БЕЛЛ БОИНГ V-22 «ОСПРИ»

БЕЛЛ БОИНГ V-22 «ОСПРИ»

Фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» с 1982 г. осуществляют совместную разработку по программе JVX (Joint Services Advanced Vertical Lift Aircraft) многоцелевого самолета с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), с поворотными винтами, который должен в 2000-х годах поступить на вооружение ВМС, корпуса морской пехоты и ВВС США. Программе JVX предшествовала программа НХМ, требования к которой были выработаны в 1980 г. министерством обороны США. По этой программе в 1990-х годах предусматривалась замена десантно-транспортных вертолетов Сикорский СН-53 и Боинг-Вертол СН-46. Среди проектов рассматривались СВВП с поворотными винтами.

СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри» в полете на режиме висения

В 1981 г. фирма «Белл» разработала данные о проекте СВВП D.327, который являлся развитием проекта пассажирского вертолета-самлета D.326 и предназнячался для перевозки 24 десантников. а также для поисково-спасательных операций. СВВП имел два поворотных винта диаметром 10,5м, силовая установка стоялала из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-416 взлетной мощностью по 3300 кВт/4380 л. с. В носовой часта самолета устанавливаются турель с пулеметом калибром 7,62 мм и система ночного видения. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 15 740 кг, а при взлете с коротким разбегом -19 050 кг. Максимальная перевозимая нагрузка 4540 кг, крейсерская скорость около 480 км/ ч, боевой радиус 370 км.

В конце 1981 г. при рассмотрении проекта военного бюджета США на 1983 финансовый год было выдвинуто требование к разработке усовершенствованного СВВП, который мог бы использоваться всеми видами вооруженных сил, по совместной программе с участием армии, корпуса морской пехоты, ВМС и ВВС, предусматривающей создание многоцелевого летательного аппарата JVX.

Техническая группа в составе представителей всех видов вооруженных сил и NASA провела сравнительный анализ различных схем вертикально взлетающих аппаратов, среди которых были усовершенствованный вертолет, винтокрыл, вертолет с соосным несущим винтом, СВВП с поворотными винтами и СВВП с подъемно-маршевыми ТРДД, и пришла к выводу, что СВВП с поворотными винтами сможет выполнять все виды заданий, предусмотренных в программе JVX.

Первоначальная расчетная стоимость программы JVX составляла 25 млрд долларов с учетом НИОКР (2,5 млрд долларов) и производства 1086 самолетов: 552 – для корпуса морской пехоты, 284 – для армии, 200 – для ВВС и 50 – для ВМС.

В начале 1983 г. были определены основные требования к СВВП JVX: выполнение длительного полета с крейсерской скоростью 465 км/ч;

скорость при броске 510- 555 км/ ч;

взлетная масса 17 240-18145 кг; максимальная платная нагрузка 4540 кг;

СВВП V-22 во время перехода от вертикального взлета к горизонтальному полету

Компоновочная схема СВВП V-22

максимальная масса груза на внешней подвеске 3765 кг;

диапазон перегрузок от +4 g до -1g;

выполнение разворота на 180° при скорости 465 км/ ч за 15 с или менее;

вертикальная скорость снижения 10,2-15,2 м/ с;

набор высоты 4570 м с максимальной нагрузкой в кабине при одном работающем двигателе, полет на одном двигателе до цели и посадка с пробегом длиной около 30 м при скорости ветра 28 км/ч;

максимальная дальность полета 3700 км без дозаправки;

максимальный боевой радиус примерно 1300 км;

статический потолок без учета влияния земли 1220 м при температуре 35 °С.

В конце 1983 г. стратегическое авиационное командование ВВС провело оценку возможности использования СВВП JVX для патрулирования и охраны баз баллистических ракет MX.

В начале 1984 г. были уточнены прежние и добавлены новые требования к СВВП JVX. В частности, межремонтный срок службы основных динамических систем должен быть не менее 1500 ч (среднее время обслуживания 5 чел .-ч на один летный час). Жизненный цикл самолета был задан 20 лет при эксплуатации в мирных условиях. Критические элементы конструкции должны выдерживать попадание пуль калибром 7,62 и 12,7 мм, а также выполнять свои функции при попадании снарядов калибром 30 мм. Необходимы:

минимальные радиолокационная, тепловая, визуальная, акустическая и электромагнитная заметности;

средства защиты экипажа и электрооптических датчиков от воздействия лазерного оружия;

нахождение на плаву в течение 2 ч при вынужденной посадке на воду, при волнении 4 балла;

