Проект Lockheed Greyhound (США)

Проект Lockheed Greyhound (США)

В 1970 году компания «Lockheed» предложила вооружить военно-транспортный самолет C-5A баллистическими ракетам UGM-73 Poseidon C-3. Эта ракета разрабатывалась компанией «Lockheed» с 1965 года по заказу ВМС США и предназначалась для вооружения подводных лодках типа «Лафайет». Ракета UGM-73 Poseidon C-3 должна была стать первой американской БРПЛ оснащенной разделяющейся головной частью с боеголовками индивидуального наведения.

16 августа 1968 года был проведен первый пуск ракеты с испытательного судна «Observation Island». В 1970 году начались летные испытания ракеты с ПЛАРБ «Джеймс Мэдисон». Новая ракета имела улучшенные тактико-технические характеристики по сравнению с БРПЛ «Polaris A-3». Двухступенчатая твердотопливная ракета UGM-73 Poseidon C-3 имела стартовую массу 29,5 т, максимальную дальность стрельбы 5100 км. Основной вариант её боевого оснащения предусматривал размещение 10 боеголовок индивидуального наведения, хотя их количество могло быть увеличено до 14 единиц. Мощность термоядерного заряда W-68 боеголовок составляла 40-50 кт. Ракета имела инерциальную систему управления, которая обеспечивала точность стрельбы (КВО) с подводной лодки 0,47 км.

Расчеты показали, что на модернизированном самолете C-5A может быть размещено три баллистических ракеты типа UGM-73 Poseidon C-3, доработанных для воздушного старта. Предусматривалось горизонтальное размещение баллистических ракет внутри грузового отсека самолета. При получении команды на запуск платформа с установленной на ней ракетой должна была с помощью парашютов десантироваться через хвостовой люк самолета. После отделения ракеты от платформы должен был производиться запуск двигательной установки первой ступени. Ракета UGM-73 Poseidon C-3 была принята на вооружение ВМС США в 1971 году и развернута на атомных подводных лодках типа «Лафайет». Вариант воздушного базирования ракеты реализован не был.

Тактико-технические характеристики авиационного ракетного комплекса Greyhound
Самолет-носитель – Модернизированный военно-транспортный самолет C-5A
Головной разработчик Компания «Lockheed»
Период разработки 1970 г. (проект)

Баллистическая ракета – Модернизированная БРПЛ UGM-73 Poseidon C-3
Головной разработчик Компания «Lockheed»
Число ракет на самолете 3
Стартовый вес ракеты, т 29,5
Длина ракеты, м 10,4
Максимальный диаметр корпуса, м 1,88
Максимальная дальность стрельбы, км
– при стрельбе в одну точку 5100
– при стрельбе с разведением боеголовок
в круговой зоне 4600
Радиус круговой зоны разведения при стрельбе на максимальную дальность, км 50
Тип боевого оснащения РГЧ ИН с 10 боеголовками
Мощность ядерного заряда боеголовки, кт 40-50
Точность стрельбы (КВО), км 0,47

Примечание: приведены ТТХ базовой БРПЛ UGM-73 Poseidon C-3

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.

Проект Lockheed Greyhound (США)

Войти

Проект самолёта – разведчика Lockheed CL-400 “Suntan” (США. 1954 – 1959 год).

Проект этого самолёта упоминался в статье о программе «Архангел» . Локхид А-1 – А-12, но лишь вскользь. Настало время рассмотреть CL-400 “Suntan” подробнее. Мы отправимся в далёкие 1950-е, время, когда казалось, что нет помех инженерному гению и прогрессу .

В марте 1954 года английский инженер Рандольф Рэе (Randolph Rae) направил в Командование по научным исследованиям и перспективным разработкам ВВС США предложение о создании комбинированного реактивного двигателя с использованием сжиженных кислорода и водорода. Главным преимуществом этой идеи было, что жидкий водород легко испаряется и быстро распространяется по всему объему камеры сгорания, что способствует работе двигателя при различных температурах и на огромном диапазоне высот. Высокая массовая теплота и высокая полнота сгорания позволяет повысить эффективность двигателей, уменьшить удельный расход топлива, уменьшить массу и габариты двигателя. После изучения проекта, права на практическое использование предложенного принципа создания тяги были переданы двигателестроительной фирме “Garrett Corporation” (в дополнение купившей патент на этот тип двигателя и предложившие Рэе работать на них).

Так как “Garrett Corporation” не имела опыта создания самих самолётов, было решено заключить контракт с калифорнийским отделением концерна “Lockheed”. В качестве силовой установки были предложены двигатели на жидком водороде, разработанные фирмой “Garrett”: Rex 1, Rex 2 и Rex 3. Результатом работы проектировщиков Lockheed явился предварительный проект самолета под обозначением CL-325-1 с силовой установкой из двух Rex 3 тягой по 2040 килограмм.

CL-325-1 представлял собой самолет с веретенообразным фюзеляжем длиной 46,7 метров и прямым тонким крылом трапециевидной формы размахом 24,35 метров. При взлетной массе 20,7 тонн он должен был преодолевать расстояние 5630 километров на высоте 30,5 километров со скоростью в 2,25 Мах. В ходе дальнейшей детальной проработки появился вариант самолета CL-325-2, отличавшийся размерами и использованием 6 более слабых двигателей Rex 2.

