VJ 101c фирмы «EWR-Зюд»-одноместный экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки-ФРГ, 1963 г.

Рис. 2.114. Одноместный экспериментальный самолет ВВП VJ-101C.

История создания. В 1959 г. западногерманские фирмы «Бельков», «Хенкель» и «Мессершмитт» объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн «EWR-Зюд». Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ101A (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ101B (четыре двигателя в фюзеляже с изменяемым направлением тяги). Однако к этому времени к самолету были предъявлены дополнительные требования по увеличению дальности полета на малых высотах (приспособление самолета для атаки наземных целей), что обусловило необходимость применения более экономичной двигательной установки. Для такого назначения была признана наиболее эффективной смешанная система, в которой часть двигателей используется только во время взлета, на переходных режимах и при посадке. Проект соответствующего самолета был обозначен VJ101C.

Параллельно с работами над опытным образцом VJ101CX-1 (подъемно-маршевые двигатели без форсажных камер) и Х-2 (с форсажными камерами) были предприняты исследования системы управления самолетом на режимах взлета, висения и посадки с помощью дифференциального изменения тяги двигателей. Для этой цели были созданы две специальные исследовательские модели (стационарная и летающая) в виде каркаса самолета. Исследования летающей модели проводились сначала на привязи, а начиная с 13.03.1962 г. и в свободном полете. Геометрические параметры модели, ее центровка, положение двигателей (в вершинах треугольника, центр тяжести которого приближенно совпадал с центром тяжести самолета), кабины пилота и шасси соответствовали схеме самолета VJ101CX-1. При исследованиях влияния земли на процесс взлета и посадки к силовой раме каркаса снизу прикреплялся брезентовый чехол. После проведения наземных испытаний образца самолета на зависание (с телескопической системой зависания) 10.04.1963 г. был осуществлен первый полет с зависанием. После проведения исследований режима висения и подбора оптимальных параметров автопилота 31 сентября были начаты пробные полеты с нормальным взлетом. Испытания с поворотом двигательных гондол проводились сначала на высоте 2000 м (из соображений безопасности), а затем в диапазоне 70-90° вблизи от земли. Первый полет с вертикальным взлетом и посадкой был осуществлен 8 октября 1963 г., а 29.07.1964 г. была достигнута сверхзвуковая скорость (М = 1,04). Летные исследования первого опытного образца Х-1 были прерваны катастрофой, которая произошла 14.09.1964 г. Во время взлета на высоте 10 м и при скорости 250 км/ч система управления отказала, в результате чего самолет упал на взлетно-посадочную полосу и загорелся. После пробега ~ 1600 м самолет остановился; пожар был потушен. Пилот спасся путем своевременного катапультирования. Пробные полеты опытного образца Х-2 начались 27.10.1964 г., 10.10.1965 г. был осуществлен первый полет с включенными форсажными камерами, но лишь 21.04.1971 г. удалось достичь максимальной скорости, соответствующей ? = = 1,14. Исследования самолета VJ101C Х-2 были завершены 27 мая 1971 г., когда состоялся его 325-й полет. После этого самолет был передан в музей г. Мюнхена.

Описание самолета. Самолет VJ101C представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом малого удлинения. Многолонжеронное крыло, оснащенное закрылками и элеронами, крепится к фюзеляжу с помощью шести болтов. В носовой части фюзеляжа, выполненной по образцу самолета F-104G, находятся телеметрическое оборудование, которое используется при летных испытаниях, и герметическая кабина пилота с катапультируемым креслом класса 0-0. Неподвижная передняя и откидываемая в сторону основная часть фонаря выполнены (каждая) из одного листа стекла. Центральная часть фюзеляжа выполнена в соответствии с правилом площадей. В ней находятся два главных мягких топливных бака и ниши уборки главных стоек шасси. В хвостовой части фюзеляжа опытного образца Х-2 находятся топливный бак и отсек с тормозным парашютом. Трехколесное неубираемое шасси у самолета Х-1 (убираемое назад, в фюзеляж, у Х-2) рассчитано на посадку с вертикальной скоростью до 3,5 м/с.