уклонение от поражения ЗУР при выполнении радиоэлектронной разведки с учетом безопасного вертикального снижения со скоростью не менее 10,1 м/с (желательно 17,8 м/с);

размещение в грузовой кабине 12 раненых на носилках в сопровождении двух санитаров или четырех грузовых поддонов размером 1,02 х х 1,22 м;

система заправки топливом в полете;

взлет и посадка при наклоне глиссады 12°;

перевозка грузов массой 4540 кг (желательно 5440 кг) на внешних узлах подвески;

герметизация кабины экипажа и использование усовершенствованного радиоэлектронного оборудования;

катапультные кресла, обеспечивающие покидание самолета в полете и на земле; расчетная дальность полета без промежуточной заправки увеличена до 3810 км при скорости не менее 465 км/ ч.

Летом 1983 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» сообщили первые сведения о проекте СВВП, получившем обозначение «Модель 901-Х» и разработанном с учетом опыта проектирования и испытаний экспериментального СВВП Белл XV-15. СВВП имеет два трехлопасгных поворотных винта диаметром 11,6 м, силовую установку из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-717 мощностью по 3300 кВт/4380 л. с. Максимальная взлетная масса самолета 901-Х при вертикальном взлете 18145 кг, а при взлете с коротким разбегом – 22 680 кг. В кабине самолета могут разместиться 24 десантника. Максимальная крейсерская скорость 590 км/ч.

В декабре 1983 г. ВМС выдали фирмам «Белл» и «Боинг-Вертол» контракт стоимостью 18,4 млн долларов на постройку натурных макетов СВВП 901-Х.

В мае 1984 г. большая часть исследований по программе JVX была завершена. После тщательного изучения требований каждого рода войск были определены четыре типа боевых задач, которые должны выполнять самолеты JVX.

СВВП JVX, предназначенные для корпуса морской пехоты, должны перевозить 24 вооруженных десантника общей массой 2610 кг на расстояние 370 км со скоростью 460 км/ч и совершать полет на режиме висения с этой нагрузкой на высоте 915 м при температуре 33 °С; в варианте для материально-технического снабжения – груз на внешних узлах подвески массой 3765 кг на расстояние 93 км со скоростью 460 км/ч.

ВМС предполагают использовать самолет JVX в качестве поисково-спасательного. Радиус полета СВВП с четырьмя эвакуируемыми на борту 850 км, крейсерская скорость 460 км/ч. Во время выполнения спасательной операции самолет должен совершать полет на режиме висения на высоте 2135 м при температуре 28 °С.

ВВС намереваются применять СВВП JVX для перевозки 12 десантников или грузов массой 1300 кг в кабине. Радиус полета 1300 км, крейсерская скорость 460 км/ч. Самолет должен летать на режиме висения без учета влияния земли на высоте 1525 м при температуре 32 °С.

Армия считает, что транспортные самолеты JVX будут промежуточным шагом к усовершенствованному транспортному винтокрылому аппарату ACR (Army Cargo Rotorcraft), который может появиться в начале 2000-х годов. Самолет JVX в варианте для армии будет рассчитан для перевозки 24 солдат, или 12 раненых на носилках, или груза массой 4540 кг в кабине. С нагрузкой 4540 кг (в кабине или на внешней подвеске) СВВП будет иметь радиус полета 55 км при скорости 460 км/ч и температуре воздуха 35 °С; статический потолок 1220 м. Перегоночная дальность 3890 км.

По программе JVX, неоднократно пересматривавшейся в процессе разработки, было намечено построить 6 опытных самолетов для летных испытаний и 3 статических и усталостных испытаний. Первый опытный самолет намечалось передать для летных испытаний в начале 1988 г., а последующие пять – в течение года. Самолеты № 1 и 3 намечалось использовать дли определения огибающей летных характеристик и прочностных ограничений, а самолет № 2 – для испытаний системы управления и силовой установки. Самолет № 4 намечалось использовать ВВС для эксплуатационных и оценочных испытаний, а также в качестве дублера самолета № 2 для испытаний силовой установки. СВВП № 5 и 6 должны были проходить эксплуатационные и оценочные испытания в подразделениях корпуса морской пехоты и ВМС, а также использоваться для проверки радиоэлек-тронного оборудования. Самолеты № 1 и 2 должны иметь катапультные кресла.

Общий объем летных и оценочных испытаний должен был составить 4200 ч. Летчики фирм «Белл» и «Боинг-Вертол» должны налетать 2900 ч, а остальные 1300 ч будут приходиться на летчиков ВМС, ВВС и корпуса морской пехоты. Программу всех летных испытаний намечалось завершить до конца 1991 г.

