Технологии: Летающие трансформеры
Во второй половине ХХ века одним из последовательных приверженцев идеи конвертоплана стали ВМС США — адмиралов весьма привлекала идея создания боевого летательного аппарата, обладающего боевым потенциалом, сравнимым с традиционным ЛА самолетной схемы, и в то же время способным взлетать с ограниченной по площади палубы корабля. После участия в качестве наблюдателя в программе Х-18, о которой мы рассказывали ранее, командование американского флота приняло решение заняться данной темой самостоятельно. С этой целью с компанией «Каман Авиэйшн Корпорейшн» был подписан контракт, согласно которому та обязалась построить прототип преобразуемого летательного аппарата, которому присвоили обозначение К-16 В.
Конвертоплан К-16 В создавался по заказу ВМС США
В целях ускорения работ и максимально возможного снижения их стоимости заказчик и разработчик приняли решение создавать опытный образец конвертоплана на базе уже существующего летательного аппарата — выбор пал на летающую лодку компании «Грумман» JRF-5 «Гуз», которую было решено оснастить поворотным крылом размахом 10,4 м, оснащенным закрылками по всему размаху задней кромки. Крыло могло поворачиваться вверх максимум на 50°.
На скоростях полета менее 80 км/ч, когда обычные поверхности управления были еще неэффективны, применялись небольшие закрылки, установленные непосредственно на лопастях воздушных винтов и отклоняемые одновременно. При превышении скорости 80 км/ч закрылки устанавливались в исходное положение и не мешали нормальному управлению ЛА. В качестве силовой установки на К-16 В установили два турбовинтовых двигателя (ТВД) T58-GE-2 A компании «Дженерал Электрик», вращавших воздушные винты диаметром по 4,5 м, и по расчетам разработчиков, позволявших аппарату развивать скорость горизонтального полета до 480 км/ч.
Работы по постройке прототипа К-16 В были завершены в 1960 году, затем его перевезли в Исследовательский центр НАСА имени Эймса, где в 1962 году провели его испытания в аэродинамической трубе. Результаты испытания были в целом положительные, хотя были выявлены и отдельные проблемы, которые необходимо было устранять для перевода программы в стадию серийного производства. Однако вскоре после испытания в аэродинамической трубе в центре имени Эймса работы по проекту было решено прекратить — конвертоплан К-16 В так никогда и не поднялся в воздух. Аппарат был отправлен на хранение, где подвергся частичной «каннибализации», и был восстановлен до первоначального состояния лишь в конце ХХ века. В настоящее время он находится в Авиационном музее Новой Англии (США), расположенном в районе международного аэропорта Брэдли в Виндзор Локс.
Идея создания конвертоплана с поворотным крылом в те годы буквально завладела умами авиаконструкторов разных стран мира. Проекты такого аппарата, в английском языке получившего особое наименование — «tiltwing» (от «tilt» — поворачивать и «wing» — крыло), появились практически одновременно в различных конструкторских бюро и авиастроительных компаниях мира. Отличительной особенностью такой схемы, как можно понять, является наличие полностью или частично поворотного крыла, благодаря которому воздушные винты переводятся в вертикальное или близкое к нему положение, что обеспечивает их работу по типу несущего винта вертолета. По оценке экспертов, одним из главных достоинств такой схемы является то, что при вертикальном взлете поворотное крыло не затеняет воздушный поток от воздушных винтов, увеличивая тем самым эффективность их работы, а самым главным недостатком является излишне высокая сложность конструкции крыла такого типа и сложность управления им в полете. В частности, проекты конвертопланов с поворотным крылом были разработаны канадскими и западногерманскими авиаконструкторами.
Канадский опыт
Канадская компания «Канадэйр» приступила к работам по такому аппарату в 1957 году — заказчиком выступило МО Канады. Конвертоплан, получивший обозначение CL-84, рассматривался военными в качестве десантно-транспортного, поисково-спасательного, санитарного, разведывательного и связного, а также в качестве ЛА непосредственной поддержки подразделений сухопутных войск. В гражданском варианте разработчик планировал предлагать его в качестве транспортного для обслуживания местных авиалиний, особенно при полетах в труднодоступные районы или на необорудованные аэродромы, а также для эвакуации больных или пострадавших и обеспечения различного рода научно-изыскательских и инженерных работ.
