История самолетов вертикального/короткого взлета и посадки фирмы Canadair

Канадской авиационной промышленностью было потрачено так много усилий на самолеты с коротким и вертикальным взлетом, что сокращение V/STOL (вертикальный/укороченный взлет и посадка – СВВП/СКВП) стало почти синонимом имен фирм Canadair и de Havilland. С некоторой финансовой помощью от правительства Канады и других учреждений, обе компании были включены для проведения научно-исследовательских программ по созданию различных форм самолетов вертикального/короткого взлета и посадки и ряда некоторых работ, которые предстояло выполнить в рамках существующих контрактов. Где данные работы могут служить основой для будущих разработок пока еще не ясно, однако в Канаде, как и везде, есть серьезные ограничения на финансирование разработок новых самолетов.

Несмотря на всеобщий интерес к возможностям гражданских самолетов с вертикальным/коротким взлетом и посадкой или с коротким взлетом и посадкой, точный вид, который такие самолеты должны принять, остается неопределенным. В таких обстоятельствах совершенно ясно, что правительство не должно было больше тратить деньги налогоплательщиков, а советы директоров компаний не должны были рисковать прибылью своих акционеров.

Доля Canadair в будущем рынке самолетов вертикального/короткого взлета и посадки полностью зависит от концепции изменения угла наклона крыла. Хотя проекты исследований охватывают большой диапазон возможных конфигураций, только практический опыт Canadair в этой области были получены с серии небольших прототипов с наклоном крыла, названных CL-84 и CX-84 и семидесятиместного пассажирского CL-246 STOL, который компания проектировала в период с 1970 года. Проект пассажирского самолета CL-246 STOL воплощает в себе технологии, разработанные и продемонстрированные на более ранних летательных аппаратах. Если эти слова соответствуют действительности, то по мнению конструкторов самолет КВП CL-246 может быть построен с минимумом новых затрат на научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы, однако точная сумма не указана. Преимуществами, как утверждают, для CL-246 будут производительность, уровень шума, операционные расходы, летно-технические характеристики, комфорт для пассажиров и качества перевозки. Недостатки, которые не были перечислены конструкторами, как представляется, включают механическую сложность механизма наклона крыла и возможное сопротивление авиакомпаний/пассажиров как к идее увидеть движение вверх и вниз всего крыла, так и использования «старомодных» винтов на самолете, предназначенном для ввода в эксплуатацию в конце семидесятых и для выполнения полетов в течение восьмидесятых.

компоновка и технические характеристики Canadair CL-246

CL-246 предназначен для действий с взлетно-посадочных полос длиной 1800 футов (548 м); данная длина была утверждена стандартом Федерального авиационного агентства США (Federal Aviation Agency – FAA) для аэропортов для самолетов с укороченным пробегом. Он имеет четыре турбовальных двигателя Lycoming T53-19A мощностью 1900 л.с. каждый, вращающие винты Hamilton Standard диаметром 16 футов (4,87 м), обеспечивающих практически непрерывный поток воздуха на крыло размахом 76 футов 5 дюймов (23,29 м). Всю заднюю кромку крыла занимают элероны и закрылки-элероны, которые повышают подъемную силу, отклоняя воздушный поток; наклон крыла/силовой установки служат для изменения вектора тяги, так что короткий взлет достигается с фюзеляжем, поддерживающим почти постоянное и обычное положение.

схемы Canadair CL-246

Принимая во внимание, что CL-84 является исследовательским самолетом, оснащенным полностью наклонным крылом, которое позволяет винтам обеспечивать вертикальную составляющую тяги, движение крыла на CL-246 ограничивается максимальным наклоном в 30° и величины около 18° рассматриваются как достаточные для взлета и посадки. Это твердо ставит самолет в категорию КВП; однако на самом деле в компании Canadair конфигурация называется «СКВП с переменным углом атаки», а не с наклоном крыла. Тем не менее помимо ограничений на угол наклона крыла система похожа на используемую в CL-84.

семидесятиместный пассажирский СКВП Canadair CL-246, проект которого был разработан с учетом опыта работ над Canadair CL-84

Соединительные валы между четырьмя винтами обеспечивают одинаковую мощность в случае выхода из строя двигателя в начале взлета и приземления, когда асимметричную тягу будет трудно контролировать. Винты, однако, могут быть индивидуально отключены и зафлюгированы в случае неисправности коробки передач. Механическое соединение крыла и стабилизатора с переменным углом наклона гарантирует в начале движения крыла приведения последнего в действие с целью компенсирования изменения дифферента. Боковые кили в воздушном потоке винта увеличивают эффективность реагирования большого центрального киля на порывы ветра на низких скоростях при снижении самолета. Это одна из областей, которой в конструкции самолетов вертикального/короткого взлета и посадки необходимо уделить особое внимание. Только центральный киль имеет руль направления. Для поперечного управления на низких скоростях возможно изменение шага винта.

