Уголок неба ¦ Rockwell XFV-12

В течение длительного времени американская авиационная промышленность изучала проблематику летательных аппаратов вертикального / укороченного взлета. При помощи большого числа проектов и опытных образцов удалось установить преимущества и недостатки различных схем подобной техники, а также определить пути дальнейшего развития перспективного направления. Кроме того, со временем было решено отказаться от исключительно экспериментальных проектов и заняться созданием техники, пригодной для практической эксплуатации. Один из самых интересных проектов такого рода привел к появлению самолета Rockwell XFV-12.

Работы по новому проекту стартовали в начале семидесятых годов и были прямо связаны с текущими планами по перевооружению военно-морских сил. В то время ВМС США совместно с научными и проектными организациями прорабатывали концепцию Sea Control Ship. Она предлагала строительство некоторого числа сравнительно небольших авианосцев с водоизмещением не более 13-15 тыс. т. Подобные корабли могли бы усиливать существующие соединения и присутствовать в разных районах Мирового океана, оказывая требуемое воздействие на военно-политическую обстановку или участвуя в различных операциях.

При предложенном водоизмещении перспективный авианосец мог иметь длину не более 180-200 м, из-за чего ему требовались летательные аппараты с высокими взлетно-посадочными характеристиками. Часть боевых задач можно было решать с использованием вертолетов, тогда как для иных миссий требовались самолеты с ракетно-пушечным вооружением. Истребитель с требуемыми характеристиками и возможностями на тот момент отсутствовал. Как следствие, в начале семидесятых годов появился заказ на разработку подобной машины.

Командование военно-морских сил объявило конкурс на разработку палубного сверхзвукового истребителя / штурмовика, способного взлетать вертикально или с укороченным пробегом. Любопытно, что подобный вариант палубного самолета подвергся критике: некоторые специалисты флота и промышленности посчитали его чрезмерно рискованным и рекомендовали продолжать развитие существующих концепций. Нельзя не отметить, что в итоге они оказались правы, а их негативные прогнозы оказались верными.

На конкурс было представлено шесть проектов авиационной техники американской и зарубежной разработки. В одних проектах предлагалось развитие существующих самолетов, тогда как другие разрабатывались с нуля на основе оригинальных идей. В 1972 году военно-морские силы проанализировали представленные проекты и вынесли неожиданное решение. Ни одна из шести разработок не устроила их - контракт на дальнейшие работы не был подписан.

Одним из участников конкурса была компания Rokwell international, имевшая большой опыт в деле создания авиационной техники различных классов. Несмотря на определенные положительные особенности и преимущества, предложенный ею проект не устроил заказчика. Тем не менее, конструкторы не растерялись и вскоре предложили существенно переработанный вариант самолета. Внедренные в проект нововведения, как минимум теоретически, позволяли заметно повысить основные характеристики. Улучшенный проект смог заинтересовать военных, что привело к появлению контракта на проведение дальнейших работ.

Специалисты военного ведомства ознакомились с новым проектом в самом конце 1972 года. В январе 1973-го появился договор на продолжение проектных работ с последующим строительством двух опытных образцов. На завершение проекта и строительство прототипов отводилось 18 месяцев. В середине осени следующего 1974 года предполагалось начать летные испытания, а в начале 1975-го - приступить к вертикальным полетам, переходам с режима на режим и т.д. После появления заказа проект компании Rockwell получил официальное обозначение XFV-12. Какие-либо другие названия не использовались. Неофициальные прозвища так же отсутствовали.

В соответствии с изначальными требованиями ВМС, перспективный самолет должен был взлетать вертикально или с укороченным разбегом, но по своей боевой мощи соответствовать существующим истребителям McDonnell Douglas F-4 Phantom II, в то время являвшимся основой палубной авиации. Таким образом, новый самолет должен был развивать скорость до M=2 и нести управляемое ракетное вооружение, а также автоматическую пушку. Для решения поставленных задач было предложено использовать не самые известные и изученные идеи.

Для получения требуемых взлетно-посадочных характеристик было предложено использовать оригинальную схему, получившую название Thrust augmented wing - "Крыло с улучшением за счет тяги". Эта концепция подразумевала использование несущих плоскостей со сквозными каналами, пригодными для перенаправления воздушного потока для получения определенных результатов. Кроме того, предлагалось использовать эжекторную систему создания вертикальной тяги. Такая система должна была иметь набор форсунок-сопел и средства подмешивания атмосферного воздуха. За счет последних можно было заметным образом повысить тягу.

