В другом проекте истребителя КИТ-2 предлагалось использовать соосные воздушные винты диаметром 2,86 м, приводимые также от поршневого двигателя ВК-108 мощностью 1750 л. е., и дополнительный несущий винт с выдвигающимися лопастями, диаметр которого должен был изменяться от 4 м при взлете и горизонтальном полете до 14 м при посадке. Истребитель, имеющий взлетную массу 3000 кг, должен был совершать вертикальный взлет с работающими соосными воздушными винтами, создающими вертикальную тягу 3150 кгс, и остановленным несущим винтом. При этом тяговооруженность составляла всего 1,05, поэтому для увеличения тяговооруженности при взлете предлагалось использовать стартовые пороховые ускорители. Расчетная максимальная скорость полета должна была составлять 920 км/ч.
Перед посадкой истребитель должен был совершать горку, при этом с помощью гидромеханизма должны были выдвигаться лопасти несущего винта, который под действием набегающего потока воздуха начинал работать на режиме самовращения, создавая вертикальную тягу. Посадка истребителя должна производиться при вертикальном положении фюзеляжа, причем перед приземлением должен осуществляться «подрыв», то есть увеличение шага лопастей несущего винта и увеличение его тяги, что должно обеспечивать уменьшение скорости снижения до 6 – 8 м/с. Управление истребителем при взлете и посадке должно было осуществляться с помощью аэродинамических рулей, расположенных в потоке от винтов, и циклического управления шагом лопастей несущего винта.
Оба проекта КИТ имели похожие обводы фюзеляжей (с кабиной, как у истребителя «Эр Кобра»), но отличались размерами. Предполагалось использование одинакового вооружения, состоящего из встроенной пушки калибром 37 мм с боезапасом 120 снарядов. Проекты истребителей КИТ отличались большой оригинальностью и ставили целью исследование возможностей сочетания вертикального взлета с достижением большой скорости полета при использовании воздушных и несущих винтов, но практически они вряд ли могли быть реализованы из-за необычных решений и связанного с этим большого технического риска. Зато идея использования останавливаемого винта изменяющегося диаметра получила позже развитие в ряде зарубежных проектов.
Исследования СВВП в ВВИА продолжались в 1949- 1951 гг., когда под руководством Б. Н. Юрьева и ак. А. Г. Иосифьянца, возглавлявшего Всесоюзный электротехнический институт (ВЭТИ), был разработан проект СВВП с поворотными крыльями, расположенными по тандемной схеме, и воздушными винтами. Для такого СВВП требовалась чрезвычайно сложная и тяжелая система трансмис сии, поэтому было предложено использовать электрическую систему трансмиссии, которая по расчетам получалась более простой и легкой, чем механическая трансмиссия. Проект СВВП получил название «Электрогеликоптер». При расчетной взлетной массе 27 т и общей суммарной мощности 10 900 л. с. расчетная максимальная скорость должна была составлять 450 – 500 км/ч. Были изготовлены модели СВВП для испытаний в аэродинамической трубе и демонстрационная модель, но, к сожалению, не осталось их фотографий. Схема СВВП с тандемно расположенными крыльями и поворотными винтами получила развитие в ряде проектов СВВП за рубежом.
В 1954 г. в МАИ на кафедре «Проектирование и конструкции вертолетов» (С-2) была организована конструкторская группа по разработке десантно- транспортного вертикально взлетающего самолета. Проект разрабатывался под руководством зав. кафедрой ак. Б.Н. Юрьева, главного конструктора И.П. Братухина и ак. А.Г. Иосифьянца, компоновкой СВВП занимался автор.
Проект десантно-транс- портного СВВП с поворотным крылом (рисунок автора), исследовавшегося в ЦАГИ
Модель АВВП МАИ с подъемным вентилятором в несущем корпусе и устройством для образования воздушной подушки
Для СВВП была выбрана используемая на бомбардировщике Ту-95 силовая установка из четырех ТВД НК-12МВ мощностью по 12 000 л.с., которые по своему удельному весу и расходу топлива не имели равных. ТВД приводили на Ту-95 соосные воздушные винты диаметром 5,8 м, которые для разрабатываемого СВВП были модифицированы для получения большей взлетной тяги, а диаметр их был увеличен до 6 м.
Для осуществления вертикального взлета и посадки была выбрана схема с вертикальным положением фюзеляжа при взлете и посадке и четырьмя ТВД в гондолах на концах крестообразного крыла малого удлинения, консоли которого располагались под прямыми углами друг к другу.
