Опытный истребитель Rockwell XFV-12A (США)

Опытный истребитель Rockwell XFV-12A (США)

XFV-12A фирмы «Рокуэлл интернэшнл»-одноместный истребитель- штурмовик вертикального взлета и посадки-США, 1979 г.

Рис. 2.194. Опытный образец самолета ВВП XFV-12A (вид сзади).

История создания. В 1971 г. командование военно-морской авиации США объявило конкурс на разработку сверхзвукового самолета короткого (или вертикального) взлета и посадки, способного базироваться на кораблях водоизмещением 15 ООО т. Эти небольшие корабли поступают на вооружение ВМФ США с 1978 г. и предназначены для обеспечения превосходства в воздухе в зоне действия флота. В конкурсе приняло участие шесть фирм, которые представили новые проекты или усовершенствованные варианты уже существующих западноевропейских самолетов («Харриер» и VAK-191B). Несмотря на довольно большой выбор, ни с одной из фирм не был заключен договор на проведение дальнейших работ. В этой ситуации фирма «Норт Америкен Рокуэлл» существенно изменила свой проект и вновь представила его командованию военно-морской авиации. В конце 1972 г. проект был принят и получил воинское обозначение XFV-12A.

В январе 1973 г. фирма заключила контракт на проектирование, строительство и летные испытания двух опытных образцов. Спустя месяц поступило сообщение, что аналогичный контракт был заключен командованием военно- морской авиации с фирмой «Дженерал дайнемикс». Один из этих самолетов после сопоставительных летных испытаний предполагалось запустить в производство, однако позднее программа фирмы «Дженерал дайнемикс» была аннулирована.

В соответствии с графиком работ на строительство первого опытного образца отводилось 18 мес. Летные испытания должны были начаться в октябре 1974 г. с нормального взлета, а в январе следующего года планировалось осуществить вертикальный взлет. В 1975 г. срок облета первого опытного образца был перенесен на 1976 г., а затем на 1977 г. Строительство самолета было завершено лишь в августе 1977 г. (26.08.1978 г. был организован официальный показ самолета), после чего начались его наземные испытания. Облет самолета был перенесен на 1978 г., а затем на 1979 г.

Описание самолета. XFV-12A представляет собой построенный по схеме «утка» высокоплан со стреловидным крылом и трапециевидными горизонтальным оперением, расположенным в носовой нижней части фюзеляжа. Крыло с относительной толщиной профиля 7,6-4,5% и удлинением 2,09 имеет отрицательный угол поперечного V 10° и стреловидность по линии фокусов 35°. Наиболее характерной чертой самолета, кроме использованной аэродинамической схемы (первый сверхзвуковой самолет, построенный по схеме «утка»), является применение эжекторных устройств на режимах взлета, посадки, зависания и полета с малой скоростью, а также их использование в системе управления. Крыло и горизонтальное оперение оснащены реактивными закрылками э^секторного типа вдоль всего размаха, в которые поступает вся масса выхлопных газов двигателя. Хвостовую часть крыла и горизонтального оперения занимают соответственно элевоны и руль высоты.

Вертикальное оперение-двухкилевое, разнесенное, с рулями направления. Кили установлены в торцевых частях крыла и имеют подкрыльное продолжение. Четыре эжекторных устройства работают независимо. Они могут создавать реактивную силу различной величины и используются в системе управления самолетом в режимах висения и полета на малых скоростях. Для исследования характеристик крыла, оснащенного эжекторами, и эффективности самих эжекторов фирма построила испытательный стенд типа центрифуги в виде вращательно закрепленной фермы длиной 30,5 м. На свободном конце фермы закрепляется консоль крыла с эжекторным устройством натуральной величины, а на половине размаха-двигатель F-401-PW-400 фирмы «Пратт-Уитни». Выходное устройство двигателя с помощью труб было соединено с эжекторами. На стенде можно проводить испытания секции крыла (или оперения) с окружной скоростью

В режимах висения и полета на малых скоростях поток выходных газов направляется к двум эжекторным устройствам в крыле и к двум в горизонтальном оперении. Подъемная сила эжекторов создается за счет захвата воздуха потоком выхлопных газов. В результате смешения воздуха и выхлопных газов (в отношении 7,5:1) скорость потока на выходе эжектора уменьшается по сравнению со скоростью газов на выходе из сопла двигателя (610 м/с при неработающих эжекторах) в пять раз и составляет 122 м/с при одновременно более низких температуре и давлении. Общий расход воздуха через эжекторы составляет 113-136 кг/с.

