Deutsches Museum ч.1: VJ-101C самолет ввп
Jan. 26th, 2011 01:07 pm![[personal profile]](https://www.dreamwidth.org/img/silk/identity/user.png){kind=small}
igor113Чтобы продолжить рассказ о самолетах ВВП построеных в Германии,мы перебежим из авиационного филиала Немецкого музея в сам Немецкий музей и здесь увидим VJ-101C
этот же пост,но с маленькими картинками
Deutsches Museum Flugwerft Schleissheim ч.1: Do-31 E3-единственный в мире трансп самолет с ВВП (мал)
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
В 1959 г. западногерманские фирмы Belkov, Heinkel и Messerschmitt объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн EWR-Sud. Объединение не имело собственных финансовых средств и его деятельность субсидировалась правительством ФРГ.
А это модель данного самолета выставленная в авиационном филиале
Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ-101А (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ-101В (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 VJ-101С.
Его мы тут и видим
СВВП VJ-101C был спроектирован в соответствии с требованиями ВВС ФРГ к сверхзвуковому истребителю-бомбардировщику и перехватчику, способному совершать вертикальный взлет и посадку. Была поставлена задача создать для ВВС ФРГ вертикально взлетающий истребитель с максимальной скоростью полета, соответствующей числу М = 2. Для СВВП была выбрана комбинированная силовая установка, состоящая из подъемно-маршевых двигателей в поворотных гондолах на концах крыла и подъемных ТРД в фюзеляже, которая рассматривалась более перспективной и более экономичной, чем силовая установка с одним подъемно-маршевым двигателем, как на английском СВВП "Харриер", или комбинированная силовая установка с отдельными подъемными и маршевым двигателям, как на французском СВВП "Мираж" V. Программой разработки предусматривались постройка и испытания двух экспериментальных самолетов, имеющих обозначения VJ-101C-X1 и VJ-101C-X2. Развитию самолета VJ-101C придавалось большое политическое значение, так как он тогда был единственным самолетом ФРГ с вертикальным взлетом и посадкой, доведенным до стадии летных испытаний. В поставках оборудования для СВВП VJ-101C принимали участие 115 иностранных фирм Великобритании, США и Франции.
Плюсы такой системы:
- во время взлёта и посадки может быть использована тяга всех двигателей;
- можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эфективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;
- отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением струи газов;
- использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полёта;
- управление в рижимах висения, вертикального взлёта и посадки может быть легко реализовано путём дифференциального изменения тяги отдельных груп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которого вызывает усложнение конструкции и увеличения её веса и снижения эффективности по тяге вследствии дополнительного расхода сжатого воздуха);
- отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объём самолёта, например разместить всё топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;
- изменение направления тяги двигателей даёт возможность осуществить короткий взлёт и посадку;
- влияние земли в режиме висения (приводящее к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры) невелико, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах размещаются достаточно высоко;
- установка гондол на концах крыла в принятой аэродинамической схеме уменьшает нагруженность конструкции и её массу, а также облнгчает доступ при обслуживании.
** Фамильное древо этого самолета
Параллельно с проектированием и постройкой первых двух экспериментальных СВВП проводились стендовые испытания системы управления на вертикальных режимах работы путем дифференциального изменения тяги двигателей.
Была сконструирована простейшая установка, состоящая из консольной балки на шарнирной опоре. На конце балки было сиденье оператора, за которым был установлен вертикально ТРД Роллс-Ройс RB.108.
Позже был построен летающий стенд, на котором установили вертикально три ТРД Роллс-Ройс RB.108, схема их размещения была аналогична размещению двигателей на самолете. Стенд был оснащен шасси. Первоначально летающий стенд испытывался на шарнирной опоре, с помощью которой можно было имитировать перемещение самолета относительно трех осей и по вертикали (в пределах 2 м). Первый свободный полет стенда состоялся в марте 1962 г. Взлет производился с бетонированной площадки. На летающем стенде было выполнено более 70 полетов в различных условиях.
**
Первый экспериментальный самолет VJ-101C-X1 предназначался для исследования возможностей обеспечения вертикального взлета с использованием поворотных двигателей. Он совершил первый полет на режиме висения 10 апреля 1963 г., обычный взлет с разбегом 31 августа 1963 г., а полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной посадкой 20 сентября 1963 г.
