Харриер взлет и посадка

Обновлено: 04.10.2024

О самолетах вертикального взлета и посадки очень много говорили в 1970-х годах, многие считали, что за этим направлением будущее, и в скором времени даже гражданским самолетам не потребуется взлетно-посадочная полоса. Но прошло время, и о СВВП вспоминают все реже и реже, а ныне практически и не упоминают. В чем же дело? Почему это направление в авиации не оправдало ожиданий?

Разработка СВВП, самолетов, способных взлетать и садиться с нулевой горизонтальной скоростью, началась вскоре после окончания войны, в начале 1950-х годах. Именно тогда стала бурно развивающаяся эпоха реактивной авиации. Боевые самолеты с турбореактивными двигателями имели высокие скорости полета и, соответственно, требовали длинную взлетно-посадочную полосу с твердым покрытием.

Между тем, было очевидно, что при любом начале военных действии целью потенциального противника первым делом станут именно аэродромы. Достаточно вывести из строя все взлетно-посадочные полосы – и господство в воздухе обеспечено! Именно тогда военные инженеры стали задумываться о создании самолетов, которые не требовали бы наземной инфраструктуры для взлета и посадки.

В результате в разных странах-членах НАТО были созданы многочисленные прототипы СВВП. Из всех опытных экземпляров до серийного производства дошел один-единственный британский палубный истребитель-бомбардировщик Sea Harrier, впервые поднявшийся в воздух в 1978 году и снятый с вооружения лишь три года назад. Харриеры успешно принимали участие в боевых действиях на Фолклендах, сбив 31 аргентинский самолет.

Серия GR-1: описание

Основное назначение летательного аппарата этой серии – поддержка сухопутных войск. Это обусловлено высокой маневренностью и возможностью действовать в различных климатических регионах. Диапазон высот, на которые ориентирован агрегат – от трех до четырнадцати тысяч километров. В конструкции применяются материалы из алюминиевых, титановых и магниевых сплавов. Кроме того, некоторые части корпуса и узлов изготовлены из композитных компонентов и высокопрочной стали.

Оснащение

Боевой самолет Harrier GR-1 оснащен фюзеляжем клепаной конструкции с парой технологических разъемов. Носовая часть включает в себя кабину пилота. Задний ее рубеж проходит по наклонному ребру, которое служит для установки катапультируемого сидения. Силовые и сопутствующие узлы находятся в центральном фюзеляжном отсеке. Спереди расположено два топливных резервуара, каждый из которых, вмещает в себя по двести тридцать литров топлива.

Над основной стойкой имеется еще один бак, емкостью четыреста семьдесят три литра. Между соплами установлены 177-литровые емкости, а под кессонной частью крыла – на 785 л. Имеется возможность монтажа дополнительных баков, гарантирующих длительные перелеты без дозаправки.

Особенности

Рассматриваемый самолет является одним из самых популярных аппаратов, эксплуатируемых в ВВС США. Морская пехота использует его для прикрытия и совместного штурма предполагаемых целей. Истребитель в центральной секции фюзеляжа оснащен носовыми стойками шасси. Фронтальный элемент регулируется при помощи пары гидравлических цилиндров, обеспечивающих разворот на сорок пять градусов. Контрольный блок находится в заднем отсеке фюзеляжа.

Цельное поворотное оперение и киль выполнен в виде стандартной горизонтальной конструкции. Руль имеет сотовый наполнитель, выдвигается в полете на корректирующий угол до шестидесяти шести градусов. Крыло самолета неразрезного типа к фюзеляжу фиксируется в шести местах. Кроме того, каждое крыло имеет четыре точки, предназначенные для установки пилонов для боевого вооружения или дополнительных топливных баков.

Двигатель и сопутствующие агрегаты

Корректировка самолета в пространстве происходит следующим образом:

работающими четырьмя компрессорами, агрегирующими с воздухопроводом в носовой и хвостовой части;
тремя соплами, которые находятся в задней балке и служат управлением тоннажа;
парой выхлопных элементов, предназначенных для управления по каналу.

Система реактивного включения активируется при вертикальном взлете и посадке в режиме полета на малых скоростях (сопла мотора переводят режим двадцати и более градусов).