Но трудности и необходимые затраты, связанные с практической реализацией машины с кислородно-водородным двигателем, поубавили энтузиазма у представителей ВВС, и к середине 1955-го интерес к этому проекту пропал. В это же время специалисты отдела перспективных проектов (уже получившие название “Скунсы”) во главе с его директором, легендарным “Келли” Джонсоном, получили заказ от ЦРУ по созданию разведывательного сверхсамолёта на замену U-2. Ведущим специалистом по перспективным силовым установкам в “Lockheed” Бенжамином Ричем (Ben Rich) было предложено создать по этим требованиям проект с силовой установкой на водородном топливе.

Проект, получивший фирменное обозначение CL-400, должен был быть высотным сверхзвуковым разведчиком с крейсерской скоростью, в 2,5 раза превосходившей звуковую, расчетной дальностью полета в 5000 километров и экипажем из двух человек. В ЦРУ программа по созданию разведчика с силовой установкой на жидком водороде получила кодовое наименование “Suntan” – Солнечный загар. По контракту, заключенному в июне 1955 и рассчитанному на 18 месяцев, Lockheed обязывалась разработать конструкторскую документацию и подготовить к испытаниям два прототипа, которые впоследствии должны послужить эталоном для изготовления серии из шести машин. Главным требованием ЦРУ к новому самолету, предназначенному для развития успеха, достигнутого предыдущим разведчиком U-2, стала неуязвимость от средств ПВО в сочетании с комплексом высокочувствительного разведывательного оборудования.

Конструкторы Lockheed заработали в лихорадочном темпе, а ЦРУ не жалело денег. В середине 1957 ВВС ассигновали на эту программу почти $ 500 миллионов (в ценах 1992), а общие затраты в конечном счете составили целых $ 1.2 миллиарда (в ценах 1992). Было разработано более 15 вариантов компоновки самолёта с различными двигателями.

Lockheed CL-400-11 с размещением двигателей на и под крылом

Lockheed CL-400-12 – серьёзно увеличенная версия Lockheed CL-400-11

Lockheed CL-400-13 – самолёт по схеме “утка” с треугольным крылом. Самый большой из всех CL-400 – длиной в 90 метров

Основным двигателем стал Pratt&Whitney Aircraft 304, параллельно разрабатывался вариант адаптации двигателя Pratt&Whitney J-57 под жидкий водород. Так же рассматривался вариант использования дальнейшего развития двигателя Rех-3 – STR-12. В разных вариантах двигатели перемещались по всему самолёту, менялось их количество, менялись размеры самолёта.

Lockheed CL-400-14 – ещё немного увеличенный CL-400-12

Основным вариантом был выбран Lockheed CL-400-10. В этом варианте длина самолета равнялась 50,25 метров, размах крыла – 25,53 метра, взлетная масса – 31,7 тонн. Этот проект сильно напоминал CL-325-1 – похожий веретенообразный корпус, размещение двигателей на законцовках трапециевидного крыла. В целом самолёт можно было бы назвать сильно увеличенным “Старфайтером”. Полезная нагрузка составляла 680 килограмм, и в основном состоял из самого разнообразного разведывательного оборудования. Двигатели – ПВРД Pratt&Whitney 304-2. Для самолёта была разработана система дозаправки от другого CL-400. Потолок самолёта – 32 километра, маршевая скорость – 2,6 Мах.

Схема работы Pratt&Whitney 304

Теплообменник двигателя Pratt&Whitney 304

Считалось, что самолёт с такой скоростью и высотой полёта будет способен проводить разведку объектов, прикрытых зенитными комплексами ПВО и перехватчиками с управляемым ракетным оружием, а возможность дозаправки позволит вести наблюдениями за любыми объектами на земном шаре.

Схема работы Pratt&Whitney J-57

Кроме проблем по проектированию самолёта (а их было не мало, например, на максимальной скорости фюзеляж самолёта удлинялся почти на 2 метра) перед Келли Джонсоном вставали и проблемы иного типа. Так требовалось наладить производство жидкого водорода. В 1956 году при плотном сотрудничестве с Pratt&Whitney было решено вложить средства в постройку завода по производству этого топлива, способного производить в день до 220 тонн, этот проект получил название “Papa Bear”. Завод должен был располагаться в местечке Пейнсвиль. Пока не было завода, топливо для испытаний двигателей поступало из криогенной лаборатории в Боулдере (которую внутри “Скунсов” именовали как “Baby Bear” – медвежонок) и хранилось в бункере времён Второй Мировой войны неподалёку от цехов “Скунсов” – бункер, в штуку, из-за жесточайших требований безопасности называли “форт Робертсон” – по фамилии ответственного за безопасность.

Проекции Lockheed CL-400-10

Несмотря на то, что к 1957 году удалось решить многие конструктивные проблемы, была проделана гигантская работа, ко всем заинтересованным сторонам пришло понимание, что в ближайшее время самолёты на водородном топливе слишком дороги и опасны. Келли Джонсон в октябре 1957-го предложил вести дальнейшую разработку самолета-разведчика с реактивными двигателями на традиционном авиационном топливе. В 1959 ЦРУ адаптировала свои требования для этого самолёта и переименовала программу в “Archangel”. У тому времени были построены 4 водородных двигателя и продувочный макет CL-400 в масштабе 1 к 3.