Рис. 2.115. Проекции одноместного самолета ВВП VJ-101C.

Конструкция планера самолета выполнена главным образом из сплава алюминия; отдельные элементы конструкции, работающие при повышенных температурах, изготовлены из стали или титана. Одним из интересных и новаторских решений является использование смешанной системы управления. Система аэродинамического управления нормального типа состоит из элеронов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения с подфюзеляжным килем. На режимах вертикального взлета, посадки и зависания используется реактивное управление (тягой двигателей). Ручка управления непосредственно соединена с рычагом газа двигателей.

Рис. 2.116. Самолет ВВП VJ-101C-X1 в зависании.

Двигательная установка. В конце 60-х-начале 70-х годов считалось, что отношение взлетной массы к тяге для сверхзвуковых самолетов не должно превышать ~ 2 кг/даН. С учетом этого в самолете VJ101C была использована подъем- но-маршевая силовая установка, состоящая из шести двигателей, четыре из которых в крейсерском полете работают как маршевые. Для самолета VJ101C разрабатывался специальный одно- вальный турбореактивный двигатель RB-153-17 фирм «Роллс-Ройс» и MAN, эффективный при больших скоростях полета. Так как к началу строительства опытных образцов самолета разработка двигателей еще не была завершена, то пришлось использовать менее мощные двигатели RB-145. Это потребовало уменьшения взлетной массы самолета с первоначальной ~ 13 000 до 6000-8000 кг. На первом опытном образце были установлены двигатели тягой 12,26 кН (1250 кГ) без форсажных камер, а на втором (в гондолах)-двигатели RB-145R тягой 15,79 кН (1610 кГ) при форсировании.

Использование поворотных двигательных гондол является одной из наиболее интересных особенностей самолета VJ101C. Массовый анализ показал, что масса механизмов поворота гондол меньше, чем системы отклонения реактивной струи двигателей. В конструкции механизма поворота гондолы используются роликовый подшипник большого диаметра, расположенный в стенке гондолы, и ось, выполненная в виде трубы, через которую проходят необходимые коммуникации. Гондолы поворачиваются с помощью задублированных гидроприводов, питание которых осуществляется насосами, смонтированными непосредственно на двигателях. Использование разъемных соединений топливной и гидравлической систем, а также оборудования системы управления в концевых частях крыла позволяет легко демонтировать гондолы. Запуск двигателей осуществляется с помощью гидростартеров.

В самолетах вертикального взлета и посадки определенную трудность представляет выбор конструкции воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям принципиально различающихся стадий полета. Одной из проблем является запуск подъемных двигателей во время горизонтального полета на положительных углах атаки фюзеляжа, так как при этом в области заборника давление пониженное, а вблизи сопла двигателя повышенное. Проблема была решена путем использования большого щитка на верхней части фюзеляжа и щелевой створки на нижней части, с помощью которых создается необходимый для двигателя поток воздуха. Воздухозаборники подъемно-маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полета. Поэтому на режимах взлета, висения и посадки используется дополнительный воздухозаборник, который образуется за счет выдвижения передней части гондолы вперед при одновременных отклонении закрылков и выпуске шасси. Образующаяся при этом на поверхности гондолы щель увеличивает площадь проходного сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределения скоростей и давлений потока на входе в компрессор.

Два основных топливных бака находятся в фюзеляже, в центре тяжести самолета (непосредственно за подъемными двигателями). Третий, меньший бак расположен в хвостовой части фюзеляжа.

Размах крыла, м 6,61

Длина, м 15,70

Высота, м 4,13

Площадь несущей поверхности, м2 18,60

Нормальная взлетная масса, кг 7690

Масса пустого самолета, кг 5450

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 413

Максимальное число Маха 1,14