторной схемы. Кроме того, с ее помощью планировалось оценить перспективы подобных летательных аппаратов с точки зрения их реального применения в составе тактической авиации.

До определенного времени новый проект носил обозначение VZ-10. В 1961 году, после появления заказа на строительство опытных образцов, самолет получил новое название. Теперь он обозначался как XV-4. Кроме того, ему присвоили имя Hummingbird («Колибри»). Как и одноименная птица, самолет должен был иметь возможность быстрого вертикального взлета, скоростного маневренного полета и вертикальной посадки. В определенный момент существующее обозначение было дополнено. Первый вариант проекта переименовали в XV-4A, тогда как его измененная версия была названа XV-4B.

Проектом VZ-10 предлагалось использование двух двигателей, предназначенных для использования на всех режимах. В зависимости от текущего режима, газы от них должны были подаваться на эжекторы днища или в маршевые сопла. Такая система вертикального взлета оказала самое заметное влияние на конструкцию и компоновку фюзеляжа. Так, двигатели и их гондолы пришлось вынести за пределы фюзеляжа, а значительную часть его внутренних объемов отдать под эжекторы и сопутствующее оборудование.

Самолет вертикального взлета должен был получить цельнометаллический фюзеляж сравнительно простой формы, отличавшийся большим поперечным сечением. Предусматривалось использование носового обтекателя небольшой длины, за которым располагалась кабина пилотов с крупным закрытым фонарем. Центральный отсек фюзеляжа, расположенный за кабиной, получил близкое к прямоугольному сечение, что позволяло получить достаточные внутренние объемы. Хвостовая часть фюзеляжа резко сужалась и оснащалась узлами установки оперения. На бортах центральной части фюзеляжа, со сдвигом вверх, предлагалось монтировать двигатели, прикрытые обтекаемыми кожухами. Каждый такой кожух имел лобовой воздухозаборник и хвостовое сопло.

Некоторые внутренние объемы фюзеляжа, в том числе носовой обтекатель, вмещали набор топливных баков. Непосредственно за кабиной разместили крупный агрегат с набором эжекторов и другого оборудования, отвечавшего за вертикальный взлет. Во время горизонтального полета заборные устройства и сопла этого блока прикрывались подвижными крышками. Узлы подвески верхних крышек находились на продольной оси машины, нижние закреплялись на бортах фюзеляжа. Бортовые кожухи-гондолы вмещали двигатели и часть вспомогательных устройств.

Любопытной особенностью перспективного самолета стали малые размеры крыла. Предлагалось использовать трапециевидное в плане крыло со стреловидной передней кромкой. Крыло отличалось большим удлинением и непропорционально малой длиной хорд. Механизация крыла включала только пару элеронов с триммерами, установленными на задней кромке. Использовались законцовки каплевидной формы.

На хвостовой части фюзеляжа должно было монтироваться Т-образное оперение. Был разработан киль со стреловидной передней кромкой. На его вершине, оснащенной цилиндрическим кожухом, закреплялся трапециевидный стабилизатор. Рули направления и высоты оснащались триммерами.

Силовая установка перспективного самолета VZ-10 / XV-4 должна была состоять из двух турбореактивных двигателей Pratt & Whitney JT12A-3LH тягой по 1360 кгс. Они помещались на бортах фюзеляжа и комплектовались оригинальной системой обеспечения вертикального взлета. Позади турбины на двигателе устанавливался управляемый клапан, позволявший перенаправлять газы в штатное сопло или к струйным эжекторам. В первом случае реактивная струя истекала через сопло и создавала горизонтальную тягу, необходимую для полета «по-самолетному».

Реактивные газы после турбины могли передаваться на специальные эжекторные устройства. На небольшой высоте над днищем фюзеляжа, двумя группами у бортов, помещалось большое количество сопел требуемой конфигурации. Сопла соединялись с продольными трубопроводами, подводившими к ним реактивные газы. Для увеличения тяги было предложено использовать некоторые дополнительные средства. Реактивная струя, истекая из сопел, затягивала через верхние воздухозаборники холодный атмосферный воздух, что приводило к определенному росту тяги. Расчеты показывали, что без использования средств подачи атмосферного воздуха имеющаяся силовая установка не сможет выдать требуемую тягу. Наличие средств подачи холодного воздуха позволило частично решить подобную проблему. От питающих труб эжекторных устройств отходили трубки, связанные с хвостовыми газовыми рулями.