Конвертоплан CL-84 «Дайнаверт» в Канадском музее авиации и космонавтики
Периоду проектных работ непосредственно по конвертоплану предшествовал длительный, с 1958 по 1963 год, период НИОКР и различных поисковых работ, в ходе которых специалисты «Канадэйр» изучали возможности применения на летательном аппарате новой схемы различных технических и технологических решений. После завершения данного этапа компания в августе 1963 года заключила с МО Канады новый контракт, стоимостью 12 млн. долларов, но уже на постройку опытного конвертоплана CL-84. Сборка его осуществлялась под покровом секретности, в декабре 1964 года она была завершена, после чего разработчик приступил к наземным испытаниям прототипа. В канадском минобороны машина получила обозначение СХ-84. На тот момент «Канадэйр» уже принадлежала американской корпорации «Дженерал Дайнэмикс», которая присвоила новой машине название «Дайнаверт».
Конструктивно CL-84 представлял собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, двумя турбовинтовыми двигателями и трехопорным шасси с носовой стойкой. Основные стойки шасси в полете убирались в обтекатели, расположенные по сторонам фюзеляжа.
Фюзеляж — типа полумонокок, выполнялся из алюминиевых сплавов. В его носовой части располагалась кабина экипажа на двух человек (летчики располагались в катапультных креслах, пилот — слева), большая площадь остекления обеспечивала летчикам хороший обзор, а для улучшения обзора вниз имелись дополнительные панели остекления. Органы управления, установленные в кабине, были в целом аналогичны самолетным — ручка управления и педали руля направления. Основную часть фюзеляжа занимала грузо-пассажирская кабина, имеющая размеры 3,05 x 1,42 x 1,37 м и объем 8,66 м3. В ней можно было разместить 12 десантников в полной выкладке и с личным оружием либо раненых или груз в пределах максимальной взлетной массы.
Крыло — поворотное, прямоугольной в плане формы, неразрезное. Профиль крыла — типа модифицированный NACA 633–418, хорда — 2,3 м, размах крыла — 10,6 м, а его площадь — 21,6 м2. По всему размаху передней и задней кромок крыла имелись соответственно предкрылки и закрылки общей площадью 4,7 м2, причем хорда предкрылков увеличивалась вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах атаки, а закрылки могли использоваться и как элероны. Привод подъемного механизма крыла — гидромеханический.
При взлете или полете в режиме по-вертолетному крыло могло поворачиваться от горизонтальной плоскости вверх-назад на угол от 2° до 102°, а при взлете с коротким разбегом оно устанавливалось обычно в промежуточное положение. При переходе от вертолетного режима полета к самолетному пропорционально повороту крыла происходило отклонение закрылков-элеронов — это обеспечивало уменьшение продольного момента и увеличение подъемной силы аппарата.
Хвостовое оперение — трехкилевое. На центральном киле располагался руль направления, а на концах управляемого стабилизатора размахом 5,08 м — концевые шайбы. При вертикальном взлете стабилизатор устанавливался на максимальный угол — 30°, при повороте крыла он постепенно отклонялся до нормального положения. Расположение стабилизатора было выбрано таким образом, что при крейсерском, по-самолетному полете он находился вне спутной струи крыла, а при полете с развернутым крылом оказывался в потоке воздуха, образуемом воздушными винтами. Это улучшало управляемость машины на данном режиме.
Силовая установка включила два ТВД Lycoming Т-53 LTCIK-4 C мощностью по 1400 л.с., которые имели переднее расположение выходного вала и устанавливались в мотогондолах под крылом. В передней части мотогондол располагались редукторы четырехлопастных воздушных винтов изменяемого шага, имевшие диаметр 4,27 м и стеклопластиковые лопасти. При этом воздушные винты имели противоположное вращение, а редукторы винтов были соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления — это позволяло осуществлять запуск двигателей по отдельности и обеспечивало возможность работы двух воздушных винтов при выходе из строя одного из двигателей. Для осуществления продольного управления конвертоплан был оборудован рулевым винтом, точнее, двумя соосными двухлопастными винтами противоположного вращения, установленными в хвостовой части фюзеляжа и имевшими диаметр 2,13 м. Привод редуктора рулевого винта — от главного редуктора, но в горизонтальном полете вал привода был разъединен, а винт был застопорен.
Управление конвертопланом CL-84 осуществлялось: на самолетном режиме — при помощи обычных рулевых поверхностей, а на вертолетном режиме — за счет изменения шага воздушных винтов и отклонения закрылков-элеронов. Поперечное управление осуществлялось путем дифференциального изменения шага основных воздушных винтов, путевое — за счет дифференциального отклонения закрылков-элеронов, а продольное — за счет изменения шага рулевого винта.
Опытный аппарат вооружения не имел, но заказчик предполагал вооружить конвертоплан 20-мм пушкой (ее планировалось разместить в обтекателе под фюзеляжем), шестиствольным 7,62-мм пулеметом «Миниган» в носовой части фюзеляжа и двумя блоками НАР. Масса пустого CL-84 составляла 3380 кг, максимальная масса полезной нагрузки при вертикальном взлете — 675 кг (масса полезной нагрузки и топлива — 1850 кг), а при взлете с коротким разбегом или обычном взлете — до 1620 кг (2930 кг). Примечательно, что в ходе испытаний выяснилось — при благоприятном ветре скоростью 65 км/ч при вертикальном взлете масса полезной нагрузки могла быть почти удвоена.
Первый полет на режиме висения опытный конвертоплан, регистрационный номер CF-VTO-X, совершил 7 мая 1965 года под управлением старшего летчика-испытателя «Канадэйр» Билла Лонгхерста, после чего были проведены летные испытания, в ходе которых он выполнял обычный взлет и посадку, по-самолетному, а первый переход из одного режима в другой был выполнен на аэродроме предприятия компании в Монреале 17 января 1966 года — с опережением графика на семь месяцев. Был выполнен переход из вертолетного режима в самолетный и наоборот, причем полеты проводились под управлением Лонгхерста в условиях незначительного снегопада при ветре силой 25 миль/ч (около 40 км/ч). По состоянию на апрель 1966 года CL-84 выполнил 70 полетов, в ходе которых были выполнены полеты в различных режимах, причем выяснилось, что конвертоплан способен выполнять на скорости 165 км/ч маневры с перегрузкой 2 g, а радиус разворота при полете на скорости 90 км/ч не превышает 60 м.
В том же году к новой многообещающей машине активный интерес проявили армия, ВВС, ВМС и КМП США, после чего были организованы многовидовые оценочные испытания, в которых CL-84 налетал 20 часов, включая проведение спасательной операции с решением задачи подъема пострадавшего на борт конвертоплана. Результаты испытаний оказались положительными, и в следующем году были организованы новые испытания — с участием группы из 16 специально отобранных летчиков из Великобритании, Канады и США, в ходе которых были отработаны различные военные задачи, включая перевозку грузов на внешней подвеске, спасение пострадавшего с подъемом его на борт, операции во взаимодействии с вертолетами корабельного базирования в морских условиях и пр.
Впрочем, 12 сентября 1967 года опытный конвертоплан разбился: во время маневра в ходе горизонтального полета на скорости 280 км/ч на высоте 980 м было потеряно управление ЛА, он получил крен влево и упал — экипаж катапультировался. Наиболее вероятной причиной аварии была признана неисправность одного из основных воздушных винтов — вышел из строя подшипник. На тот момент CL-84 выполнил 305 полетов, налетав 405 часов, включая 145 часов под управлением международной группы пилотов.
