Европейские самолеты вертикального взлета - [21]
Летные испытания двух опытных СВВП VAK- 191В Мк.1
Третий вариант – VAK- 191В Мк.З должен был отличаться от варианта Мк.2 установкой новых подъемных двигателей Роллс-Ройс – Аллисон J99 тягой по 3180 – 3630 кгс, которые разрабатывались совместно Великобританией и США. Запас топлива во внутренних баках увеличивался на 20%. Конструкция шасси должна была обеспечить посадку с вертикальной скоростью 5,5 м/с. Струйную систему управления предлагалось модифицировать, чтобы продольное управление осуществлялось модуляцией тяги подъемных двигателей. Под крылом возможна подвеска УР класса «воздух-земля» «Корморан». Взлетная масса этого самолета будет значительно увеличена по сравнению с самолетом VAK-191B Mk.I. Флот США рассматривал возможность использования самолета VAK-191B Мк.З в качестве истребителя и разведчика для проектируемых кораблей контроля морей SCS (Sea Control Ship).
В 1972 г. фирма «VFW», объединившаяся с голландской фирмой «Фоккер», чтобы спасти программу СВВП VAK-191B, предложила передать флоту США два опытных СВВП для оценочных испытаний их пригодности как палубных самолетов. По совместной программе фирмы «VFW-Фоккер» и флота США в 1974-1975 гг. на двух СВВП VAK-191B было совершено 60 полетов, в которых участвовали летчики фирмы и флота США, с воспроизведением различных режимов полета, оценивалось воздействие струй на конструкцию СВВП и палубы. Все летные испытания по программе СВВП VAK-191B проходили успешно и без летных происшествий, тем не менее продолжение разработки было сочтено нецелесообразным.
Самолет представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением, снабжен одним подъемно-маршевым ТРДД и двумя подъемными ТРД и че- тырехопорным шасси.
Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Основная конструкция планера выполнена из высо копрочных и коррозионно- стойких алюминиевых сплавов; в зонах, подвергающихся нагреву, применяются титановые сплавы. Конструкция створок, изменяющих направление вектора тяги подъемных ТРД, выполнена из жаропрочной стали. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Катапультное кресло Мартин Бейкер Мк.9 обеспечивает покидание самолета в полете на режиме висения у земли. За кабиной летчика установлен передний подъемный двигатель; за ним размещены топливные баки первой группы, через которые проходит канал воздухозаборников подъемно-маршевого двигателя. В центральной части фюзеляжа установлен подъемно-маршевый двигатель и размещается отсек, в котором может быть установлено разведывательное оборудование, пушки, убирающиеся направляющие с НАР, дополнительные топливные баки или УР. В хвостовой части фюзеляжа расположены топливные баки второй группы, задний подъемный двигатель и отсек оборудования.
Схема опытного СВВП VAK-191B Мк.1
Силовая установка и система управления СВВП VAK-191B Мк.1
Крыло высокорасположенное стреловидное, угол стреловидности по 1/4 хорд 40°. Профиль крыла NACA 63А005 по оси самолета и NACA 65А006 по оси обтекателя подкрыльевых опор шасси. Угол поперечного V крыла отрицательный, -12°30\ угол заклинения 1°30'. Конструкция крыла многолонжеронная, выполнена из алюминиевых сплавов. Крыло снабжено закрылками и зависающими элеронами. У концов крыла имеются обтекатели, в которые убираются подкрыльевые опоры шасси.
Оперение стреловидное состоит из управляемого стабилизатора размахом 3,42 м и площадью 3,86 м2 и киля с рулем направления площадью 5,58 м2 .
Шасси велосипедного типа, управляемая носовая опора с одним колесом, главная – со спаренными колесами. Подкрыльевые опоры убираются в обтекатели назад. Носовая и главная опоры имеют масляно-воздушные амортизаторы. Пневматики колес носовой и главной опор диаметром 0,58 м. На подкрыльевых стойках имеется по одному колесу с пневматиками диаметром 0,33 м. Давление в пневматике носового колеса 6,6 кгс/см2 , пневматиках колес главной опоры – 4,7 кгс/см2 , подкрыльевых опор – 4,2 кгс/см2 . Главные колеса снабжены дисковыми тормозами и автоматами торможения. База шасси 6,3 м, колея подкрыльевых опор 5,36 м.
Силовая установка комбинированная, состоит из трех двигателей – одного подъемно-маршевого ТРДД
Роллс-Ройс/ITU RB. 193-12 и двух подъемных ТРД Роллс- Ройс RB.162-81. Воздухозаборники подъемно-маршевого двигателя боковые, щелевые, нерегулируемые. Двигатель имеет два вала, вращающихся в противоположные стороны, одиннад- цатиступенчатый компрессор и четырехступенчатую турбину. Четыре сопла двигателя поворачиваются синхронно на 100° с помощью цепной передачи от пневматического двигателя. Взлетная тяга двигателя 4630 кгс, длина 2,57 м, внутренний диаметр воздухозаборника – 0,87 м, коэффициент двухконтурности 1,12, масса сухого 790 кг, расход воздуха 93 кг/с. В случае выхода из строя подъемно-маршевого двигателя самолет может продолжать горизонтальный полет с работающими подъемными двигателями (при отклонении их створок).
Подъемные двигатели установлены в фюзеляже под углом 12° к вертикали, взлетная тяга 2520 кгс, масса сухого 210 кг, длина 1,37 м, диаметр 0,73 м. Направление вектора тяги двигателя можно изменять с помощью створок, имеющихся на выходе из двигателя. Воздухозаборники также снабжены створками, открывающимися вверх.