Характеристики

год выпуска – 1969;
размах/площадь крыла – 7700/1868 метров;
длина/высота – 13,87, 3,43 метра;
вес – пять с половиной тонн;
предельная взлетная масса – 11, 34 т;
двигатель – Pegasus Mk-101 с тягой в 8160 кг/с;
скоростные показатели (крейсерское/максимальное значение) – 1185/1360 километров в час;
ресурс полета без дозаправки – 3700 км;
боевой радиус – тысяча двести километров;
состав экипажа – один пилот;
нагрузка в бою (максимальная) – 2270.

Истребитель-бомбардировщик Harrier оснащен пятью узлами подвески, на которых размещается штатное вооружение. К нему относится:

Кроме того, летательный аппарат может оснащаться пусковыми установками Type, вооружением типа НУР или блоком с разведывательной системой.

Harrier GR-3: краткий обзор

Истребитель многоцелевого предназначения отличается от предшественника усовершенствованным мотором. Его взлетная тяга находится в пределах 9753 килограмм. Фюзеляж остался практически без изменений. Расход топлива для всех классов рассматриваемого самолета довольно большой, что характерно для аналогичных аппаратов с вертикальным взлетом.

В штатное оснащение реактивной машины входит система дозаправки в воздухе, дальномер лазерного типа, лобовые датчики. К особенностям истребителя относится следующее:

В США морская пехота укомплектовывалась рассматриваемыми самолетами с тысяча девятьсот семидесятого года. Кроме того, этот аппарат освоили воздушные эскадрильи Великобритании и Германии. В серийном производстве машины пробыли около двух десятков лет.

ТТХ самолета GR-3

Рассмотрим тактико-технические параметры штурмового истребителя:

год принятия на вооружение – 1970;
высота/длина – 3, 45/13,87 метра;
крыло (размах/площадь) – 7,7 м/18,68 кв. м;
взлетный вес по максимуму – одиннадцать с половиной тонн;
боевая нагрузка – 2300/3600 кг;
внутреннее топливо (масса) – 2,29 тонны.

Серия GR-5

Аппарат представляет собой моноплан свободнонесущего типа, который оснащен крыльями с высоким размещением, велосипедным шасси, однокилевой хвостовой отделкой. При создании данной модели активно использовались композиционные материалы. Крыло неразборного типа имеет утолщенный и устойчивый к критическим нагрузкам профиль. Увеличен размах крыла и его площадь. Эти элементы агрегируют со свисающими элеронами, которые отклоняются соответственно положению сопел.

Конструкционные изменения

Истребители США и Британии этой серии имеют усовершенствованную конструкцию крыла, которая увеличивает лобовое воздушное сопротивление и снижает максимальную скорость самолета. Однако этот недостаток компенсируется за счет изменения элементов, сопряженных с фюзеляжем и обустройства заборников воздуха.

Основные наружные части изготовлены из графитных, эпоксидных, алюминиевых сплавов. Защита под фюзеляжем и плоскость перед лобовым стеклом имеют титановую основу. Между стойками шасси предусмотрено место для монтажа специальной коробки, которая состоит из поперечного трансформирующегося щитка, продольных фиксированных гребней. Она служит в качестве отражателя выхлопных газов при взлете. Такое решение позволило увеличить подъемную силу почти на полтонны. Кабина самолета Hawker Siddeley Harrier рассчитана на одного пилота, имеет систему кондиционирования, высокое расположение кресла и обзорный прожектор.

Топливная и моторная система

Рассматриваемая модификация оснащена турбинным реактивным силовым агрегатом, который имеет опцию изменения направления тягового вектора. Статическая тяга по максимуму составляет 9870 кг/с. Функционирует четырехсекундный прерыватель работы двигателя в случае вертикальной посадке при повышенной температуре. Бортовая кислородная система, узел управления полетом и герметизация агрегируются с компрессором, работающим на сжатом воздухе.

Техническая сторона летательного аппарата GR-5

пуск в эксплуатацию – тысяча девятьсот восемьдесят седьмой год;
параметры крыла – размах (9,25 м)/площадь (21,37 кв. м);
длина/высота – 14,1/3,5 метра;
боевая нагрузка по максимуму – четыре тонны;
вес порожнего самолета – 6,25 тонны;
боевой радиус – пятьсот метров;
предельная скорость – 1150 километров в час;
дальность практическая – 3 825 км.