В том же году МО Канады выдало компании-разработчику контракт стоимостью 13 млн. долларов на постройку трех опытных машин, которые затем должны были пройти всесторонние оценочные испытания в канадской армии. Они имели около 150 различных отличий от первого прототипа, включая сдублированное управление, модернизированное БРЭО, удлиненный на 1,6 м фюзеляж и двигатели увеличенной до 1500 л.с. мощности, и получили обозначение CL-84–1 (обозначение МО Канады — CX-131). Масса пустого аппарата составляла 3827 кг, максимальная взлетная масса при взлете по-вертолетному — 5715 кг, а при взлете с коротким разбегом — 6577 кг. Размах крыла, имевшего профиль NACA 633–418, — 10,46 м, длина аппарата — 14,415 м, максимальная ширина по лопастям воздушных винтов — 10,56 м, высота с крылом в горизонтальном положении — 4,34 м, а при повороте крыла на угол 90° — 5,22 м. Конвертоплан мог развивать в горизонтальном полете скорость до 517 км/ч, крейсерская скорость в данном режиме составляла 497 км/ч, а непревышаемая скорость — 668 км/ч. Скороподъемность — 1280 м/мин, практический потолок — около 6800 м, а практическая дальность — 547 км.
Первый CL-84–1 был построен 31 марта 1969 года, 19 февраля 1970 года был облетан летчиком-испытателем Биллом Лонгхерстом, затем — подвергнут интенсивным испытаниям. Новый старший летчик-испытатель «Канадэйр» Даг Эткинс по запросу командования ВМС США выполнил на первом CL-84–1 перелет в Вашингтон, где совершил посадку прямо на лужайке у Белого дома, а затем побывал в Норфолке и на авиабазе Эдвардс, после чего выполнил перелет на десантный вертолетоносец «Гуам» типа «Иводзима». В 1972 году конвертоплан был передан в Испытательный центр ВМС США в Патуксент Ривер, где проходил испытания по программе, разработанной совместно специалистами ВМС Канады, ВМС/КМП США и ВВС Великобритании. В частности, он был вооружен подвесным контейнером типа General Electric SUU 11 A/A с шестиствольным пулеметом «Миниган» калибра 7,62 мм. В ходе данных испытаний британский летчик флайт-лейтенант Рон Ледвидж впервые выполнил переход из вертолетного режима в самолетный и наоборот при полете по приборам.
После первого конвертоплана «Канадэйр» передала заказчику второй и третий опытные CL-84–1, но 8 августа 1973 года первый прототип разбился во время испытаний в Испытательном центре ВМС США — во время набора высоты на большой скорости вышел из строя редуктор левого воздушного винта, но экипаж в составе летчиков авиации ВМС и КМП США сумел вовремя катапультироваться. Ряд экспертов предполагает, что летчики пытались самовольно установить рекорд набора высоты, 3000 м/мин, превысив тем самым результат, достигнутый на самолете F-4 «Фантом». Впоследствии в аварию попал еще один из прототипов, после чего в программе испытаний — для отработки полетов по приборам («слепой полет») — принимал участие лишь один конвертоплан.
С учетом опыта и замечаний, полученных в процессе программы оценочных испытаний, компания «Канадэйр» разработала модернизированный вариант CL-84–1 C, имевший более высокие характеристики. Конструктивные отличия заключались в удлинении фюзеляжа на 0,28 м (объем грузо-пассажирской кабины увеличился до 7,9 м3), смещении главного грузового люка на 0,9 м ближе к хвостовой части машины, а также составе силовой установки — планировалось применить ТВД LTCIS-2, представлявший собой модифицированный вариант Т-53, но увеличенной мощности (1800 л.с.). Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете составляла 6800 кг, а при взлете с коротким разбегом — 7620 кг, максимальная расчетная скорость — 560 км/ч, дальность — 1200 км. В транспортно-десантном варианте CL-84–1 C мог перевозить 16 десантников.
Конвертоплан получил положительные оценки военных Великобритании, Канады и США, но потеря опытных машин, наличие других, более приоритетных задач, а также поступление на вооружение реактивных самолетов вертикального взлета и посадки привели к тому, что программа CL-84 была закрыта. Испытания завершились в 1974 году, а в 1984 году второй опытный CL-84–1, совершивший 196 полетов и налетавший почти 170 часов, был отправлен в Музей авиации и космонавтики Канады в Оттаве. Еще один, третий прототип из второй партии, который не принимал участие в летных испытаниях, находится в Авиационном музее Западной Канады в Виннипеге.