В 1985 г. проекту СВВП, разработанному по программе JVX, было присвоено обозначение V-22 «Оспри». К этому времени были проведены испытания семи моделей СВВП в аэродинамических трубах общей продолжительностью 4700 ч, а также испытания экспериментальных вертолетов-самолетов Белл XV-15 продолжительностью более 500 ч. во время которых были достигнуты скорость в горизонтально» полете 503 км/ч, в пологом пикировании – 635 км/ч и перегрузка 3,1 g.

Постройка первого опытного самолета V-22 была завершена 23 мая 1988 г, на заводе фирмы «Бета» в Форт-Уэрте, а его первый полет состоялся 19 марта 1989 г., через полгода после намеченного срока. Первый- полет второго опытного СВВП У-22 состоялся 9 августа 1989 г., а четвертого – 21 декабря 1989 г., затем третьего самолета. К середине 19S1 г, четыре опытных СВВП налетали 585 ч и совершили более 400 полетов, достигнув следующих результатов: скорость в горизонтальном полете – 396 км/ч; скорость в пологом пикировании – 647 км/ч; перегрузка 2,3 g; потолок 6560: м; перегоночная дальность 2442 км. Были продемонстрированы: перевозка груза массой 1815 кг на внешней подвеске со скоростью 327 км/ч; посадки на палубу десантного вертолетоносца «Уош»; моделирование полета по приборам и имитация заправки топливом в полете.

Применение вертолета СВВП V-22 для поисково-спасательных операций

Во время первого полета пятого опытною СВВП V-2211 июля 1991 г. произошла авария. Во время полета на режиме висения на высоте 4,5 м самолет совершил резкий крен влево, задел гондолой за ВПП и упал. Оба летчика катапультировались, при этом один из них получил легкие ранения. Авария была вызвана нарушением электрической цепи в системе управления. Самолет был разрушен, и его решено было не восстанавливать. Испытания оставшихся самолетов были продолжены, и они совершили к середине 1992 г. еще 150 полетов. Однако 20 июня 1992 г. произошла катастрофа четвертого опытного самолета во время переходного режима (с самолетного на вертолетный), когда гондолы с винтами были повернуты на 60°. На борту самолета были замечены вспышки огня. Самолет упал с высоты 8 м. Находившиеся на борту три члена экипажа и четыре сотрудника фирмы «Боинг» погибли. Полеты оставшихся СВВП были прекращены и возобновлены только через год, после доработки конструкции поворотных гондол и топливной системы.

В начале 1994г. во время летных испытаний СВВП V-22 выявился бафтинг на больших углах атаки и рыскания. Причиной бафтинга оказались вихри, сходящие с обтекателя стыка крыла с фюзеляжем. Для устранения бафтинга было решено установить по бокам верхней части фюзеляжа перед обтекателем горизонтальные аэродинамические гребни и провести испытания СВВП № 3 с установленными гребнями.

В конце декабря 1994 г. фирмы «Белл» и «Боинг Геликоптер» совместно с командованием авиационных систем ВМС завершили последний этап работы по критическому анализу состояния программы СВВП V-22 «Оспри» и окончательно утвердили конструкцию серийного СВВП. Первые СВВП V-22 «Оспри» поступят на вооружение корпуса морской пехоты США в 2001 г.

Применение вертолета СВВП V-22 для транспортных операций

Министерство обороны США планирует закупку 523 СВВП: для корпуса морской пехоты – 425 под обозначением MV-22, для ВМС – 48 под обозначением HV-22 и для ВВС – 50 под обозначением CV-22. Самолеты MV-22 предназначены для замены военно-транспортных и десантных вертолетов Боинг- Вертол СН-46. Вариант HV-22 должен использоваться в основном в качестве поисково-спасательного, а CV-22-для выполнения специальных заданий.

Программой начального серийного производства предусматривается постройка 16 СВВП V-22. Программа полномасштабного выпуска должна была начаться в 1996 финансовом году, и ее планами предусматривается ежегодный темп постройки в 24 самолета до 2021 финансового года. Серийное производство модификаций CV-22 начнется в 2001 финансовом году.