Учебно-тренировочные самолеты этой марки имеют аналогичные характеристики, за исключением полного боевого комплекта.

Модификация GR-7

Технические параметры самолета:

длина/высота – 14,53/3,55 метра;
размах/площадь крыла – 9,25 м/21,37 кв. м;
двигатели – Rolls-Royce-Pegasus Mk-105;
предельный вес при взлете – десять с половиной тонн;
практическое перемещение – 15 с четвертью километров;
состав экипажа – один летчик;
боевая дальность – 2,7 км;
запас горючего – почти девять тысяч литров.

Эта модификация получила два основных отличия от предшественников. Усовершенствована программа комплексного вооружения, которая рассчитана на использование широкого спектра высокоточного оружия разного калибра. Кроме того, появился мощный двигатель от того же Rolls-Royce под номером Мк-107.

Характеристики GR-9

Данный самолет имеет следующие параметры:

длина/высота – 14,3/5,5 м;
размах крыла – девять метров;
площадь крыла – двадцать один квадратный метр;
вес истребителя (максимальный) – четырнадцать тонн;
тяговое усилие – 10,75 т;
предельная скорость на максимальной высоте – 1198 км/ч;
боевая дальность – две тысячи семьсот километров.

Самолет оснащен стандартным для этого класса вооружением, а также бомбами с оптическим наведением и разведывательными комплексами типа ПУ НУР.

В заключение

Hawker Siddeley Harrier (Харриер) – семейство многоцелевых истребителей вертикального взлета и посадки, разработанный британской компанией Hawker Siddeley в 1960-х годах. Является наиболее успешным самолетом СВВП. Модификации самолета выпускались в Великобритании (British Aerospace) и США (McDonnell Douglas).

Впервые на практике управление вектором тяги было применено не в самолете, а в ракете - знаменитой V2 конструкции Вернера фон Брауна. Эта ракета оборудовалась жидкостным двигателем тягой порядка 25000 кгс, работавшим на смеси этилового спирта и жидкого кислорода, сжигаемой в темпе приблизительно одна тонна за семь секунд. Для управления служили небольшие аэродинамические рули, расположенные на нижней кромке стабилизаторов, а также находящиеся в потоке истекающих продуктов сгорания газовые руги — графитовые пластинки, при отклонении изменяющие вектор тяги. В дальнейшем управление потоком истекающих газов стало важным элементом системы управления многих ракет. Но вернемся к самолетам.

Обретение самолетом способности вертикального взлета и посадки с самого начала принесло конструкторам множество проблем. Касалось это как аэропланов с винтовым приводом, так и с реактивным. После Второй мировой войны винтовой привод для боевых самолетов (в особенности для истребителей и истребителей-бомбардировщиков) исчерпал свой потенциал, несмотря на создание турбовинтового двигателя, на первый план вышли двигатели турбореактивные. Основное внимание конструкторов, занимавшихся проблемой вертикального взлета и посадки, сосредоточилось именно на ТРД.

Кэмм: — Когда приедешь ко мне со своим чертом ?
Хукер: — О чем ты говоришь?
Кэмм: — О твоем новом несущем двигателе, дурак! У меня готов тюнер для него! Ты уже давно должен был мне его показать!

Тем временем ХР831 перевезли в испытательный центр RAE (Royal Aircraft Establishment) на аэродром Бедфорд, где 13 марта 1961 г. Бедфорд совершил на нем первый настоящий полет по-самолетному. Вопреки уверениям С. Комма, поведение Р.1127 в воздухе было отнюдь не идеальным — проявилась недостаточная устойчивость самолета при выпуске закрылков и шасси, был сделан вывод о необходимости введения ограничений в режимы работы двигателя во избежание помпажа. Также отмечался бафтинг горизонтального оперения — его вибрация, вызванная завихрениями потока воздуха за крылом. Сместить стабилизатор ниже, чтобы вывести его из зоны влияния этих вихрей было невозможно — в таком случае нижняя поверхность стабилизатора попадала в зону действия газов из сопел двигателя (при горизонтальном полете). Это, в свою очередь, вело к появлению кабрируюшего момента, возрастающего при увеличении тяги ТРД (из-за большой скорости обтекающего потока стабилизатор как бы присасывало вниз). Перенести стабилизатор выше, на киль, тоже было проблематично - требовалось кардинально перепроектировать и усилить киль. В конечном итоге, выход нашли, установив стабилизатор с отрицательным поперечным V. Попросту, его консоли были отклонены вниз. Тем самым, стабилизатор вывели из закрыльевого потока, а струи газов из сопел двигателя проходили под его прифюзеляжными, выше расположенными частями.

