Евгений Ружицкий - Европейские самолеты вертикального взлета
Модель истребителя VJ-101D с комбинированной силовой установкой из подъемных ТРД и подъемно-маршевых ТРДД
Пытаясь спасти программу истребителя VJ-101, объединение «Энтвиклюнгсринг Зюд» разработало ряд новых проектов боевых СВВП с комбинированной силовой установкой. Развитием СВВП VJ-101 был оригинальный проект истребителя VJ-101AG по схеме «утка» с тандемным крылом, в котором силовая установка состояла из шести ТРД, установленных в поворотных гондолах: по две на концах тонкого прямого крыла и по одному – на концах переднего оперения. Этот проект разрабатывался совместно с фирмой «Хейнкель», где он получил обозначение Не.231. В другом проекте, получившем обозначение VJ- 101В, предполагалось использовать комбинированную силовую установку без поворотных гондол, состоящую из двух подъемных ТРД и четырех подъемно-маршевых, расположенных в фюзеляже.
Более проработанным был проект истребителя VJ-101D, разрабатывавшийся в соответствии с требованиями ВВС ФРГ к истребителю для замены истребителя Локхид F-4. Силовая установка должна была состоять из пяти подъемных ТРД Роллс-Ройс RB.162-31, установленных в фюзеляже в вертикальном положении в один ряд за кабиной летчика, и двух подъемно-маршевых ТРДД, Роллс-Ройс RB.153-61, установленных рядом в горизонтальном положении в хвостовой части фюзеляжа. ТРДД предполагалось снабдить устройством для отклонения вниз потока газов, что позволяло создавать вертикальную и горизонтальную тягу. Были заказаны два экспериментальных самолета VJ-101D и изготовлен ряд моделей и даже макет самолета, однако в 1964 г. разработка была прекращена, причем предполагалось в дальнейшем использовать силовую установку СВВП VJ-101D в проекте нового истребителя EWR 360 с крылом изменяемой геометрии.
Конструкция
СВВП VJ-101C представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, комбинированной силовой установкой из подъемных и по воротных ТРД и трехопорным шасси.
Фюзеляж полумоноко- ковой конструкции из алюминиевых сплавов; в местах установки двигателей применены сталь и титан. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика со стандартным оборудованием и катапультным креслом Мартин- Бейкер MkGA7. Кабина герметизирована. В носовой части размещалось испытательное телеметрическое оборудование, на серийных самолетах в этом месте предусматривалось размещение радиолокационного оборудования.
Схема СВВП VJ-101C-X1
Крыло самолета стреловидное, малого удлинения, разрезное. Угол стреловидности по 1/4 хорд 27°. Конструкция крыла многолон- жеронная. Крыло снабжено закрылками и элеронами.
Оперение обычной схемы, состоит из стабилизатора и киля с рулем направления. Имеется подфюзеляжный киль.
Шасси трехопорное с носовой опорой, убирающееся в фюзеляж, на каждой опоре по одному колесу фирмы «Данлоп».
Силовая установка состоит из шести ТРД Роллс- Ройс RB.145 взлетной тягой по 1250 кгс, разработанных на базе ТРД RB.108 фирмой «Роллс-Ройс» в сотрудничестве с западногерманской фирмой «Ман-Турбомоторен». Два ТРД, установленные вертикально в средней части фюзеляжа непосредственно за кабиной перед центром тяжести самолета, предназначены для создания вертикальной тяги; двигатели, установленные в поворачивающихся гондолах на концах крыла (по два в каждой), создают вертикальную и горизонтальную тягу. Диапазон углов поворота гондол двигателей 0 – 90°. На втором самолете VJ-101C-X2 были установлены ТРД RB.145 с форсажными камерами и взлетной тягой по 1650 кгс. Двигатели, расположенные в фюзеляже, имеют щелевые воздухозаборники, закрывающиеся в крейсерском полете створками.
При проектировании силовой установки большое внимание уделялось разработке конструкции гондол, и особенно их системе поворота, а также конструкции воздухозаборников. Конструкция гондол должна удовлетворять требованиям сверхзвукового полета и обеспечивать максимальный расход воздуха через воздухозаборники на режиме висения. После длительных исследований была принята схема гондолы с подвижной носовой частью, которая вместе с носовым конусом может перемещаться вперед; при этом в максимальном сечении гондолы образуется увеличивающая площадь потоков воздуха к двигателям кольцевая щель, обеспечивающая поступление необходимого количества воздуха. Двигатели располагаются один над другим. Между двигателями жестко закреплен полый вал, при вращении которого с помощью гидропривода гондола поворачивается на требуемый угол. Тяги управления двигателями, проводка топливной и гидравлической систем размещены внутри полого вала. Для поворота гондол применены два силовых цилиндра, приводимых от дублированных гидросистем.