Министерство обороны США уделяет большое внимание финансированию программы СВВП V-22, оставив ее среди наиболее приоритетных программ. Ниже приводятся данные о финансировании НИОКР по программе с 1984 до 1995 ф. г., в млн долларах:

Общая стоимость ассигнований в 1984-1995 гг. по программе V-22 составила 4225,8 млн. долларов. Расчетная стоимость НИОКР по программе установлена 6636 млн долларов, что значительно превышает первоначально установленную стоимость 5387,9 млн долларов в 1986 г. Обращает внимание снижение ассигнований в 1990-1991 гг., когда программа подвергалась пересмотру и даже стоял вопрос об ее закрытии. Резкое снижение ассигнований в 1994 г. объясняется тем, что не были израсходованы средства, выделенные в 1992-1993 гг.

С 1985 г. в США министерство обороны, федеральное управление гражданской авиации – FAA – и NASA проводят исследования проектов гражданских С.ВВП с поворотными винтами на базе проекта СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри». В 1993 г. в Конгрессе США представителями FAA и министерства транспорта сформирован комитет, занимающийся изучением возможности разработки и экономической целесообразности гражданских СВВП с поворотными винтами. Фирмы «Белл» и «Боинг» планируют провести первую демонстрацию гражданского СВВП, являющегося развитием V-22, в 1996-1998 гт. Появление гражданских СВВП с поворотными винтами в эксплуатации можно ожидать после 2000 г.

КОНСТРУКЦИЯ. СВВП выполнен по схеме высокоплан с прямым крылом, двухкилевым оперением, двумя ГТД и двумя поворотными винтами в гондолах на концах крыла.

Фюзеляж полумонококового типа с прямоугольным сечением. Длина фюзеляжа 17,47 м. Конструкция полностью изготовлена из КМ (масса фюзеляжа 1500 кг). Боковые обтекатели используются для уборки основных опор шасси и размещения дополнительных топливных баков и оборудования систем кондиционирования. В передней части фюзеляжа расположена трехместная кабина экипажа, в которой установлены бронированные катапультные кресла, способные выдерживать попадания пуль калибром 12,7 мм и перегрузку 50 g в продольном направлении и 14,5 g – в вертикальном. С правой стороны фюзеляжа в передней части находится входная двухсекционная дверь; верхняя секция открывается вверх и внутрь кабины, а нижняя открывается вниз наружу и имеет встроенный трап. В кабине размерами 7,37 х 1,53 х 1,3 м, объемом 24,3 м? сможет разместиться на сиденьях вдоль бортов 24 десантника с вооружением или 12 раненых на носилках с сопровождающими санитарами.

Крыло высокорасположенное, с небольшим углом обратной стреловидности кессонного типа с двумя лонжеронами и постоянной хордой, равной 2,54 м. Почти полностью изготовлено из графитоэпоксидных КМ. Верхняя и нижняя панели обшивки монолитной конструкции. Трехсекционные носки консолей крыла изготовлены из алюминиевого сплава с сотовым заполнителем «номекс». Крыло установлено на круговой опоре диаметром 2,3 м, выполненной из нержавеющей стали и обеспечивающей поворот крыла вдоль фюзеляжа при размещении СВВП на палубе авианесущего корабля.

Поворотные винты с тремя трапециевидными лопастями. Корневая хорда лопасти 0,87 м, концевая – 0,56 м. Крутка лопасти 45°. Лопасти изготовлены из угле- и стеклопластиков. В конструкции шарниров лопастей используются эластомерные подшипники. Винты имеют системы торможения и складывания лопастей. Винты связаны между собой синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла. Поворот гондол осуществляется с помощью гидропривода с винтовым механизмом.

Оперение двухкилевое полностью выполнено из графитоэпоксидного материала. Стабилизатор (размах 5,61 м, площадь 8,22 м? ) установлен над хвостовым обтекателем фюзеляжа. Общая площадь двух вертикальных килей 12,45 м? .

Шасси трехопорное, убирающееся, со спаренными колесами. Носовая опора убирается назад в отсек под передней частью фюзеляжа. Основные опоры убираются в боковые обтекатели. Конструкция шасси рассчитана на посадку с вертикальной скоростью 4,5 м/с. Колеса основных опор имеют дисковые углеродные тормоза. Колея шасси 4,62 м.

Силовая установка состоит из двух ГТД Аллисон T406-AD-400, установленных в поворотных гондолах на концах крыла вместе с винтами. Турбовальный ГТД имеет 14- ступенчатый осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину газогенератора и двухступенчатую силовую турбину. Расход воздуха 16,1 кг/ с, степень повышения давления 14, удельный расход топлива на режиме максимальной продолжительной мощности 0,19 кг/л. с.-ч. Двигатель имеет редуктор и систему управления FADEC. Длина двигателя (без редуктора) 1,96 м, ширина – 0,67, высота – 0,86 м. Масса сухого двигателя 440 кг.