7 июля 1961 г. вДансфолде начались испытания второго прототипа (ХР836). 12 сентября после очередной серии изменений, внесенных в систему реактивных рулей, он совершил полет без автостабилизации на переходных режимах по полному профилю: вертикальный взлет - переход в горизонтальный полет -переход в режим висения - вертикальная посадка. Таким образом, работоспособность концепции СВВП с управлением вектором тяги, заложенной в конструкцию Р. 1127, была подтверждена на практике. В дальнейшем этот экземпляр достиг в горизонтальном полете скорости 500 узлов (927 км/ч), а в декабре 1961 г. совершал маневры с перегрузкой до 6 g, достиг потолка в 40000 футов (12 200 м), а в пикировании превысил скорость звука, разогнавшись до М=1,02. Испытательные полеты с околозвуковыми скоростями вскрыли новые проблемы: самолет имел тенденцию к внезапному сваливанию на крыло. Дело в том, что, как в почти каждом самолете, у Р. 1127 верхняя поверхность крыла обтекалась воздухом с большей скоростью, чем нижняя. При приближении к скорости звука поток сверху крыла двигался уже со сверхзвуковой скоростью. Возникала локальная ударная волна, вызывавшая резкое падение давления за ней и мгновенное увеличение несущей способности крыла, причем несимметричное для правой и левой консолей. В итоге самолет сваливался на крыло. Замена профиля на сверхзвуковой не бралась в расчет - ведь самолет должен был действовать, прежде всего, на дозвуковых скоростях. Выход нашли довольно быстро - на передней кромке верхней поверхности крыла установили 11 наплывов-генераторов вихрей (позднее их количество увеличили до 13). Они незначительно возмущали набегающий поток, но при приближении к скорости звука замедляли.

Чуть ранее, в октябре 1961 г., была проведена серия испытаний с различных типов поверхности, а также начались пробы с укороченным взлетом. В последнем случае сопла устанавливались под углом 55 градусов после разгона до скорости примерно 60 узлов (110 км/ч). Увы, карьера ХР836 оказалась короткой. 14 декабря Билл Бедфорд отправился на нем в очередной испытательный полет, целью которого было изучение возможности появления флаттера при маневрировании на больших скоростях. Уже при наборе высоты пилот отметил возрастание уровня шума в кабине. Появилась вибрация, а самолет начало клонить в сторону. Бедфорд принял решение садиться на ближайший аэродром - базу морской авиации Йовилтон. Вибрация нарастала, пилотировать самолет было все труднее. На высоте 100 м при скорости 310-320 км/ч крен стал неконтролируемым. Когда он достиг 30°, пилоту пришлось катапультировать-

ся. Самолет разбился, а причина потери машины прояснилась очень скоро. У ворот базы Йовилтон появился местный фермер с непонятной штуковиной в руках, отвалившейся от самолета. Штуковина оказалась левым передним поворотным соплом двигателя. Когда сопло оторвалось, тяга компрессора оказалась направлена вбок, и возник кренящий момент. Во избежание подобных инцидентов в дальнейшем передние сопла, изготавливавшиеся из стекловолокна, заменили более прочными и термостойкими стальными. Естественно, это привело к увеличению их массы, но другого выхода не было.

12 июля 1962 г. начались летные испытания ХР976. На нем были модифицированы обтекатели задних сопел, что несколько улучшило аэродинамику хвостовой части фюзеляжа. В мае 1963 г. начались испытания ХР980, отличающегося новыми законцовками крыла, лучше приспособленными для околозвуковых скоростей. Также на этом самолете удалось, наконец, решить проблему бафтинга хвостового оперения, подобрав оптимальный угол поперечного V стабилизатора.

Читайте также: