Евгений Ружицкий - Вертолеты Том II Страница 10

Рулевой винт диаметром 2,1 м, двухлопастный, с полужестким креплением лопастей. Лопасти выполнены из нержавеющей стали, профиль лопасти имеет большой критический угол атаки. В горизонтальном шарнире используются игольчатые подшипники, в осевом – двойные «сухие» сферические подшипники. Относительная толщина профиля лопасти 0,08, хорда 0,25 м, окружная скорость концов лопастей 185 м/с.

Силовая установка из двух ГТД, установленных за главным редуктором. Каждый ГТД имеет свои встроенные маслосисгему, систему управления и противопожарную систему. Имеется ограничитель крутящего момента и система распределения мощности. Воздухозаборники снабжены пылезащитными устройствами.

Трансмиссия состоит из главного редуктора, двух приводных валов, идущих от двигателя к главному редуктору, двух муфт свободного хода, приводного вала рулевого винта и хвостового редуктора. Скорость вращения выходного вала двигателя 9265 об/мин, скорость вращения приводного вала рулевого винта 3298 об/мин. Главный редуктор рассчитан на передачу полной мощности одного двигателя в случае отказа другого. Подвеска главного редуктора к фюзеляжу осуществляется посредством системы «Нодаматик», снижающей уровень вибраций, передаваемых на фюзеляж.

Топливная система состоит из четырех мягких баков, обладающих высокой прочностью при действии ударных нагрузок и образующих две автономные топливные системы. Два бака расположены за пассажирской кабиной и два – в боковых обтекателях. Бак в крыле и бак в обтекателе образуют систему, которая обеспечивает подачу топлива в двигатель. Емкость баков 715 л, могут быть установлены дополнительные топливные баки емкостью 225 л.

Система управления с гидравлическими бустерами; дублированная: одна питает бустера, другая бустера и подсистему шасси. Давление в гидросистеме 10,3 мПа, производительность 15 л/мин. Электрическая система со сдвоенными генераторами и преобразователями и никелькадмиевой батареей.

Электронное оборудование для полета по приборам, стандартное, имеется цифровая автоматическая система управления, автопилот и метеорологическая РЛС.

Ресурс лопастей и втулки несущего винта, системы управления полетом 5000 ч; двигателя – 2400 ч.

Втулка четырехлопастного несущего винта «тип 680» с упругим креплением лопастей

Размеры, м:

длина с вращающимися винтами 14,93

длина фюзеляжа 12,85

ширина вертолета 3,45

диаметр несущего винта 12,8

ометаемая площадь, м² 189

Двигатели: 2 ГТД Текстрон Лайкоминг LTS 101-750 С-1 взлетная мощность, кВт/л. с. 2x510/2 х 684

Массы и нагрузки, кг:

максимальная взлетная 3740

пустого 2223

Летные данные:

непревышаемая скорость у земли, км/ч 278

экономическая крейсерская скорость, км/ч 259

максимальная скороподъемность, м/с 12

статический потолок:

с учетом влияния земли, м 3750

без учета влияния земли, м 1950

дальность полета, км 470

БЕЛЛ БОИНГ V-22 «ОСПРИ»

Фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» с 1982 г. осуществляют совместную разработку по программе JVX (Joint Services Advanced Vertical Lift Aircraft) многоцелевого самолета с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), с поворотными винтами, который должен в 2000-х годах поступить на вооружение ВМС, корпуса морской пехоты и ВВС США. Программе JVX предшествовала программа НХМ, требования к которой были выработаны в 1980 г. министерством обороны США. По этой программе в 1990-х годах предусматривалась замена десантно-транспортных вертолетов Сикорский СН-53 и Боинг-Вертол СН-46. Среди проектов рассматривались СВВП с поворотными винтами.

СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри» в полете на режиме висения

В 1981 г. фирма «Белл» разработала данные о проекте СВВП D.327, который являлся развитием проекта пассажирского вертолета-самлета D.326 и предназнячался для перевозки 24 десантников. а также для поисково-спасательных операций. СВВП имел два поворотных винта диаметром 10,5м, силовая установка стоялала из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-416 взлетной мощностью по 3300 кВт/4380 л. с. В носовой часта самолета устанавливаются турель с пулеметом калибром 7,62 мм и система ночного видения. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 15 740 кг, а при взлете с коротким разбегом -19 050 кг. Максимальная перевозимая нагрузка 4540 кг, крейсерская скорость около 480 км/ ч, боевой радиус 370 км.

