Чтение онлайн

В 1972 г. опытный СВВП Канадэр CL-84-1 был передан в испытательный центр флота США для доводочных летных испытаний в течение года по программе флотов США, Канады и Англии. Испытания показали, что общая эффективность самолета CL-84, выраженная в километрах за час полета для типичных поисковых операций, в два с половиной раза больше, чем у поискового вертолета того времени.

Второй опытный СВВП Канадэр CL-84-1 разбился в июле 1973 г. во время испытаний по программе, предусматривающей эксплуатацию с кораблей контроля морей, в авиационном центре флота США. Авария произошла на режиме горизонтального полета, экипаж в составе двух человек катапультировался. В результате аварий из трех построенных самолетов CL-84 остался лишь один, который использовался для испытаний СВВП в полете по приборам.

Был разработан усовершенствованный вариант самолета CL-84-1C с улучшенными характеристиками. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой люк смещен на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м. Предполагалось использовать ТВД LTC1S-2, являющийся модификацией ТВД Лайкоминг Т-53, но большей мощностью, по 1800 л.с. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 6800 кг, максимальная взлетная масса при взлете с малым разбегом 7620 кг, максимальная скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В транспортно-десантном варианте самолет должен иметь экипаж из двух человек и перевозить 16 солдат.

Переход СВВП CL-84 с режима висения к горизонтальному полету

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор. Для улучшения обзора вниз имеются дополнительные панели остекления. В грузовой кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м^ могут разместиться 12 вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и рулевые педали.

Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418 модифицированный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла 32,67 м 2. По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних увеличивается вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах атаки. Закрылки могут использоваться в качестве элеронов. При вертикальном взлете и посадке крыло поворачивается в диапазоне от 2° до 102°. При взлете с коротким разбегом крыло устанавливается в промежуточное положение.

Оперение трехкилевое, с рулем направления на центральном киле и концевыми шайбами, установленными на концах управляемого стабилизатора, размахом 5,08 м.

Силовая установка состоит из двух ТВД Лайко- минг Т-53 мощностью по 1400 л.с. с передним расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и приводящих воздушные винты. В носовой части гондол расположены редукторы винтов.

Схема СВВП CL-84

Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги, че- тырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты имеют противоположное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен рулевой винт диаметром 2,13 м для продольного управления.

Трансмиссия. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный запуск двигателей и работу обоих винтов при выходе из строя одного двигателя. От главного редуктора с помощью вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.

Управление самолетом на горизонтальном режиме полета обеспечивается с помощью обычных рулевых поверхностей, на вертикальном режиме – путем изменения шага винтов и отклонением закрылков- элеронов. Поперечное управление осуществляется путем дифференциального изменения шага винтов, установленных на крыле; путевое – дифференциальным отклонением элеронов-закрылков, продольное – изменением шага рулевого винта. В горизонтальном полете вал привода винта разъединен и винт застопорен.

При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло постепенно поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов увеличивается и скорость самолета возрастает. При этом пропорционально повороту крыла происходит отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и увеличение подъемной силы.

При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на максимальный угол отклонения, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор постепенно отклоняется до нормального положения.

Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. База шасси 4,28 м, колея 3,1 м. На главных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление Зкгс/см 2, на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см 2.

< image l:href="#" />

Схема силовой установки и трансмиссии самолета Канадэр CL-84

Вооружение.Самолет предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм, установленной в обтекателе под фюзеляжем, двумя контейнерами с реактивными снарядами и пулеметом типа «Миниган» калибром 7,62 мм, установленным в носовой части фюзеляжа.

Размеры:

размах крыла 6 4 м

длина самолета 13 г87 м

высота самолета 4,27 м

Двигатели 2 ТВД Лайкоминг Т-53

взлетная мощность 2x1400 л.с.

Массы и нагрузки:

при вертикальном при коротком

взлете и посадке разбеге и пробеге

максимальная

взлетная 5534 кг 6668 кг

масса пустого 3150 кг 3150 кг максимальный

запас топлива 725 л 725 л

платная нагрузка 1542 кг 2676 кг

Летные данные:

максимальная

скорость 508 км/ч 502 км/ч крейсерская

скорость 370 км/ч 278 км/ч статический

потолок 660 м -

дальность 540 км 480 км продолжительность

полета 1,47 ч 1,37 ч

Основные усилия в области создания новых военных самолетов в США и Великобритании сосредоточены на разработке программы перспективного легкого многоцелевого истребителя JSF (Joint Strike Fighter), который должен поступить на вооружение в 2007 г. Основной особенностью программы JSF является разработка на базе единого или максимально унифицированного планера трех различных вариантов самолета: двух вариантов с обычным взлетом и посадкой для ВВС и ВМС США и варианта СКВП (STOVL), имеющего короткий взлет и вертикальную посадку, для морской пехоты США и ВМС Великобритании.