Вторая попытка германского авиапрома
Как уже упоминалось, 1960-е годы стали расцветом конвертопланостроения в мире, так что нет ничего удивительного в том, что именно в те годы взять реванш в области разработки конвертопланов решили немецкие авиаконструкторы. Наиболее интересными стали проекты специалистов западногерманских консорциума «VFW» («Vereinigte Flugtechnische Werke») и компании «Фоккер».
Первый — это конвертоплан VC-400 образца 1968 года, имевший самолетный фюзеляж и два расположенных друг за другом поворотных крыла с установленными на них турбовинтовыми двигателями (на носовом крыле двигатели стояли на законцовке, а на втором крыле — примерно в средней части каждой консоли крыла, несколько ближе к концевой части). Каждый двигатель приводил во вращение четырехлопастный воздушный винт. Оба крыла — высокорасположенные. Расчетная максимальная скорость полета составляла 390 узлов. Годом позже те же компании завершили проектные работы по новой, увеличенной модификации конвертоплана — VC-500, имевшей максимальную взлетную массу 46,7 т и способной брать на борт до 120 пассажиров. Впрочем, оба проекта в практическую стадию так и не перешли.
Секретная программа
Еще одной популярной в 1960–70-е годы схемой конвертоплана стал вариант с воздушными винтами в кольцевых каналах, причем в данном случае проектировались как модификации с поворотными винтами, так и с поворотным крылом. Общей особенностью конвертопланов данной схемы, однако, было то, что воздушные винты располагаются внутри особого кольца, благодаря которому достигается высокая скорость воздушного потока, отбрасываемого винтом. Последнее же позволяет применить крыло существенно меньших размаха и площади. Наиболее яркими примерами конвертопланов данной конструкции являются упоминавшийся ранее VZ-4 DA, а также американский конвертоплан Х-22 А, созданный компанией «Белл» в рамках программы «самолетов Х» («X planes»), и французский конвертоплан Nord 500 компании «Норд».
Экспериментальный конвертоплан с воздушными винтами в кольцевых каналах Х-22 А компании «Белл» стал одним из наиболее успешных проектов 1960-х годов
Конвертоплан Х-22 создавался в рамках контракта с ВМС США — в 1962 году флот объявил о тендере на постройку двух опытных ЛА, способных выполнять вертикальный или укороченный взлет и посадку и оснащенных силовой установкой с воздушными винтами в кольцевых каналах. Компания «Белл» на тот момент уже имела достаточно богатый опыт в области проектирования ЛА с вертикальным взлетом и посадкой, поэтому неудивительно, что через два года именно она получила от ВМС США заказ на постройку двух прототипов — по предложенному «Белл» проекту «Модель D2127», получившему в ВМС США обозначение Х-22. Стоимость контракта составила 32 млн. долларов.
Конструктивно Х-22 представлял собой летательный аппарат с фюзеляжем традиционной конструкции (самолетного типа), с двумя крыльями и убирающимся трехопорным шасси с носовой опорой. Два крыла малого размаха располагались друг за другом — в средней части (среднерасположенное, размах крыла 6,98 м, площадь 12,9 м2) и в хвостовой части (высокорасположенное, размах крыла 11,96 м, площадь 26,57 м2), причем заднее крыло выполняло фактически роль стабилизатора и конструктивно совмещалось с высоким килем, не имевшим руля направления. Крылья имели профиль типа NACA 2419. На передней кромке каждого крыла были установлены трехлопастные воздушные винты в поворотных кольцевых каналах. Диаметр каждого винта составлял 2,13 м, лопасти имели трапециевидную форму в плане, выполнялись из стеклопластика и имели стальные лонжероны. Диапазон изменения углов установки лопастей — 55°. Следует отметить, что применение кольцевых каналов (кожухов) позволило существенно повысить статическую тягу и, таким образом, уменьшить диаметр воздушных винтов. Кроме того, сами кольцевые обтекатели, как выяснилось на испытаниях, также повышали подъемную силу. На выходе кольцевых каналов располагались поверхности управления.