С целью некоторого упрощения проектирования и последующего строительства было решено применить существующие агрегаты серийной техники. Так, носовая секция фюзеляжа и воздухозаборники были заимствованы у самолетов Douglas A-4 Skyhawk и F-4 соответственно. Все прочие элементы конструкции, однако, пришлось разрабатывать с нуля и в соответствии с имеющимися требованиями. Именно по этой причине сходство с существующими образцами ограничивалось только заимствованным носом.

Оригинальный способ вертикального взлета привел к выбору соответствующей аэродинамической схемы и общей компоновки. Самолет Rockwell XFV-12 должен был строиться по схеме "утка" с горизонтальным оперением большой площади. Следовало использовать плоскости с большой стреловидностью передней кромки, оснащенные эжекторными системами. В составе силовой установки можно было использовать всего один двигатель. При этом его следовало оснастить средствами перераспределения реактивных газов, необходимыми для "улучшения крыла".

Фюзеляж нового самолета получил заимствованную носовую часть с заостренным обтекателем и вертикальными бортами кабины. Позади кабины располагались нерегулируемые воздухозаборники. На большей части своей длины новый фюзеляж имел сечение, близкое к прямоугольному со скругленными углами. Верхняя поверхность была незначительно выгнута наружу. В центральной части высота фюзеляжа незначительно увеличивалась, тогда как ширина сокращалась в соответствии с т.н. правилом площадей. В хвосте фюзеляж сужался, завершаясь круглым срезом для установки сопла двигателя.

Носовая секция, взятая у существующей техники, сохраняла приборный отсек, радиолокационную станцию, кабину пилота и нишу передней стойки шасси. Два воздухозаборника позади кабины соединялись с общим каналом, ведущим к двигателю. На верхней поверхности фюзеляжа предусматривалось дополнительное заборное устройство, прикрытое управляемыми жалюзи. Оно предназначалось для подачи воздуха на режимах висения. В центе фюзеляжа, со сдвигом к хвосту, находился основной турбореактивный двигатель. Рядом с ним, а также в хвосте, помещались различные устройства, необходимые для вертикального полета.

Концепция Thrust augmented wing предусматривала использование нестандартных несущих плоскостей. Так, непосредственно позади воздухозаборников, на уровне днища фюзеляжа, помещалось трапециевидное горизонтальное оперение. Оно получило "традиционные" рули высоты на задней кромке. Одновременно с этим предлагалось использование нестандартных механизмов. Основой силового набора стабилизатора были два продольных трубчатых лонжерона, между которыми не устанавливались нервюры. Сверху над образованным проемом помещался один отклоняемый щиток. Еще два подобных щитка иной формы находились на нижней поверхности плоскости. По командам автоматики, формируемым в соответствии с командами пилота, три щитка могли занимать то или иное положение.

Самолет XFV-12 получил крыло большего размера и иной формы. Передняя и задняя кромка крыла имели положительную стреловидность. На задней кромке располагались элероны большой площади. Центральная секция крыла отдавалась под сравнительно крупный проем, прикрываемый верхними и нижними щитками. Как и в случае со стабилизатором, внутри крыла имелись трубы и сопла для выпуска реактивных газов. Крыло отличалось значительным отрицательным углом поперечного V.

По ряду причин было решено отказаться от вертикального оперения традиционной конструкции. Вместо одного киля на фюзеляже были использованы боковые шайбы на законцовках крыла. Они состояли из двух трапециевидных элементов, установленных с наклоном наружу. Верхняя часть такой шайбы, помещенная над крылом, имела руль направления.

Планер получил специфическое шасси. Носовая опора находилась под кабиной пилота и могла убираться в нишу фюзеляжа поворотом вперед. Две основные стойки, оснащенные колесами большего диаметра, расположили на законцовках крыла. После взлета стойка поворачивалась назад, и колесо частично уходило в небольшую нишу. Подобная конструкция шасси стала одной из причин того, что нижние элементы вертикального оперения пришлось устанавливать под значительным углом к вертикали.

В центральной части фюзеляжа должен был устанавливаться двухконтурный турбореактивный двигатель Pratt & Whitney F401-PW-40 с форсажной тягой 13620 кгс. Этот двигатель предлагалось использовать на всех режимах полета, однако самостоятельно он мог работать только в горизонтальном полете. Вертикальный взлет требовал применения особых устройств.

Непосредственно за штатным соплом двигателя поместили специальное устройство для перераспределения реактивных газов. Для полета "по-самолетному" предлагалось отводить газы через хвостовое сопло фюзеляжа. Также имелся клапан, полностью или частично перекрывавший этот поток и направлявший его в соответствующие трубы. По команде летчика газы могли переводиться в трубы, связанные с эжекторами крыла и оперения. В первом случае газы подавались по коротким изогнутым трубам, тогда как к стабилизатору они поступали через длинные трубы, проложенные вдоль днища фюзеляжа.

