1-телеметрическое оборудование; 2-кабина пилота; 3-катапультируемое кресло; 4-створка воздухозаборника подъемных двигателей; 5-подъемные двигатели; 6 – подъемно-маршевые двигатели; 7-оси поворота подъемно-маршевых двигателей; 8-форсажная камера; 9-кольцевая щель дополнительного воздухозаборника; 10-передний топливный бак; 11 -задний топливный бак; 12 -привод поворота двигателей; 13 -элероны; 14-закрылки; 15 -руль направления; 16 -стабилизатор; 17 -передняя стойка шасси; 18-главные стойки шасси.

Проект самолета VJ-101C объединения «EWR-Зюд» (рис. 1.56) разрабатывался в других условиях. Вначале предполагалось, что это будет самолет-перехватчик, который заменит в 70-х годах самолет F-104G (позднее была принята программа «Панавиа»), но затем появились требования полета на малой высоте (использование самолета для нанесения ударов по наземным целям), что обусловило необходимость применения экономичной двигательной установки. В этой ситуации более выгодной оказалась комбинированная система, в которой часть двигателей используется только при взлете, посадке и на переходных режимах. Был разработан проект двигательной установки с двумя подъемными двигателями, расположенными вертикально за кабиной пилота, и четырьмя подъемно-маршевыми двигателями, помещенными в две поворотные гондолы, закрепленные на концах крыла. Выбор такой схемы двигательной установки продиктован следующими соображениями:

– во время взлета и посадки может быть использована тяга всех двигателей;

– можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эффективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;

– отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением реактивной струи газов;

– использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полета;

– управление в режимах висения, вертикального взлета и посадки может быть легко реализовано путем дифференциального изменения тяги отдельных групп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которой вызывает усложнение конструкции и увеличение ее веса и снижение эффективности по тяге вследствие дополнительного расхода сжатого воздуха);

– отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объем самолета, например разместить все топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;

– изменение направления тяги двигателей дает возможность осуществить короткий взлет 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 ее массу, а также облегчает доступ при обслуживании.

Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компоновки и системы, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равна сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолетах с крылом малого удлинения, поскольку подъем самолета с помощью сил, приложенных к концам длинных консолей крыла, связан с увеличением массы, так как при этом необходимо использовать соответственно более прочную и жесткую конструкцию.

Поворотные гондолы-одна из наиболее интересных особенностей самолета VJ-101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипник большого диаметра, встроенный в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подается необходимое питание. Гондолы поворачиваются гидроприводами, работающими в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещенными непосредственно на двигателях. Установка разъемных соединений топливной и гидравлической систем и блока управления в плоскости концевых сечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится с помощью гидравлического стартера.

Существенную проблему при проектировании самолета вертикального взлета и посадки представляет выбор типа воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям, относящимся к принципиально различным режимам полета. Одной из трудностей является запуск подъемных двигателей в горизонтальном полете при положительных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создается разрежение, 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. Воздухозаборники основных подъемно- маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полета, поэтому на взлете, висении и посадке оказалось необходимым применение дополнительного воздухозаборника, который образуется при выдвижении передней части гондолы вперед 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.

В самолете XFV-12A фирмы «Норт Америкен» используется явление эжекции, т.е. всасывание окружающего воздуха каналами, расположенными в крыльях и горизонтальном оперении, под действием струи газов, выходящей из турбовентиляторного двигателя (рис. 1.57). На режимах висения и полета с малой скоростью управление самолетом осуществляется при помощи четырех работающих независимо эжекторов, создающих реактивную подъемную силу различной величины. При горизонтальном полете двигатель работает, как в обычном самолете, а при зависании и полете с малой скоростью вся струя выходящих газов направляется в эжекторы.

Рис. 1.57. Этапы полета и соответствующее им положение направляющих щитков эжекторов в самолете XFV-12A.

а-висение; б-короткий взлет и посадка; в-горизонтальный полет.

Реактивная подъемная сила эжекторов возрастает благодаря захвату воздуха газовой струей. Вследствие смешения этих потоков (в отношении 7,5:1) скорость и температура газовоздушной смеси на выходе из эжектора уменьшаются, а тяга возрастает примерно на 50%. Использованный в этом самолете принцип вертикального взлета еще мало изучен, несмотря на проведенные в последние годы NASA летные испытания модификации самолета DHC-8A «Буффало» фирмы «Де Хэвилленд Канада», снабженного реактивными закрылками (данные летных испытаний которого значительно отличались от результатов аэродинамических расчетов и продувок). При создании эжекторной системы были использованы исследования фирмы «Локхид», на опытном самолете которой XV-4A «Хаммингбёд» («Колибри»), совершившем первый полет в 1962 г., подъемная сила создавалась в результате эжекции воздуха струей газов от двух турбореактивных двигателей. Однако аэродинамика этого самолета была другой, так как эжекторы, находящиеся в средней части фюзеляжа, не влияли на обтекание крыла и горизонтального оперения и не использовались для управления самолетом.

Согласно опубликованным данным, этот самолет имеет следующие преимущества: -схема «утка» с крылом и горизонтальным оперением, снабженными эжекторами, позволяет развивать во время вертикального взлета и посадки большую подъемную силу;

– наличие общей системы управления подъемной силой, тягой двигателя и самолетом обеспечивает простоту перехода из режима висения в горизонтальный полет с М-2;

– габариты двигателя составляют менее 2/3 габаритов использованных ранее подъемных двигателей;