**
В последующих летных испытаниях в июле 1964 г. достигалась скорость полета, превосходящая М= 1. Во время 132-го полета, 14 сентября 1964 г., при взлете с разбегом самолет потерял управляемость на высоте 10 м и упал, летчик успел катапультироваться над землей, но получил тяжелые повреждения. Самолет разбился и сгорел. Авария была вызвана отказом системы автостабилизации.
**
Второй самолет VJ-101С-Х2(это наш самолет) был рассчитан на максимальную скорость, соответствующую числу М= 1,1-1,2 и имел такие же двигатели, как на самолете X1, но с форсажными камерами. Он совершил первый полет 12 июня 1965 г. и успешно проходил летные испытания, а затем был модернизирован.
**
Для самолета Х2 была разработана новая система управления с тройным резервированием, с которой в феврале 1968 г. были возобновлены летные испытания самолета,
однако вскоре испытания были прерваны из-за прекращения разработки программы, которую было сочтено нецелесообразным продолжать, так как к тому времени основное внимание было сосредоточено на считавшейся более перспективной программе СВВП VAK-191B.
С 1963 г. на разработку двух самолетов VJ-101C-X1 и Х2 было затрачено 31,25 млн. долл. и на разработку силовой установки - 30 млн. долл.
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-101 В, 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.
CBBП VJ-101С представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, комбинированной силовой установкой из подъемных и поворотных ТРД и трехопорным шасси.
Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компановки и систем, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равна сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолётах с крылом малого удлинения, поскольку подъём самолёта с помощью сил, приложенных к концам длинных консолей крыла, связана с увеличением массы, так как при этом необходимо использовать соответственно более прочную и жёсткую конструкцию.
**
Фюзеляж полумонококовой 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.
Крыло самолета стреловидное, малого удлинения, разрезное. Угол стреловидности по 1/4 хорд 27╟. Конструкция крыла многолонжеронная. 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, расположенные в фюзеляже, имеют щелевые воздухозаборники, закрывающиеся в крейсерском полете створками.
Существенную проблему при проектировании самолёта вертикального взлёта и посадки представляет выбор типа воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям, относящимся к принципиально различным режимам полёта. Одной из трудностей является запуск подъёмных двигателей в горизонтальном полёте при положительных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создаётся разряжение, а в районе сопла - повышенное давление. Задача решается с помощью больших щитков, расположенных на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, вызывающих движение воздуха, благоприятное для работы двигателей.
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.
Поворотные гондолы одна из наиболее интересных особенностей самолёта Vj-101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипники большого диаметра, встроенный в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подаётся необходимое питание. Гондолы поворачиваются гидроприводами, работающими в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещёнными непосредственно на двигателях. Установка разъёмных соединений топливной и гидравлической системы и блока управления в плоскости концевых сечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы, как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится с помущью гидравлического стартёра.
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.
Воздухозаборники основных подъёмно-маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полёта, поэтому на взлёте и посадке оказалось необходимым применение дополнительного воздухозаборника, который образуется при выдвижении передней части гондолы вперёд одновременно с выпуском щитков и шасси. Щель, создаваемая при этом на поверхности гондолы, увеличивает площадь сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределение скорости и давления воздушного потока на входе в компрессор даже при сильных горизонтальных порывах ветра.
**
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.
**
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.
В самолёте Vj-101C тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, поэтому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы крена или атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных двигателей или наоборот.
Поперечное управление производится путём дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах (при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не имеет значения). Путевое управление обеспечивается с помощью педалей, осуществляющих поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшения влияния величины тяги на устойчивость самолёта применяется система механизмов, изменяющих угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей (при перехое гондол в горизонтальное положение) производится уменьшение их тяги по синусу угла поворота гондол.
Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолёта из режима висения в горизонтальный полёт. При достижении высоты 25-30 м нажатие кнопки на рычаге газа приводит в движение систему поворота гондол (в начале со скоростью 2 градуса в с., а через 35-40с пилот может увеличить её до 4 градусов в секунду), что вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составляющей тяги. Переход к горизонтальнуму полёту обычно занимает ~ 55 c, самолёт за это время пролетает 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, затем шасси и включает оба подъёмных (фюзеляжных) двигателя. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение до нулевой скорости производится путём увеличения угла атаки. Обычно процесс посадки длится ~ 60 с, при этом самолёт пролетает расстояние ~ 2300 м.
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.