В конце 1981 г. при рассмотрении проекта военного бюджета США на 1983 финансовый год было выдвинуто требование к разработке усовершенствованного СВВП, который мог бы использоваться всеми видами вооруженных сил, по совместной программе с участием армии, корпуса морской пехоты, ВМС и ВВС, предусматривающей создание многоцелевого летательного аппарата JVX.

Техническая группа в составе представителей всех видов вооруженных сил и NASA провела сравнительный анализ различных схем вертикально взлетающих аппаратов, среди которых были усовершенствованный вертолет, винтокрыл, вертолет с соосным несущим винтом, СВВП с поворотными винтами и СВВП с подъемно-маршевыми ТРДД, и пришла к выводу, что СВВП с поворотными винтами сможет выполнять все виды заданий, предусмотренных в программе JVX.

Первоначальная расчетная стоимость программы JVX составляла 25 млрд долларов с учетом НИОКР (2,5 млрд долларов) и производства 1086 самолетов: 552 – для корпуса морской пехоты, 284 – для армии, 200 – для ВВС и 50 – для ВМС.

В начале 1983 г. были определены основные требования к СВВП JVX: выполнение длительного полета с крейсерской скоростью 465 км/ч;

скорость при броске 510- 555 км/ ч;

взлетная масса 17 240-18145 кг; максимальная платная нагрузка 4540 кг;

СВВП V-22 во время перехода от вертикального взлета к горизонтальному полету

Компоновочная схема СВВП V-22

максимальная масса груза на внешней подвеске 3765 кг;

диапазон перегрузок от +4 g до -1g;

выполнение разворота на 180° при скорости 465 км/ ч за 15 с или менее;

вертикальная скорость снижения 10,2-15,2 м/ с;

набор высоты 4570 м с максимальной нагрузкой в кабине при одном работающем двигателе, полет на одном двигателе до цели и посадка с пробегом длиной около 30 м при скорости ветра 28 км/ч;

максимальная дальность полета 3700 км без дозаправки;

максимальный боевой радиус примерно 1300 км;

статический потолок без учета влияния земли 1220 м при температуре 35 °С.

В конце 1983 г. стратегическое авиационное командование ВВС провело оценку возможности использования СВВП JVX для патрулирования и охраны баз баллистических ракет MX.

В начале 1984 г. были уточнены прежние и добавлены новые требования к СВВП JVX. В частности, межремонтный срок службы основных динамических систем должен быть не менее 1500 ч (среднее время обслуживания 5 чел .-ч на один летный час). Жизненный цикл самолета был задан 20 лет при эксплуатации в мирных условиях. Критические элементы конструкции должны выдерживать попадание пуль калибром 7,62 и 12,7 мм, а также выполнять свои функции при попадании снарядов калибром 30 мм. Необходимы:

минимальные радиолокационная, тепловая, визуальная, акустическая и электромагнитная заметности;

средства защиты экипажа и электрооптических датчиков от воздействия лазерного оружия;

нахождение на плаву в течение 2 ч при вынужденной посадке на воду, при волнении 4 балла;

уклонение от поражения ЗУР при выполнении радиоэлектронной разведки с учетом безопасного вертикального снижения со скоростью не менее 10,1 м/с (желательно 17,8 м/с);

размещение в грузовой кабине 12 раненых на носилках в сопровождении двух санитаров или четырех грузовых поддонов размером 1,02 х х 1,22 м;

система заправки топливом в полете;

взлет и посадка при наклоне глиссады 12°;

перевозка грузов массой 4540 кг (желательно 5440 кг) на внешних узлах подвески;

герметизация кабины экипажа и использование усовершенствованного радиоэлектронного оборудования;

катапультные кресла, обеспечивающие покидание самолета в полете и на земле; расчетная дальность полета без промежуточной заправки увеличена до 3810 км при скорости не менее 465 км/ ч.

Летом 1983 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» сообщили первые сведения о проекте СВВП, получившем обозначение «Модель 901-Х» и разработанном с учетом опыта проектирования и испытаний экспериментального СВВП Белл XV-15. СВВП имеет два трехлопасгных поворотных винта диаметром 11,6 м, силовую установку из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-717 мощностью по 3300 кВт/4380 л. с. Максимальная взлетная масса самолета 901-Х при вертикальном взлете 18145 кг, а при взлете с коротким разбегом – 22 680 кг. В кабине самолета могут разместиться 24 десантника. Максимальная крейсерская скорость 590 км/ч.