Для получения приемлемых летных характеристик самолет пришлось оснастить объемными топливными баками общей емкостью 740 галлонов (2800 литров). При этом один из крупных баков находился в носовой части фюзеляжа, что привело к определенным проблемам с балансировкой. При неравномерной выработке горючего из разных баков существовал риск нестабильного полета. Впрочем, реальный негативный эффект проявлялся только если в одном из баков было на 100 галлонов (380 л) топлива больше чем в другом.

В носовой части самолета находилась двухместная кабина пилотов с размещением рабочих мест за общей приборной доской. Использовались катапультные кресла. Сверху кабина прикрывалась крупным фонарем с развитым остеклением. Задние секции фонаря откидывались, обеспечивая посадку. Летчики располагали органами управления самолетного типа. В зависимости от текущего режима полета, ручки управления контролировали аэродинамические или газовые рули.

Для взлета и посадки использовалось трехточечное шасси. Передняя стойка находилась под кабиной пилотов и могла убираться в фюзеляж. В боковых гондолах, непосредственно под двигателями, помещались основные стойки с колесами большего диаметра. Эти стойки убирались в свои ниши поворотом вперед.

Экспериментальный самолет XV-4 Hummingbird первой версии имел длину 9,96 м и размах крыла 7,82 м. Стояночная высота – 3,26 м. Площадь крыла – всего 9,66 кв.м. Собственный вес машины составлял 2,27 т, максимальный взлетный – 3,27 т. По расчетам, максимальная скорость в горизонтальном полете должна была превышать 830 км/ч, крейсерская – около 630 км/ч. Дальность задавалась на уровне 960 км. Скороподъемность должна была достигать 55-60 м/с.

Проект VZ-10 / XV-4 был разработан в 1961 году и вскоре получил одобрение заказчика. Кроме того, был заключен договор на строительство двух опытных образцов, необходимых для проведения испытаний. Проверять технику предполагалось в аэродинамической трубе и на аэродроме. Первый опытный образец «Колибри» вышел из сборочного цеха в середине 1962 года. Через несколько месяцев завершилась сборка второй машины.

Испытания первой опытной машины в аэродинамической трубе показали приемлемые характеристики. На всех скоростях и режимах планер вел себя уверено и не проявлял заметных недостатков. Это позволяло начинать подготовку к летным испытаниям. Тем не менее, во время предварительных проверок были установлены некоторые проблемы технического характера. Несмотря на все принятые меры, соотношение тяги эжекторов и массы самолета оставляло желать лучшего. Тяга превышала вес машины всего на несколько процентов, что приводило к понятным ограничениям. Однако и при таких проблемах силовая установка могла показывать приемлемые характеристики, хотя и нуждалась в особых условиях.

В начале июля 1962 года опытный самолет XV-4 впервые выполнил вертикальный взлет на привязи. Проверка машины на этих режимах с использованием различных страховочных средств продолжалась в течение нескольких месяцев. Лишь в мае 1963 года «Колибри» допустили к самостоятельным полетам. Не используя страховку, летчики-испытатели взлетали с разбегом или вертикально, а также осуществляли различные посадки. Еще несколько месяцев ушло на отработку полетов на основных режимах.

Первый полет с переходом с режима на режим был выполнен только 8 ноября 1963 года. Во время этой проверки самолет взлетел вертикально, затем развил скорость и выполнил горизонтальный полет, после чего сбросил скорость и сел «по-вертолетному». Вскоре испытатели провели еще несколько подобных полетов, в ходе которых проверялось поведение техники на разных скоростях, высотах и т.д. В целом, несмотря на определенные затруднения, этот этап испытаний давал положительные результаты.