Воздушные винты приводились во вращение от четырех ГТД YT58-GE-8 D компании «Дженерал Электрик», с задним выводом вала и мощностью по 1250 л.с. Двигатели располагались попарно в корневой части заднего крыла, а топливо — в одном баке емкостью 1980 л, расположенном в фюзеляже. Каждый из четырех ГТД приводил в движение один винт, но все они были связаны перекрестной трансмиссией, что позволяло обеспечивать работу всех винтов при выходе из строя одного из двигателей. Каждый винт имел Т-образный редуктор, понижавший при взлете скорость вращения до 2590 об./мин.
Управление конвертопланом обеспечивалось общим и дифференциальным изменением шага винтов и отклонением рулевых поверхностей, находившихся в воздушном потоке винтов. Взлет и посадка могли осуществляться либо вертикально — кольцевые каналы в этом случае поворачивались вверх на угол 95°, либо с укороченным разбегом — кольцевые каналы поворачивались на угол около 45°. На режиме висения продольное управление осуществлялось путем изменения шага передних и задних винтов, поперечное управление — за счет изменения шага левой и правой групп винтов, а путевое управление — путем отклонения рулевых поверхностей. В горизонтальном полете путевое управление обеспечивалось дифференциальным изменением тяги воздушных винтов, а поперечное и продольное — при помощи рулевых поверхностей.
Фюзеляж Х-22 А — типа полумонокок, прямоугольный в сечении. В его носовой части размещалась кабина для двух летчиков, имевшая большую площадь остекления и оборудованная расположенными рядом катапультными креслами «Эскапак» класса «0–0» компании «Дуглас», оснащенными ракетными ускорителями. Кабина была оборудована двойным управлением, на центральной консоли располагались панель запуска двигателей, связное и навигационное оборудование, на левой консоли — панель управления радиосвязной аппаратурой и самопишущие приборы, а на правой консоли были сгруппированы потенциометры для регулирования системы изменяемой устойчивости. В расположенной за пилотской кабиной грузо-пассажирской кабине, оборудованной боковой дверью и задним грузовым люком с погрузочной рампой, могли располагаться 6 пассажиров или до 540 кг груза.
Х-22 А был цельнометаллическим, выполненным из высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов и стали. Важными особенностями Х-22 А были дублированная система повышения устойчивости с электрогидравлическим триммером, разработанная компанией «Белл» и применявшаяся на режиме висения и переходных режимах, обеспечивая демпфирование но трем осям (в самолетном режиме она выключалась), а также система изменяемой устойчивости VSS (Variable Stability System), имевшая 80 каналов (из них 55 могли использоваться одновременно) и позволявшая изменять основные параметры системы управления, включая мощность управления, чувствительность управления, усилия на ручках управления, усилия для преодоления трения в проводе управления и передаточное отношение в системе управления. Система VSS была включена в цепь управления первого пилота, тогда как органы управления второго пилота оставались соединенными с рулевыми поверхностями. При включении системы VSS система повышения устойчивости должна была отключаться.
Х-22 А имел длину 12,07 м, высоту 6,31 м, массу пустого 4753 кг и был рассчитан на экипаж в составе двух летчиков и перевозку в грузо-пассажирской кабине до 6 человек. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете — 7980 кг, максимальная скорость горизонтального полета — 409 км/ч, практический потолок — 8500 м, нормальная взлетная масса при вертикальном взлете со всеми работающими двигателями — 6800 кг (с тремя работающими двигателями — 6620 кг), полезная нагрузка при вертикальном взлете — около 540–680 кг, а при взлете с разбегом 180 м — 1380 кг. Статический потолок в вертолетном режиме составлял 3658 м с учетом влияния земли и 1829 м — без учета оного.