В носовой части фюзеляжа малого удлинения размещалась двухместная кабина экипажа, а за ней грузовая кабина с тремя отсеками. Для удобства размещения экипажа при изменении положения фюзеляжа в процессе перехода их кресла были установлены на общем шарнире, и положение их стабилизировалось. Сиденья десантников находились в трех грузовых отсеках и также были установлены на шарнирах. Шасси было выполнено четырехопорным, с неубираемыми опорами на консолях крыла, со сдвоенными колесами.
Расчетная взлетная масса СВВП составляла 50 – 60 т в зависимости от условий взлета, а максимальная взлетная тяга четырех соосных винтов – 90 тс. Самолет должен был совершать вертикальный взлет при вертикальном положении фюзеляжа, имея тяговооруженность 1,2-1,5, переходить к горизонтальному полету.
Управление самолетом осуществлялось совместным и дифференциальным изменением шага лопастей соосных воздушных винтов, а также с помощью аэродинамических рулей (элеронов и рулей высоты), установленных попарно на крыльях и расположенных в потоке от воздушных винтов.
Проект СВВП отличался оригинальностью компоновки и новизной предлагаемых технических решений, ряд которых был запатентован. Основной особенностью СВВП была электрическая система трансмиссии вместо традиционной механической с редукторами, валами и муфтами, разработанная в ВЭТИ под руководством А. Г. Иосифьянца.
В МАИ было построено несколько экспериментальных свободно летающих моделей самолетов-конвертопланов с бензиновыми двигателями, выполненных по различным аэродинамическим схемам, и проведены их испытания, а в ЦАГИ под руководством автора была спроектирована и изготовлена демонстрационная модель СВВП в масштабе 1:20.
Проведенные в МАИ исследования транспортного СВВП, совершающего вертикальный взлет и посадку при вертикальном положении фюзеляжа, устанавливали значительную ее конструктивную сложность, связанную с изменением положения фюзеляжа. Поэтому было признано целесообразным продолжать дальнейшие исследования транспортных СВВП, рассматривая только схемы самолетов, совершающих вертикальный взлет и посадку при горизонтальном положении фюзеляжа.
В 1955-1956 гг. в ЦАГИ под руководством И.П. Братухина были проведены исследования транспортных СВВП с воздушными винтами. Для обеспечения вертикального взлета и посадки в сочетании с большой скоростью крейсерского полета было найдено целесообразным использовать схему СВВП с соосными воздушными винтами, приводимыми ТВД, которые при взлете и посадке поворачиваются на 90° вместе с крылом, что позволяло сохранять горизонтальное положение фюзеляжа при взлете и посадке и в крейсерском полете, облегчая размещение и транспортировку десантируемых грузов.
В исследованиях и подготовке обобщающего отчета участвовала большая группа сотрудников ЦАГИ, включая автора, и ЦИАМ. В процессе исследований были выбраны основные параметры и конструктивная схема транспортно-десантного СВВП из условий обеспечения транспортировки десантируемой нагрузки 5 т при вертикальном взлете и посадке и полете с крейсерской скоростью 700 км/ч с дальностью 1250 км. Расчетная взлетная масса СВВП 30 т.
Конструкция СВВП была выбрана типовой, поворотное крыло – малого удлинения, чтобы вся его поверхность была расположена в потоке от воздушных винтов для исключения срыва потока на больших углах атаки при переходных режимах.
Модель АВВП «Иналет-8»
Силовая установка – с двумя ТВД НК-12МВ мощностью по 12 000 л.с., приводящими соосные воздушные винты диаметром 7 м, подобные тем, которые использовались в проекте МАИ.
При горизонтальном полете СВВП управляется с помощью обычных аэродинамических рулей. На режимах вертикального взлета и посадки и переходных режимах, когда аэродинамические рули на оперении неэффективны, применяется дополнительная струйная система управления, использующая сжатый воздух, отбираемый от компрессоров ТВД, на режимах крейсерского полета струйная система управления отключается.
В процессе исследований было установлено, что для рассматриваемого поворотного крыла малого удлинения даже при обдувке его винтами при переходе возможен срыв потока. Кроме того, такое крыло обладает недостаточным аэродинамическим качеством, что приводит к увеличению километрового расхода топлива и затрудняет аварийную посадку при выходе из строя двигателей.