Рис. 2.195. Проекции истребителя ВВП XFV-12A.

Для изготовления планера использованы главным образом сплавы алюминия (из сплавов титана изготовлены лишь элементы хвостовой части фюзеляжа в области двигательного отсека). При разработке планера использованы некоторые узлы околозвукового штурмовика А-4 и сверхзвукового истребителя-бомбардировщика F-4. От самолета А-4 заимствованы носовая часть фюзеляжа с кабиной пилота и шасси, а от самолета F-4-воздухозаборники (модифицированные) с частью воздушного канала и конструкция неподвижных частей крыла (кессоны крыла и центроплана).

Схема управления самолетом-классическая, с рулями высоты и направления. Руль высоты включен в систему автоматического активного управления. На режиме висения управление осуществляется путем изменения величины и направления тяги, создаваемой четырьмя эжекторами. При горизонтальном полете задняя створка эжектора выполняет роль управляющей поверхности (отклоняется на 6°), а передняя створка и сам эжектор действуют как тормозные щитки. Небольшие рули направления расположены в надкрыльевых частях килей.

Рис. 2.196. Потоки газов в двигательной установке самолета XFY-12A.

Двигательная установка. Двигатель самолета F401-PW-400 развивает тягу 62,56 кН (6380 кГ) во время нормального взлета (двигатель, установленный на самолете F-14B, при форсировании создает тягу 133,44 кН) и 96,99 кН (9890 кГ) во время вертикального взлета (эжекторы дополнительно увеличивают тягу на 15,20-16,18 кН).

Топливная система состоит из двух баков емкостью 1590 л, расположенных в фюзеляже, и двух крыльевых баков емкостью 1173 л (общая емкость системы 2763 л).

Вооружение. Предусматривается установка пушки и приспособлений для транспортировки ракет воздух-воздух и воздух – земля.

Размах крыла, м 8,69

Площадь несущей поверхности, м2 27,2

Взлетная масса (ном./макс.), кг 6259/8845 1)

Емкость внутренних топливных баков, л 2763

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 230/325

Максимальное число Маха 2,0 2)

Длина разбега при взлетной массе (11 000 кг), м 91 2)

1) Для вертикального взлета; при взлетной массе 11 000 кг осуществляется короткий взлет.

2) Проектные данные. Предполагается, что в действительности самолет будет развивать скорость, соответствующую M = 1,6.

Опытный истребитель Rockwell XFV-12A (США)

В середине 60-х годов в США получила развитие новая концепция, по которой для сопровождения атомных авианосцев должны применяться лёгкие многоцелевые авианесущие корабли, получившие обозначения SCS (Sea Control Ship – корабли контроля морей). Одновременно начинается разработка ряда проектов усовершенствованных палубных СВВП, предназначенных для базирования на авианесущих кораблях SCS. Экспериментальный СВВП Rockwell XFV-12A с эжекторной силовой установкой начал разрабатываться в 1972 г. в соответствии с программой создания палубного вертикально взлетающего самолёта для лёгких многоцелевых авианесущих кораблей SCS. По программе предполагалось разработать самолёт, который сможет использоваться в качестве истребителя-бомбардировщика, перехватчика и разведчика. В программе разработки и конкурсе участвовали 8 фирм. В октябре 1972 г. фирма «Rockwell», представившая проект сверхзвукового СВВП с эжекторной силовой установкой, была объявлена победителем конкурса и получила контракт стоимостью 46 млн. долл. на разработку, постройку и испытания двух экспериментальных самолетов Rockwell XFV-12A.

