Фирма «Локхид», потерпев неудачу с разработкой СВВП с воздушными винтами XFV-1, занялась исследованиями реактивных СВВП с комбинированной силовой установкой из маршевого и подъемных ТРД и разработала ряд проектов боевых СВВП, среди которых был проект VTOL на базе известного истребителя F-104 с дополнительными подъемными ТРД в гондолах на концах крыла. Однако имевшиеся тогда легкие подъемные ТРД обладали tie достаточной тягой, поэтому предпринимались многочисленные попытки увеличить их тягу с помощью раз-дачных устройств.
Одним из известных способов увеличения тяги ТРД является увеличение массы вытекающих газов за счет эжекции окружающего воздуха с помощью системы эжекторов. На основании исследований фирма «Локхид» пришла к выводу, что самолет с реактивной эжекторной системой сможет иметь ряд преимуществ перед самолетами, у которых вертикальная сила тяги создается непосредственно подъемными двигателями. Предполагалось, что эжекторная система позволит не только получить больший КПД и снизить уровень шума (на 12-15 Дб), но и уменьшить также разрушение взлетной площадки. В экспериментальных исследованиях было показано, что благодаря эжекции воздуха происходит значительное снижение температуры (с 850 до 200°С) и скорости газового потока, при этом массовый расход воздуха через эжекторную систему в несколько раз превышает расход воздуха самими двигателями. При испытаниях двигатели, обладающие статической тягой 2990 кг, развивали с помощью эжекторного устройства вертикальную тягу 3860 кг, т.е. на 30% больше. Фирмой был разработан ряд проектов легких СВВП с эжекторной силовой установкой.
Экспериментальный СВВП XV-4 А «Хаммингберд» разрабатывался фирмой «Локхид» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Локхид» представила проект самолета Локхид 330 «Хаммингберд», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте I960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и летные испытания двух экспериментальных самолетов VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.
В ходе разработки программы самолета «Хаммингберд» 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 приступила к постройке первого экспериментального самолета VZ-10 «Хаммингберд», в апреле 1962 г. самолет был построен и получил новое обозначение XV-4A. 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 «Локхид» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП XV-4A, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолета XV-4A. Основными проблемами разработки самолета XV-4A 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. самолет потерпел катастрофу. В полете па 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.
СВВП XV-4A в полете на режиме висения с открытыми створками эжекторной системы
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 самолете. Однако результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, поэтому было принято решение отказаться от использования эжекторной системы и начать разработку новой модификации XV-4A с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая стоимость работ по программе XV-4A составила 54 млн. долл.
Схема и компоновочная схема СВВП XV-4A
Конструкция
СВВП Локхид XV-4 А представляет собой моноплан с двумя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси.
Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена двухме^стная кабина экипажа. В кабине установлены рядом два катапультных кресла Дуглас «Эскапак 1D», позволяющих эки-
пажу 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 Пратт-Уитни JT-12A-3 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 пего 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 СВВП 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.