10 июня 1964 года очередной испытательный полет первого опытного XV-4A завершился трагедией. Из-за проблем с силовой установкой самолет начал терять высоту и упал. Машина была разрушена, пилот погиб. После этой катастрофы программа испытаний была приостановлена. Компания Lockheed и специалисты военного ведомства приступили к анализу собранной информации и определению дальнейших путей развития проекта.

В ходе испытаний первого прототипа было наглядно показано, что система с эжекторами не позволяет получить желаемые характеристики тяги. Решать эту проблему предложили путем кардинальной перестройки силовой установки. Новый самолет XV-4B должен был получить шесть турбореактивных двигателей General Electric J85-GE-19 тягой по 1370 кгс каждый. Два из них следовало поместить в бортовых гондолах, четыре других предложили установить вертикально в центральной части фюзеляжа. Применение новых подъемных двигателей позволило отказаться от верхних крышек воздухозаборников. На днище фюзеляжа теперь располагалась пара подвижных створок, подвешенных на продольной оси машины. Подъемные двигатели оснащались качающимися управляемыми соплами, позволявшими маневрировать на висении.

Также были доработаны конструкция крыла, электрическая и гидравлическая системы, шасси и т.д. С учетом накопленного опыта и в связи с применением новых двигателей была переработана система управления. Так, теперь предлагалось использовать электрические приводы в качестве основных. «Традиционная» тросовая и жесткая проводка системы управления являлась дублирующей. Помимо управляемых сопел для управления на режиме висения предлагалось использовать газовые рули в хвостовой части фюзеляжа.

Новый XV-4B должен был взлетать и садиться вертикально, используя четыре турбореактивных двигателя с приемлемой суммарной тягой. Взлетев, самолет должен был использовать боковые двигатели и развивать требуемую скорость. После получения требуемой подъемной силы от крыла можно было отключать подъемные двигатели и закрывать люк в днище. Переход к висению для посадки осуществлялся в обратном порядке.

В конце 1966 года второй прототип Lockheed XV-4A Hummingbird был перестроен по проекту с литерой «B». Проверки этого образца вновь начались с проведения различных работ на земле: в аэродинамической трубе и на специальных стендах. Отработка новой конструкции заняла достаточно много времени. Разрешение на полеты было выдано только летом 1968 года.

В августе 1968-го начались вертикальные полеты на привязи и взлеты с разбегом. После подтверждения требуемых характеристик новые вертикальные взлеты осуществлялись уже без страховки. Во время тестовых полетов модернизированный самолет «Колибри» показывал определенные преимущества перед машиной базовой версии. При этом он продемонстрировал принципиальную возможность практического использования отдельных подъемных турбореактивных двигателей.

Испытания XV-4B продолжались около полугода. В самом начале 1969 года этот образец упал и получил самые серьезные повреждения. Как это нередко бывало с экспериментальными машинами, от ремонта и возобновления проверок отказались. К этому времени прототип успел показать свои возможности, а также позволил собрать значительный объем требуемой информации. По этой причине было решено не восстанавливать разбитую машину и не строить новый образец, но продолжать развитие оригинальных идей уже в новых проектах.

В рамках проекта VZ-10 / XV-4 Hummingbird было построено два опытных самолета вертикального взлета и посадки. Обе машины активно использовались в наземных и летных испытаниях, но были потеряны по тем или иным причинам. Авария второго опытного образца, ранее перестроенного по улучшенному проекту, привела к фатальным последствиям для всей программы. Пентагон и руководство компании «Локхид» решили не продолжать развитие существующей конструкции. В то же время, имеющиеся наработки можно было применить в новых проектах аналогичного назначения.

Проект Lockheed XV-4 позволил американским специалистам на практике проверить оригинальную систему вертикального взлета, построенную на основе эжекторных устройств, а также определить ее реальные возможности. Впоследствии в рамках этого же проекта были проведены испытания самолета с отдельными подъемными турбореактивными двигателями. Несмотря на гибель двух опытных образцов и закрытие проекта, развитие перспективного направления было продолжено. В конструкции некоторых новых образцов авиационной техники использовались те или иные решения, ранее опробованные на самолетах «Колибри». В частности, было решено продолжать развитие эжекторных устройств создания тяги.

Локхид XV-4 Колибри – Lockheed XV-4 Hummingbird

Lockheed XV-4 Hummingbird (первоначально назначенный VZ-10 ) была армия США проект , чтобы продемонстрировать возможность использования СВВПА для воздушного наблюдения , проведение целевого объекта приобретения и сенсорное оборудования. Он был спроектирован и построен Lockheed Corporation в 1960 – е годы, одна из многих попыток , чтобы произвести V / STOL вертикального взлета / посадки самолетов. Оба прототипа самолета были уничтожены в результате несчастных случаев.

содержание

Дизайн и развитие

Вертикальный взлет лифт был получен изнурительным поток двигателя вниз через множество форсунок, дополненных вторичный потоком холодного воздуха. Но производительность была значительно ниже оценок только с коэффициентом 1,04 тяги к весу, и прототип разбился 10 июня 1964 года, убив пилота. Второй самолет был преобразован в поднимайте самолеты , вместо этого, но в том же разбился после нескольких тестов.

Роквелл XFV-12 будет еще менее успешным в производстве подъемной силы с помощью выхлопных газов двигателя , чтобы увлекать холодный воздух, в этом случае через закрылки на крылах. Lockheed F-35 Joint Strike Fighter будет позже использовать вал с приводом подъемного вентилятора , расположенного в фюзеляже.

Ни в одном из раннего американского V / STOL конструкция не приведет к производству самолетов. Британский Hawker Siddeley Harrier использовал векторизации форсунок, а русский Яковлев Як-38 Forger атаки струя используется подъемные струй в сочетании с вращающимся задними соплами .

тестирование

Первый обычный взлет полет первый прототип, XV-4A (62-4503), состоялись 7 июля 1962 г. Первоначальных привязные летных испытания были проведены на 30 ноября 1962 года с встречающим первым полетом бесплатно зависания 24 мая 1963 года первый полет на переход от зависания направить полет состоялся 8 ноября 1963 г. 62-4503 был разрушен в ДТП со смертельным исходом в Cobb County от 10 июня 1964.

Локхид модифицированного второго прототипа самолета между 1966 и 1968 по стандарту XV-4В. Два Pratt & Whitney JT12 двигатели были заменены на шесть General Electric J85 турбореактивные , четыре из этих подразделений , действующих в качестве подъемной силы струи . Этот самолет разбился в Грузии 14 марта 1969 года; Пилот Харлан Дж Quamme избежал неповрежденным, используя место выброса .

Варианты

4 июня 1968 года, второй прототип XV-4B Hummingbird раскатывает. Так же, как XV-4A, XV-4В использовали вертикального взлета и посадки (VTOL системы), а также обычные способы полета. При взлете самолет весил 5706 кг. Размах крыльев был 7.8m, и он имел максимальную скорость 883 км / ч с крейсерской скоростью 630 км / ч (0,68 Маха). Это был диапазон 965 км и смог подняться со скоростью 3660m / мин. XV-4B был 10.36m долго. Тяжелая часть самолета была двигательная система, весом в 1466 кг. Первоначальный срок службы воздушного судна должен был быть 500 часов, но самолет был разрушен в 1969 году во время тестирования, задолго до назначенной цели. Топливные баки были расположены внутри, с бустерных насосов и эжекторов, наряду с соответствующими клапанами. Танки были расположены в передней части фюзеляжа и может вместить в общей сложности 740 галлонов авиационного газотурбинного топлива. Из-за переднее положение баков, топливо должно было быть потребляется равномерно. Дисбаланс в топливных баках более 100 галлонов рисковал дестабилизацию самолета.