В отличие от эжекторной силовой установки, использовавшейся ранее на экспериментальном самолете Lockheed XV-4A «Hummingbird», на СВВП Rockwell XFV-12A было предложено эжекторную систему для повышения ее эффективности разместить на крыле и оперении, снабдив их эжекторными и диффузорными щелевыми закрылками. Предполагалось, что такая система обеспечит значительное увеличение общей силы тяги системы по сравнению с установочной тягой ТРДД, что очень важно для СВВП. В январе 1973 г. был построен натурный макет самолёта. В связи с большой конструктивной сложностью эжекторной системы ее отработка проводилась в 1973-1975 гг. на вращающемся стенде, представляющем собой ферму длиной 30,5 м, на конце которой была установлена секция крыла с эжекторной системой.

Первый полет СВВП Rockwell XFV-12A при взлете с разбегом был намечен на октябрь 1974 г., а первый вертикальный взлет – на январь 1975г. Однако трудности в испытаниях эжекторной системы и нехватка средств привели к тому, что сроки первого полета были перенесены сначала на 1977 г., а затем на 1978 г. с рекламой его как нового типа палубного СВВП. Постройка первого СВВП Rockwell XFV-12A была завершена только в августе 1977 г. Постройку второго СВВП предполагалось закончить в 1978 г., однако в конце 1978 г. было принято решение второй самолет не строить. Первый СВВП Rockwell XFV-12A начал проходить испытания на специальном стенде на привязи в 1978 г., в которых не было подтверждено расчетное увеличение силы тяги ТРДД с помощью эжекторной системы, поэтому летные испытания его не стали проводить и вскоре было решено прекратить разработку СВВП Rockwell XFV-12A.

Самолёт Rockwell XFV-12A выполнен по схеме «утка» с одним ТРДД с эжекторной системой увеличения тяги двигателя и трехопорным шасси. В конструкции использован ряд агрегатов серийных самолетов. Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика использована от самолета A-4 «Скайхоук». Кабина герметизированная, имеет систему кондиционирования. Катапультное кресло «Эскапак» обеспечивает покидание самолета при посадке на палубу авианосца.

Крыло высокорасположенное, трапециевидной формы в плане. Центроплан крыла использован от самолета F-4 «Фантом». Хорда корневая 4,98 м, концевая, 2,25 м, относительное удлинение крыла 2,09, угол стреловидности по 1/4 хорд 35°. Крыло имеет модифицированный профиль NACA 64; относительная толщина профиля в корневой части крыла 7,6 %, на конце – 4,5%. Угол поперечного V – 10°, угол заклинения 1,5°. Оперение низкорасположенное, по схеме «утка». Угол поперечного V – 5°. Площадь горизонтального оперения 7,72 м2. Роль вертикального оперения выполняют стреловидные концевые шайбы, установленные на концах крыла, нижние их части наклонены во внешнюю сторону на 35°, а верхние – на 19° и имеют рули направления общей площадью 1,23 м2. Общая площадь вертикального оперения 5,08 м2.

Шасси трехопорное, с носовой опорой, убирающееся, использовано от самолета А-4 «Скайхоук». Носовая опора управляемая, имеет одно колесо, главные опоры тоже имеют по одному колесу. Все опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы.

Подъемно-маршевый ТРДД Pratt & Whitney F401-PW-400 установлен в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники боковые щелевого типа, управляемые, как на самолете F-4 «Фантом». За кабиной экипажа на верхней части фюзеляжа имеются створки для дополнительного забора воздуха на вертикальных режимах. В сопле двигателя имеется поворотный дефлектор, который при вертикальных режимах полета направляет струю газов от двигателя в эжекторную систему, а в крейсерском полете – назад. Масса сухого двигателя 16$5 кг, удельный расход топлива 0,62 кг/кг-ч (на форсажном режиме – 2,45 кг/кг-ч). Длина двигателя 4,85 м, диаметр – 1,28 м.

Эжекторная система. На крыле и оперении по всему размаху размещена эжекторная система увеличения подъемной силы, состоящая из двух диффузорных и одного эжекторного закрылка на каждой консоли. Эжекторный закрылок находится между диффузорными и отклоняется вверх, а диффузорные закрылки отклоняются вниз. Во всех закрылках имеются внутренние каналы, в которые поступает поток горячих газов от ТРДД,. Из этих каналов газы через сопло вытекают наружу в щели между закрылками. При этом над верхней поверхностью крыла и оперения создается область пониженного давления, куда подсасывается наружный воздух и эжектируется между диффузорными закрылками вниз. В результате создаваемая эжекторной системой крыла и оперения подъемная сила превышает исходную тягу силовой установки (расчетный коэффициент увеличения тяги силовой установки 1,55).

Топливная система состоит из двух фюзеляжных и крыльевых топливных баков общей емкостью 2760 л. Управление самолётом Rockwell XFV-12A на вертикальных режимах осуществляется за счет отклонения на различные углы диффузорных закрылок на крыле и оперении. В крейсерском полете заделе диффузорные закрылки крыла играют роль элеронов, а задние закрылки на оперении – рулей высоты. Кроме того, диффузорные закрылки на крыле могут использоваться в качестве воздушных тормозов: передние в этом случае отклоняются вниз на угол 25°, а задние – вверх па угол 15°. Все органы управления имеют гидравлический привод. Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 210 кг/см2. Система предназначена для привода в действие шасси, эжекторных и диффузорных закрылок и поверхностей управления, а также для управления воздухозаборниками.

Электросистема состоит из стартер-генератора мощностью 30 кВА; система работает на переменном токе (напряжение 115/200 Вг частота 400 Гц) и постоянном токе (напряжение 28 В). Система жизнеобеспечения поддерживает в кабине на больших высотах давление, соответствующее высоте 2440 м. Кислородная система состоит из баллона жидкого кислорода емкостью 5 л и системы подачи. Радиопередатчик Коллинз AV/ARC-159, навигационные системы VOR RN-242A фирмы «Бендикс» и DMEKN-65 фирмы «Кинг», оборудование для полета по приборам.

Вооружение самолёта Rockwell XFV-12A. Под фюзеляжем и на концах крыла предполагалась подвеска до четырех УР класса «воздух-воздух» типа AIM-7 Sparrow или AIM-9L Sidewinder или УР класса «воздух-поверхность». Кроме того, под фюзеляжем может размещаться встроенная пушка M61 Vulcan Gatling калибром 20 мм.

Характеристики самолёта Rockwell XFV-12A
Размеры:
размах крыла 8,69 м
длина самолета 13,39 м
высота самолета 3,15 м
площадь крыла 27,2 м2
Двигатель 1 ТР Pratt & Whitney F401-PW-400
тяга установочная 6380 кгс
тяга при работе эжекторной системы (расчетная) 9880 кгс
Массы и нагрузки:
максимальная взлетная:
при вертикальном взлете 8885 кг
при взлете с коротким разбегом 11 000 кг
пустого 6260 кг
Летные данные:
максимальное число М 2,2-2,4
боевой радиус действия 925 км

Rockwell XFV-12 – Rockwell XFV-12

Rockwell XFV-12 был прототип сверхзвукового ВМС США истребитель , который был построен в 1977 г. Конструкция XFV-12 попытался объединить Mach 2 скорость и AIM-7 Sparrow Вооружение McDonnell Douglas F-4 Phantom II в VTOL ( вертикальный взлет и посадка) борцом за небольшой корабль управления морем , который был изучаемым в то время. На бумаге это выглядело лучше, дозвуковой Hawker Siddeley Харриер атаки истребителя. Тем не менее, она оказалась не в состоянии производить достаточно тяги для вертикального полета, даже с установленным двигателем мощностью больше тяги , чем его вес пустого, и проект был оставлен.

содержание

Дизайн и развитие

В 1972 году ВМС выдал запрос предложений для сверхзвукового В / STOL истребителей / ударного самолета следующего поколения. XFV-12A, несмотря на его концепция рассматривается рискованными по сравнению с Харриер, был выбран для развития.

Для того, чтобы снизить затраты, нос из Douglas A-4 Skyhawk были использованы и водозаборов от F-4. Тестирование буровой установки двигателя началась в 1974 году испытаний модели свободного полета , проведенных в НАСА Лэнгли полномасштабной аэродинамической трубе показали , проецируемые уровни дополнения тяги были весьма оптимистичными, и что самолет, скорее всего , будет не в состоянии вертикального полета на располагаемую тягу, в то время как дизайн остался подходит для обычного полета.

XFV-12 использовал упорную дополненное крыло концепцию , в которой выхлопной бы быть направлен через пространство в крыле открыло , как жалюзи , чтобы увеличить доступный лифт, несколько как неудачный Локхид XV-4 Hummingbird . Такое расположение ограничивается оружием каретки под узким фюзеляжем и два конформных ракетных креплений. Его утками были чрезвычайно велики, при этом почти 50% площади крыльев, что делает его эффективным в тандеме крыло . 30000 фунт – сила (130 кН) -Class дожигания турбовентиляторных двигателя было достаточно тяги , чтобы поднять вес 20000 фунтов (9,072 кг) воздушного судна. Он был изменен , чтобы дополнительно увеличить тягу для вертикального подъема. Задний вытяжной двигатель был закрыт , а газы перенаправлены через каналы в эжектор сопла в крыльях и утки для вертикального подъема.

Эксплуатационная история

Наземные испытания на XFV-12А начались в июле 1977 года, и самолет был официально выкатили на Rockwell International заводе в городе Колумбус, штат Огайо , 26 августа. В связи с увеличением расходов, отказались строительство второго прототипа.

Тесты на привязь при наведении курсора были проведены в 1978 г. В течение шести месяцев, было установлено , что конструкция XFV-12А страдала от основных недостатков в отношении вертикального полета, особенно в отсутствии достаточной вертикальной тяги. Лабораторные тесты показали 55% увеличение тяги следует ожидать; однако, различие в уложенной вверх системе упало уровни функционального дополнения до 19% для крыла и всего лишь 6% в утке. В то время как эффект повышается сделали работу , как и ожидались, обширные воздуховоды двигательной системы деградируют тяги, и в конце концов отношение мощности к весу было таково , что двигатель был способен вертикально поднимать лишь 75% от веса воздушного судна , в котором он был установлен.

После испытаний, и с программой , страдающей от перерасхода средств, ВМФ решил XFV-12A не стоит дальнейшего развития, и отменил проект в 1981 Aviation Week позже опубликовать статью с рисунками еще более амбициозное предложение , чтобы соответствовать аналогичное крыло к Lockheed C-130 Hercules , но этот план никогда не делал это от чертежной доски.

Из двух прототипов, построенных, только один был завершен, в то время как второй прототип был отменен.

Корпуса морской пехоты США был принят британский разработанный Harrier, единственный по- настоящему успешный V / STOL дизайн 1960 – х годов. Его замена, то Lockheed Martin F-35 Lightning II , использует вентилятор с приводом от вала и отведение заднего сопла для достижения вертикальной посадки. Он предназначен для сверхзвукового и вертикального полета с производительностью чуть более 1,5 Маха с оружием и диапазоном , сравнимым с более старой F-4 и F-18.

Выживший самолет

После отмены программы, самолет был разобран и секция кабины фюзеляжа хранились в НАСА Brook станции Плов в Сандасках, штат Огайо. По состоянию на май 2012 года группа старшеклассников на EHOVE Центре карьеры , с руководством персонала подрядчиков NASA, будет восстановление фюзеляжа для использования в качестве музейной экспозиции.

Характеристики

• Оружие: 1 20 мм M61 Vulcan пушка, 639 патронов
• Ракеты: 2 AIM-7 Sparrow (осуществляется под фюзеляжем) и 2 AIM-9L Sidewinder AAMS или 4 AIM-7s

Смотрите также

• Портал ВМС США
• авиационный портал

Самолеты сравнимой роли, конфигурации и эпохи