этот же пост,но с маленькими картинками
Deutsches Museum Flugwerft Schleissheim ч.1: Do-31 E3-единственный в мире трансп самолет с ВВП (мал)
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
В 1959 г. западногерманские фирмы Belkov, Heinkel и Messerschmitt объединили свои конструкторские бюро, образовав концерн EWR-Sud. Объединение не имело собственных финансовых средств и его деятельность субсидировалась правительством ФРГ.
А это модель данного самолета выставленная в авиационном филиале
Первым заданием, поставленным перед объединенным КБ, была разработка истребителя-перехватчика вертикального взлета и посадки. В результате были разработаны проекты самолетов VJ-101А (восемь двигателей в четырех поворотных гондолах) и VJ-101В (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 VJ-101С.
Его мы тут и видим
СВВП VJ-101C был спроектирован в соответствии с требованиями ВВС ФРГ к сверхзвуковому истребителю-бомбардировщику и перехватчику, способному совершать вертикальный взлет и посадку. Была поставлена задача создать для ВВС ФРГ вертикально взлетающий истребитель с максимальной скоростью полета, соответствующей числу М = 2. Для СВВП была выбрана комбинированная силовая установка, состоящая из подъемно-маршевых двигателей в поворотных гондолах на концах крыла и подъемных ТРД в фюзеляже, которая рассматривалась более перспективной и более экономичной, чем силовая установка с одним подъемно-маршевым двигателем, как на английском СВВП "Харриер", или комбинированная силовая установка с отдельными подъемными и маршевым двигателям, как на французском СВВП "Мираж" V. Программой разработки предусматривались постройка и испытания двух экспериментальных самолетов, имеющих обозначения VJ-101C-X1 и VJ-101C-X2. Развитию самолета VJ-101C придавалось большое политическое значение, так как он тогда был единственным самолетом ФРГ с вертикальным взлетом и посадкой, доведенным до стадии летных испытаний. В поставках оборудования для СВВП VJ-101C принимали участие 115 иностранных фирм Великобритании, США и Франции.
Плюсы такой системы:
- во время взлёта и посадки может быть использована тяга всех двигателей;
- можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эфективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;
- отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением струи газов;
- использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полёта;
- управление в рижимах висения, вертикального взлёта и посадки может быть легко реализовано путём дифференциального изменения тяги отдельных груп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которого вызывает усложнение конструкции и увеличения её веса и снижения эффективности по тяге вследствии дополнительного расхода сжатого воздуха);
- отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объём самолёта, например разместить всё топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;
- изменение направления тяги двигателей даёт возможность осуществить короткий взлёт и посадку;
- влияние земли в режиме висения (приводящее к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры) невелико, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах размещаются достаточно высоко;
- установка гондол на концах крыла в принятой аэродинамической схеме уменьшает нагруженность конструкции и её массу, а также облнгчает доступ при обслуживании.
** Фамильное древо этого самолета
Параллельно с проектированием и постройкой первых двух экспериментальных СВВП проводились стендовые испытания системы управления на вертикальных режимах работы путем дифференциального изменения тяги двигателей.
Была сконструирована простейшая установка, состоящая из консольной балки на шарнирной опоре. На конце балки было сиденье оператора, за которым был установлен вертикально ТРД Роллс-Ройс RB.108.
Позже был построен летающий стенд, на котором установили вертикально три ТРД Роллс-Ройс RB.108, схема их размещения была аналогична размещению двигателей на самолете. Стенд был оснащен шасси. Первоначально летающий стенд испытывался на шарнирной опоре, с помощью которой можно было имитировать перемещение самолета относительно трех осей и по вертикали (в пределах 2 м). Первый свободный полет стенда состоялся в марте 1962 г. Взлет производился с бетонированной площадки. На летающем стенде было выполнено более 70 полетов в различных условиях.
**
Первый экспериментальный самолет VJ-101C-X1 предназначался для исследования возможностей обеспечения вертикального взлета с использованием поворотных двигателей. Он совершил первый полет на режиме висения 10 апреля 1963 г., обычный взлет с разбегом 31 августа 1963 г., а полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной посадкой 20 сентября 1963 г.
**
В последующих летных испытаниях в июле 1964 г. достигалась скорость полета, превосходящая М= 1. Во время 132-го полета, 14 сентября 1964 г., при взлете с разбегом самолет потерял управляемость на высоте 10 м и упал, летчик успел катапультироваться над землей, но получил тяжелые повреждения. Самолет разбился и сгорел. Авария была вызвана отказом системы автостабилизации.