Из труб раскаленные газы должны были выходить через набор сопел, размещенных внутри проемов крыла и стабилизатора. Сопла были направлены вниз и предназначались для создания вертикальной тяги. Проект XFV-12 подразумевал использование эжекционного принципа улучшения тяги. Это значит, что, выходя из сопла, реактивные газы должны были тянуть за собой холодный атмосферный воздух, находящийся над крылом. По расчетам, подмешивание забортного воздуха позволяло увеличить тягу крыльевых сопел на 55%. Отклоняемые щитки плоскостей планировалось использовать для управления направлением тяги. Кроме того, они прикрывали проемы во время горизонтального полета.

Управлять машиной должен был один пилот, находящийся в носовой кабине. Он располагал набором необходимых устройств для слежения за параметрами и выдачи команд. Управление на висении и в горизонтальном полете должно было осуществляться при помощи одних и тех же ручек, при активном содействии специальной автоматики. Маневрирование на висении предлагалось осуществлять за счет отклонения крыльевых щитков, а горизонтальный полет осуществлялся за счет аэродинамических рулей традиционной конструкции.

Новый проект разрабатывался с целью будущего перевооружения палубной авиации. Как следствие, новый самолет вертикального взлета мог получить оружие. В дальнейшем Rockwell XFV-12 мог получить встроенную 20-мм автоматическую пушку M61 Vulcan с боекомплектом 639 снарядов. Под днищем фюзеляжа можно было разместить четыре узла подвески управляемых ракет "воздух-воздух" типа AIM-7 Sparrow или AIM-9 Sidewinder. Предусматривалась возможность одновременного несения и применения ракет разных типов.

Опытный самолет должен был иметь длину 13,4 м при размахе крыла 8,7 м. Собственный вес машины составлял 6,26 т. Нормальный взлетный - 8,85 т. По расчетам, прототип должен был показывать высочайшую тяговооруженность: тяга двигателя могла в полтора раза превышать взлетный вес. Это позволяло выполнять вертикальный взлет и посадку, а в горизонтальном полете развивать скорость в 2,2-2,4 раза больше скорости звука.

В соответствии с контрактом 1973 года, первый опытный образец нового самолета должен был выйти на испытания в октябре 1974-го. Однако проект оказался слишком сложным, что привело к срыву установленных сроков. К указанной дате удалось построить только полноразмерный макет. С 1975 года дату первого полета переносили дважды; теперь это событие относили к 1977-му. Но и эти планы не были выполнены в полной мере. Сборка первого опытного XFV-12 завершилась только к середине лета 1977 года, и вскоре машину отправили на предварительные наземные испытания. Их планировалось осуществлять при помощи различных специальных стендов.

Проверки на стоянке продолжались в течение нескольких месяцев, из-за чего полеты на привязи удалось начать только в 1978 году. Около полугода самолет регулярно испытывался на стенде со страховочными тросами и показывал свои реальные возможности. Как выяснилось во время этих проверок, расчеты авторов проекта были ошибочными. Основные характеристики машины на практике оказались гораздо ниже желаемых.

Во время работы эжекторы, получая реактивные газы двигателя со скоростями более 600 м/с, выбрасывали их вниз. Смешивание горячих газов с воздухом в пропорции 1:7,5 приводило к снижению скорости потока до 120 м/с и одновременному росту тяги. По расчетам и согласно стендовым проверкам на секциях крыла, эжекторная система позволяла повысить тягу сопел на 55%. Во время испытаний полноценного прототипа были получены куда более скромные результаты. Тяга крыльевой системы за счет эжекции выросла всего на 19%, а прирост тяги переднего оперения составлял лишь 6%.

Самолет в конфигурации для вертикального взлета. Фото North American / Wikimedia Commons

Главной причиной такого сокращения характеристик было наличие сравнительно длинных и изогнутых труб, по которым газы двигателя поступали к соплам плоскостей. Двигаясь к соплам, поток нарушался, вследствие чего проявлялись некоторые другие негативные явления. Кроме того, в доработке могла нуждаться сама конструкция эжектора, не показывающая требуемую эффективность забора атмосферного воздуха.

Согласно расчетам, перспективный самолет XFV-12 должен был показывать высочайшую тяговооруженность. На практике этот параметр не превышал 0,75. Таким образом, машина могла взлетать лишь горизонтально и со значительным разбегом. Возможность укороченного взлета, не говоря уже о вертикальном подъеме в воздух, попросту отсутствовала. Летая исключительно "по-самолетному", новая машина по определению не могла выполнить исходные требования заказчика. Кроме того, в таком случае ей приходилось бы постоянно возить мертвый груз в виде крыльевых щитков, эжекторов, трубопроводов и т.д.