Приборное оборудование кабины конвертоплана Х-22 А
Первый прототип X-22 A, постройка которого осуществлялась под руководством вице-президента компании Н. Виллкокса, был изготовлен к 25 мая 1965 года и облетан 17 марта 1966 года — в тот день были выполнены четыре вертикальных взлета. Проведение программы летных испытаний командование ВМС США поручило компании «Калспэн Корпорейшн», располагавшейся в Буффало. Однако после жесткой посадки, произошедшей 8 августа 1966 года вследствие отказа гидравлической системы, ремонт первого опытного конвертоплана был признан экономически нецелесообразным: аппарат разобрали на запчасти для второго прототипа, а из фюзеляжа сделали тренажер — он находился в компании «Калспэн Корпорейшн». Программу летных испытаний продолжил второй прототип, облетанный 26 августа 1967 года.
До 1968 года второй Х-22 А совершил 100 полетов, выполнив 240 вертикальных взлетов и посадок и 54 полных перехода; к январю 1971 года, когда завершилась совместная программа летных испытаний армии, ВВС и ВМС США, было выполнено 228 полетов общей продолжительностью 125 часов, включая более 400 вертикальных взлетов и посадок, более 200 укороченных взлетов/посадок и более 250 переходов между режимами, а к 1980 году общий налет составил более 200 часов.
Полеты на конвертоплане осуществлялись летчиками ВВС, авиации армии и ВМС США. Результаты завершенной в 1984 году комплексной программы испытаний, в ходе которых оба прототипа выполнили более 500 полетов, оказались противоречивыми. С одной стороны, были продемонстрированы высокая эффективность воздушных винтов в кольцевых каналах и реальная способность конвертоплана данной схемы выполнять вертикальный и укороченный взлет с полезной нагрузкой, а также были достигнуты впечатляющие результаты (продемонстрирована возможность висения на высоте 2440 м), но с другой — требуемая заказчиком максимальная скорость горизонтального полета 525 км/ч так и не была достигнута (максимальная достигнутая скорость 507 км/ч).
После проведения программы испытаний оставшийся целым конвертоплан был передан компании «Корнелл Аэронотикал Лаборатори» (бывшая «Калспэн Корпорейшн» и разработчик системы VSS), где участвовал в различных испытаниях вплоть до 1988 года, выполнив 185 полетов по полной программе (с переходами между рабочими режимами), 400 вертикальных взлетов и посадок, а также около 200 укороченных взлетов и посадок (общий налет 110 часов). Затем он был передан в Ниагарский аэрокосмический музей в Нью-Йорке.
Другим представителем конвертопланов данного типа стал Nord 500 французской компании «Норд Авиасьон», который позже, после включения компании в состав «Аэроспатьяль», получил название N500 «Кадет». Работы по нему были начаты в инициативном порядке в 1968 году, в случае серийного заказа его планировалось использовать для ведения разведки, оказания огневой поддержки наземным войскам, а также для борьбы с малоскоростными самолетами и вертолетами. Модель конвертоплана была впервые продемонстрирована разработчиком на авиасалоне в Ле Бурже в 1965 году.
Второй опытный конвертоплан Nord 500–2
Французский конвертоплан имел достаточно компактные размеры — длина 6,58 м, размах крыла 6,14 м и высота 3,1 м — и получил высокорасположенное крыло малого размаха. Силовая установка включала два установленных на крыле ТВД Allison T-63-A-5 A мощностью по 317 л. с. с трехлопастными воздушными винтами диаметром 1,5 м в кольцевых каналах (в других источниках указывается, что применялись ТВД Allison Т63-А5 Т или 250-С18). Двигатели и воздушные винты могли поворачиваться вверх и обеспечивать вертикальный или укороченный взлет/посадку. При этом винты имели перекрестную трансмиссию, что позволяло обеспечивать работу обоих винтов от одного двигателя. Максимальная масса «Кадета» составляла 1250 кг, максимальная скорость — 350 км/ч, экипаж — один летчик (размещался в закрытой кабине, оснащенной катапультным креслом). Было построено два прототипа — первый, Nord-500–01, использовался для наземных испытаний, а второй, Nord-500–02, был облетан 23 июля 1968 года. Работы по проекту прекратили в 1971 году.
Автор: Владимир Щербаков
Фото из архива автора
Источник