**
Второй самолет VJ-101С-Х2(это наш самолет) был рассчитан на максимальную скорость, соответствующую числу М= 1,1-1,2 и имел такие же двигатели, как на самолете X1, но с форсажными камерами. Он совершил первый полет 12 июня 1965 г. и успешно проходил летные испытания, а затем был модернизирован.
**
Для самолета Х2 была разработана новая система управления с тройным резервированием, с которой в феврале 1968 г. были возобновлены летные испытания самолета,
однако вскоре испытания были прерваны из-за прекращения разработки программы, которую было сочтено нецелесообразным продолжать, так как к тому времени основное внимание было сосредоточено на считавшейся более перспективной программе СВВП VAK-191B.
С 1963 г. на разработку двух самолетов VJ-101C-X1 и Х2 было затрачено 31,25 млн. долл. и на разработку силовой установки - 30 млн. долл.
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-101 В, 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.
CBBП VJ-101С представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом, комбинированной силовой установкой из подъемных и поворотных ТРД и трехопорным шасси.
Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компановки и систем, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равна сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолётах с крылом малого удлинения, поскольку подъём самолёта с помощью сил, приложенных к концам длинных консолей крыла, связана с увеличением массы, так как при этом необходимо использовать соответственно более прочную и жёсткую конструкцию.
**
Фюзеляж полумонококовой 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.
Крыло самолета стреловидное, малого удлинения, разрезное. Угол стреловидности по 1/4 хорд 27╟. Конструкция крыла многолонжеронная. 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, расположенные в фюзеляже, имеют щелевые воздухозаборники, закрывающиеся в крейсерском полете створками.
Существенную проблему при проектировании самолёта вертикального взлёта и посадки представляет выбор типа воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям, относящимся к принципиально различным режимам полёта. Одной из трудностей является запуск подъёмных двигателей в горизонтальном полёте при положительных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создаётся разряжение, а в районе сопла - повышенное давление. Задача решается с помощью больших щитков, расположенных на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, вызывающих движение воздуха, благоприятное для работы двигателей.
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.
Поворотные гондолы одна из наиболее интересных особенностей самолёта Vj-101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипники большого диаметра, встроенный в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подаётся необходимое питание. Гондолы поворачиваются гидроприводами, работающими в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещёнными непосредственно на двигателях. Установка разъёмных соединений топливной и гидравлической системы и блока управления в плоскости концевых сечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы, как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится с помущью гидравлического стартёра.
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.
Воздухозаборники основных подъёмно-маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полёта, поэтому на взлёте и посадке оказалось необходимым применение дополнительного воздухозаборника, который образуется при выдвижении передней части гондолы вперёд одновременно с выпуском щитков и шасси. Щель, создаваемая при этом на поверхности гондолы, увеличивает площадь сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределение скорости и давления воздушного потока на входе в компрессор даже при сильных горизонтальных порывах ветра.
**
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.
**
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.
В самолёте Vj-101C тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, поэтому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы крена или атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных двигателей или наоборот.
Поперечное управление производится путём дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах (при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не имеет значения). Путевое управление обеспечивается с помощью педалей, осуществляющих поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшения влияния величины тяги на устойчивость самолёта применяется система механизмов, изменяющих угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей (при перехое гондол в горизонтальное положение) производится уменьшение их тяги по синусу угла поворота гондол.
Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолёта из режима висения в горизонтальный полёт. При достижении высоты 25-30 м нажатие кнопки на рычаге газа приводит в движение систему поворота гондол (в начале со скоростью 2 градуса в с., а через 35-40с пилот может увеличить её до 4 градусов в секунду), что вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составляющей тяги. Переход к горизонтальнуму полёту обычно занимает ~ 55 c, самолёт за это время пролетает 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, затем шасси и включает оба подъёмных (фюзеляжных) двигателя. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение до нулевой скорости производится путём увеличения угла атаки. Обычно процесс посадки длится ~ 60 с, при этом самолёт пролетает расстояние ~ 2300 м.
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.
ЛТХ: Модификация VJ-101 Размах крыла, м 6.61 Длина, м 15.70 Высота, м 4.13 Площадь крыла, м2 18.60 Масса, кг пустого самолета 5450 нормальная взлетная 7690 Тип двигателя 6 ТРД Rolls-Royce (MAN) RB-145R Тяга нефорсированная, кН 6 х 15.79 Максимальная скорость , км/ч 1245 (М=1.08) Практический потолок, м Экипаж, чел 1