XV-4B был значительно отличается от XV-4A в его внутренней конструкции. Различия были найдены в крылья, фюзеляж, шасси, энергетических установок, гидравлики и управления. XV-4B содержал два клапана управления реакции в качестве отказоустойчивого для двигателя. Одним из основных изменений было добавление 4 турбо реактивных двигателей, с которыми сталкиваются вертикально на фюзеляже. Это обеспечило огромное количество вертикальной тяги для полета VTOL. Добавление системы стабилизации функционального дополнения (SAS), наряду с гидро-механической муфтой и чувствовать себя пружину, дало пилоту хорошее чувство на контроле и больше возможности контролировать SAS. Руля включен новый центрирующую пружину над ощупь пружины, чтобы уменьшить трение на руле. Первичная система управления полета (ПФ) была гибридная системой летать по проводам наряду с обычным управлением полетом, как резервное копирование. Неты топлива не было проведено в крылах, хотя крыла имели основную структуру коробчатого луча. Он имел 2 ° свободы в поле и скольжении, в то время как валки только имели 1 ° свободы.

Каждый двигатель содержит клапан отвода. Эти клапаны либо канальные продольно на горизонтальной тяги сопла летательного аппарата, или внутрь к соплам лифта, расположенных в фюзеляже. Подъемник / крылатые двигатели при условии тяги вперед, когда сталкиваются горизонтально и подъема, когда сталкиваются вертикально. Это было за счет использования диверторных клапанов. Все 6 выхлопные трубы имели 10 ° свободы, чтобы направить тяги. В фюзеляже двигатели были использованы при инициировании VTOL полета, но были выключены, когда самолет был достаточно в полете.

XV-4B столкнулся с изрядной долей электронных вызовов, в основном из-за неправильный монтаж. В противном случае система питания выполнена достаточно хорошо, с уменьшенным количеством электрических компонентов системы, дающих хорошую надежность. Один электронный этап был расположен в конце последовательности проводов с другой стороны на противоположном конце в электрогидравлических приводах мощности. Электрогидравлика просто заменила гидравлические системы в самолетах с чисто электрическими системами, которые делают ту же работу. Это привело к снижению веса наряду с добавлением простоты и надежности. Это было обусловлено совокупностью двух 300 усилителей генераторов, работающих на двигателях. Они кормили 9 вольт постоянного тока в основной Разводка и распределения электроэнергии системы.

Технические характеристики (XV-4A)

Данные Lockheed Aircraft с 1913 года

• Экипаж: 2
• Длина: 32 фута 8 дюймов (9.96 м)

XV-4B 32.66 футов (10 м)

• Размах: 25 футов 8 дюймов (7,82 м)

XV-4B 25,66 футов (8 м)

• Высота: 11 футов 9 в (3,58 м)

XV-4B 12,25 футов (4 м)

• Площадь крыла: 104.00 кв.м (9,662 м 2 )
• Пустой вес: 4,995 фунтов (2,266 кг)

XV-4B 7,463 футов (2,275 м)

• Полная масса: 7,200 фунтов (3,266 кг)

XV-4B 12,580 футов (3834 м)

• Двигатель: 2 × Pratt & Уитни JT12A-3LH турбореактивного, 3300 фунт – сила (15 кН) тяги каждый взлетной тяги
• Двигатель: 6 × General Electric J85-GE-19 ТРД, 3015 фунт – сила (13,41 кН) тяги каждая XV-4B только 4 для подъема, 2 для горизонтального полета

• Максимальная скорость: 518 миль / ч; 450 кН (833 км / ч) на 10000 футов (3048 м)

XV-4B 463 миль / ч (745 км / ч)

• Крейсерская скорость: 390 миль / ч; 339 кН (628 км / ч)
• Диапазон: 600 миль; 521 NMI (965 км) нормальный
• Диапазон VTO: 600 миль (966 км)
• Скорость подъема: 12000 фут / мин (61 м / с)
• Нагрузка на крыло: 69,2 фунт / кв.м (338 кг / м 2 )
• Тяга / Вес : 1,176 фунтов / LBST (0,0115 кг / кН)

XV-4B 1,43 фунт / фунт (0,014 кг / кН)

Смотрите также

Самолеты сравнимой роли, конфигурации и эпохи