Топливная система имеет 13 баков-отсеков емкостью 8645 л. В каждом боковом обтекателе фюзеляжа в передней части имеется по одному баку-отсеку; в правом обтекателе в задней части имеется дополнительный бак. В кессонах консолей крыла находятся 10 баков-отсеков: пара внешних баков служит в качестве расходных. На носке правой консоли крыла расположен штуцер заправки топливом под давлением; на верхней поверхности каждой консоли имеется по одной горловине системы заправки самотеком. Сбоку в нижней части носовой секции фюзеляжа предусмотрен узел крепления штанги заправки топливом в полете. Для перегоночных полетов в грузовой кабине возможна установка двух дополнительных топливных баков с общей массой топлива 7235 кг.

Система управления. Для управления на вертолетных режимах используются системы управления общим и циклическим шагом поворотных винтов.

ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА V-22«ОСПРИ»

Размеры, м:

длина со сложенными крылом и винтами 19,09

высота:

на земле с гондолами в вертикальном положении 6,35

со сложенными крылом и винтами 5,61

максимальная ширина с вращающимися винтами 25,78

размах крыла (без учета гондол) 14,02

диаметр поворотных винтов 11,58

площадь крыла без надфюзеляжной части, м 2 35,49

ометаемая площадь, м? 2x105,4

Двигатели: 2 ГТД Аллисон T406-AD-400 взлетная мощность, кВт/л. с. 2 х 4585/2 х 6150

Массы и нагрузки, кг:

пустого снаряженного 13 995

нормальная взлетная:

при вертикальном взлете 21 545

при взлете с коротким разбегом 24 950

максимальная взлетная

при взлете с коротким разбегом (при выполнении перегоночного полета) 27 440

максимальная платная нагрузка:

перевозимая в кабине 9070

перевозимая на внешней подвеске 6805

запас топлива:

нормальный 6215

с дополнительными баками для перегоночных полетов 13 450

Летные данные:

максимальная крейсерская скорость:

на вертолетном режиме у земли, км/ч 185

на самолетном режиме, км/ч 555

максимальная скорость при перевозке

груза на внешней подвеске, км/ч 370

статический потолок без учета

влияния земли, м 915

дальность полета, км:

при вертикальном взлете со взлетной массой 21 150 кг и платной нагрузкой 5445 кг 2225 при взлете с коротким разбегом со взлетной массой 24 950 кг и платной нагрузкой 9070 кг 3340

В крейсерском полете для поперечного управления используются два внешних элевона, для продольного управления служит односекционный руль высоты площадью 4,82 м? , а для путевого – рули направления на вертикальных килях. Привод поверхностей управления осуществляется с помощью гидроусилителей и электродистанционной системы управления с тройным резервированием.

Механизация крыла состоит из четырех секций элевонов, внешняя пара которых используется для поперечного управления. Площадь элевонов 4,12 м? . Привод элевонов осуществляется с помощью ЭДСУ и гидроусилителей.

Бортовое оборудование включает две независимые и одну запасную гидравлическую систему с рабочим давлением 350 кг/ см? . В состав электросистемы входят два генератора переменного тока (40 кВа), два генератора постоянного тока (50/ 60 кВа), выпрямители, преобразователи, аккумуляторная батарея емкостью 15 А ч. Носки крыла и вертикальных килей имеют систему противообледенения с надувными протекторами. Лобовое остекление, передние кромки воздухозаборников двигателей, лопасти и коки винтов имеют электрообогрев.

Схема СВВП V-22 «ОСПРИ»

Радиоэлектронное оборудование состоит из навигационной системы TACAN, систем VOR/ILS, радиосвязного оборудования укВ и KB-диапазонов, системы опознавания и др. Информация от TACAN, VOR/ILS, радиовысотомера, гировертикали выводится на четыре цветных дисплея. В кабине имеется пятый дисплей – для отображения карты местности. Используется РЛС AN/ARO-174 для обеспечения полетов в режиме следования рельефу местности, на самолете установлены две ЭВМ AN/AYK-14 для обработки боевого задания, для экипажа предусмотрено использование систем, обеспечивающих пилотирование в ночных условиях, и нашлемных очков ночного видения; для предупреждения об атаке ракетами класса «воздух-воздух» имеется система AN/AAR-47.

Вооружение зависит от варианта СВВП. Предусмотрены места для крепления в кабине пулеметов калибром 7,62 и 12,7 мм, а под носовой частью фюзеляжа-турели с пушками. Имеются также узлы для подвески противолодочных торпед противокорабельных управляемых ракет и ракет класса «воздух-воздух».