При вертикальном взлете гондолы устанавливаются в вертикальное положение, и все шесть двигателей создают вертикальную тягу. Одновременно с постепенным отклонением гондол в горизонтальное положение тяга подъемных двигателей в фюзеляже уменьшается по мере увеличения горизонтальной скорости постепенно, а после достижения скорости, при которой вес самолета воспринимается крылом, двигатели выключаются. При переходе к вертикальному режиму при посадке процесс работы двигателей повторяется в обратном порядке. При скорости 400 км/ч поднимается створка воздухозаборника сверху фюзеляжа и включаются подъемные ТРД, при скорости 305 км/ч гондолы поворачиваются на 45° и полностью на 90° при скорости 93 км/ч.
Компоновочная схема СВВП Энтвиклюнгсринг Зюд VJ-101C-X2
При взлете самолета с малым разбегом гондолы в начале разбега находятся в горизонтальном положении, затем поворачиваются, при этом создается вертикальная составляющая тяги, которая складывается с вертикальной тягой двигателей в фюзеляже. На форсированном режиме самолет мог взлетать с нагрузкой до 2000 кг.
По мнению конструкторов, такая система обеспечения вертикального взлета имеет следующие преимущества перед системой с отклонением реактивных сопел, как на СВВП «Харриер»: возможность использования форсажных камер, предназначенных для сверхзвукового полета, на режиме вертикального взлета; экономия веса; исключение потерь тяги, связанных с подводом струи газов к соплам; простота управления самолетом; более простая схема переходного режима. Кроме того, отсутствие маршевых двигателей в фюзеляже и соответствующих им систем облегчает проблему размещения топлива.
Топливо на самолете размещено в фюзеляже в двух баках, примыкающих к отсеку двигателей. Отмечалось, что большой запас топлива будет обеспечивать самолету большую дальность по сравнению с вертикально взлетающими истребителями, разрабатываемыми в соответствии с ТТТ НАТО MBR-3.
Система управления, разработанная фирмой «Даути Ротол», включает обычные аэродинамические поверхности управления, используемые в горизонтальном полете, и систему дифференциального изменения тяги двигателей на вертикальных и переходных режимах полета. При вертикальном положении гондол и работе всех двигателей вертикальное перемещение самолета регулируется с помощью обычного рычага управления двигателями. Изменение тяги для продольного и поперечного управления достигается перемещением ручки управления. Продольное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги двигателей, установленных в фюзеляже и на концах крыла, поперечное управление – дифференциальным изменением тяги правой и левой пар двигателей, установленных на концах крыла, путевое управление – дифференциальным отклонением (на небольшой угол) правой и левой пар двигателей на концах крыла.
Управление изменением тяги при продольном и поперечном управлении связано с отклонением аэродинамических рулей. При повороте гондол в горизонтальное положение с увеличением горизонтальной скорости управление изменением тяги двигателей плавно переходит на систему управления аэродинамическими поверхностями.
Оборудование. Самолет оснащен автоматической трехканальной системой, обеспечивающей стабилизацию при вертикальном взлете, переходном режиме и в горизонтальном полете. В носовой части установлена штанга для размещения ПВД и датчиков.
Характеристика СВВП VJ-101C
Размеры:
размах крыла 6,61м
расстояние между осями гондол (6 м
длина фюзеляжа 15,7 м
высота самолета 4,13 м
Двигатели 6 ТРД Роллс-Ройс RB.145
взлетная тяга без форсажа (самолет VJ-101С-Х1) 6x1250 кгс
взлетная тяга с форсажем (самолет VJ-101С-Х2) 4x1650 кгс и 2x1250 кгс
Массы и нагрузки:
взлетная при вертикальном взлете
самолет VJ-101С-Х1 6 000 кг
самолет VJ-101C-X2 8 000 кг
Летные данные:
максимальная скорость соответствует
числу М = 1,08
VFW-Фоккер VAK-191B