Уже во время испытаний первого прототипа было принято решение о прекращении сборки второй опытной машины. Ее строительство было остановлено в 1978-м, и вскоре недостроенный прототип был разобран прямо на заводе-изготовителе. Все дальнейшие проверки и испытания планировалось проводить только с использованием одного опытного образца.

Попытки решить имеющиеся проблемы на теоретическом и техническом уровне продолжались в течение нескольких следующих лет. Специалисты компании-разработчика и заказчика проводили все новые и новые испытания, дорабатывали существующий проект и снова проверяли примененные решения. Кроме того, параллельно осуществлялись исследования в части поведения машины на разных режимах, работы отдельных ее агрегатов и т.д. Однако никакие доработки так и не позволили вывести характеристики эжекторной системы на желаемый уровень. В то же время, в ходе испытаний удалось собрать массу различной информации, раскрывающей разные аспекты работы "крыла, улучшенного тягой".

Работы в рамках проекта Rockwell XFV-12 продолжались до 1981 года. Единственный опытный самолет проверялся только на стенде с подвесными системами и ни разу не поднялся в воздух самостоятельно. Вертикальный взлет был невозможен по техническим причинам, а горизонтальные полеты посчитали ненужными. В начале восьмидесятых схожие выводы были сделаны и в отношении всей программы.

Разработка и строительство опытного самолета не уложились в график, затем возникли проблемы на испытаниях. Длительная доводка тоже не дала желаемых результатов. Даже через несколько лет после начала испытаний опытный XFV-12 не показывал желаемые характеристики, а многочисленные исследования прямо указывали на невозможность их получения. Таким образом, единственными реальными результатами проекта, реализовывавшегося в течение восьми лет, стали нелетающий прототип и чрезмерные траты на очевидно бесперспективную технику. В 1981 году командование ВМС США рассмотрело текущие результаты проекта и решило закрыть его.

После закрытия проекта единственный построенный опытный образец был отправлен на хранение. Впоследствии его разукомплектовали, а затем и разобрали. До недавнего времени крупная носовая секция фюзеляжа опытного XFV-12 хранилась на одной из площадок NASA. Несколько лет назад сообщалось, что группа энтузиастов намерена отреставрировать этот агрегат и сделать его музейным экспонатом. О восстановлении всей машины, вероятно, речи пока не идет.

Проект самолета вертикального взлета Rockwell XFV-12 создавался с целью перевооружения палубной авиации и дополнения существующих машин. Серийные истребители и штурмовики нового типа должны были работать с перспективных легких авианосцев и решать разнообразные боевые задачи. Тем не менее, проект столкнулся с серьезными затруднениями, не позволившими получить желаемые результаты. Из-за несовершенства примененных технологий новый самолет попросту не мог взлетать вертикально и, как следствие, не соответствовал основным требованиям заказчика.

Следует отметить, что перед проектом XFV-12 действительно были поставлены сложнейшие задачи, часть которых не была решена до сих пор. Так, к настоящему времени ни одной стране мира не удалось довести до серийного производства и эксплуатации сверхзвуковые самолеты с вертикальным взлетом. Даже самые успешные образцы, имеющие достаточную скорость полета, пока "освоили" лишь укороченный взлет и вертикальную посадку.

ЛТХ:

Модификация	XFV-12A
Размах крыла, м	8.69
Длина, м	13.39
Высота, м	3.15
Площадь крыла, м2	27.20
Масса, кг
пустого снаряженного самолета	6259
нормальная взлетная	8845
максимальная взлетная при ВВП	11000
максимальная взлетная при УВП	12300
Топливо, л	2763
Тип двигателя	1 ТРДФ Pratt Whitney F401-PW-40
Тяга, кгс
нормальная	1 х 62.56
взлетная	1 х 96.99
Максимальная скорость , км/ч	2200 (М=2)
Практический потолок, м
Экипаж, чел	1
Вооружение:	одна 20-мм пушка M61, две УР AIM-7

Доп. информация :

Фотографии:

XFV-12 в сборочном цеху

XFV-12 в сборочном цеху

XFV-12 в сборочном цеху

XFV-12 в сборочном цеху

Имитация вертикального взлета XFV-12A при помощи привязных тросов

Имитация вертикального взлета XFV-12A при помощи привязных тросов

XFV-12A

XFV-12A

XFV-12A

XFV-12A

Схемы:

XFV-12A

Компоновочная схема

Варианты окраски:

XFV-12A