Предложенная для CL-246 базовая компоновка обеспечивает 14 рядов кресел; в каждом ряду сидений по правому борту от прохода установлены два кресла и по левому борту – блок из трех кресел. Каждый ряд сидений находится рядом с иллюминатором. Все багажные отделения располагаются на верхнем уровне, спереди и сзади пассажирского салона и в носу. Чтобы избежать прерывания высоты пассажирского салона и упростить шарнир крыла и исполнительные механизмы, крыло располагается над фюзеляжем приплюснуто-круглого поперечного сечения и в своей центральной части оснащено обтекателем. Каждое из двухколесных основных стоек шасси убирается в подфюзеляжный бортовой спонсон, предоставляющий удобное дополнительное пространство для системы кондиционирования воздуха и другого оборудования. Для управления самолетом планируется воспользоваться услугами двух пилотов с дополнительным внештатным местом в пилотской кабине.

Истоки

Canadair начала разработку самолетов вертикального/короткого взлета и посадки в 1956 году. Одним из первых предложений был транспорт по НАТО-вской спецификации NBMR-4 (спецификация на создание военно-транспортного СВВП). В 1963 году канадский департамент оборонной продукции согласился принять участие в финансировании проектирования, производства и испытания прототипа с наклонный крылом, отклоняющим воздушный поток самолета, и названного впоследствии CL-84.

схемы Canadair CX-84

CL-84 был разработан, чтобы доказать в полете идею Canadair объединения возможности вертикальных посадки и взлета с относительно высокой максимальной скоростью в горизонтальном полете. Первый полет CL-84 сосотоялся 7 мая 1965 года и прошел в режиме висения. Возможность вертикального перемещения была получена путем предоставления полного наклона крыла — на самом деле максимальный угол наклона составляет 100º, позволяя самолету летать в обратном направлении со скоростью в 30 узлов (55 км/ч) или, что более важно, парить со скоростью в 30 узлов (55 км/ч) при попутном ветре.

схемы Canadair CX-84

Силовая установка CL-84 состояла из двух турбовинтовых двигателей Lycoming LTC1K-4A мощностью 1400 л.с. каждый (варианты военного T53), приводящих в движение винты диаметром 14 футов (4,27 м), и крыло, имевшее по всему размаху щелевые закрылки, которые также работают раздельно, функционируя в качестве элеронов, и предкрылки Крюгера. Хвостовое оперение с углом наклона стабилизатора 30°, было взаимосвязано с крылом точно так же, как и на описанном выше CL-246. Однако затем вернулись к нулевому наклону, а управление по тангажу было получено вращением на малых скоростях установленного в хвосте фюзеляжа небольших двухлопастных винтов противоположного вращения. Для полета вперед хвостовой винт останавливается и тормозится с расположением лопастей вперед и назад.

компоновочная схема Canadair CX-84

Несмотря на то, что CL-84, получивший номер гражданской регистрации CF-VTO-X, рассматривался прежде всего как исследовательский летательный аппарат, этот самолет, как правило, нес пилота и наблюдателя, располагавшихся бок о бок в кабине, был разработан для различного боевого применения и имел достаточно большой фюзеляж для размещения в нем сидений на 12 военнослужащих, грузов или носилок. Способность аппарата зависать в сочетании с высокой скоростью в зонах поиска сделали его представляющим особый интерес в авиационной спасательной службе флота; установленные (имитация) обе спасательные лебедки были продемонстрированы на CL-84 на земле и воде в сентябре 1966 года. В следующем месяце, первые военные летчики были проверены на CL-84, и в августе 1967 года армия, флот и корпус морской пехоты США завершили оценочные 20-часовые полеты. В результате общее число пилотов летавших на самолете этого типа достигло 14. В дополнение к экипажам компании Canadair к их числу относятся пилоты, представляющие канадские Силы Обороны, NASA, Национальное Авиационное Ведомство, Королевские ВВС, армию, флот и корпус морской пехоты США.

компоновочная схема Canadair CX-84

Полеты на CL-84 выполнялись в диапазоне температур от –70°F до +90°F (от –56,6°С до +32,2°С) и при ветре порывами до 35 узлов (65 км/ч); также был выполнен ряд наземных маневров, полет СВВП, зависание на различных высотах и переходы из висения в нормальный полет и обратно. Летные качества в этих условиях были оценены как

«исключительные».

Влияния изменений центра тяжести средней аэродинамической хорды на 11% были исследованы в режимах висения, перехода и при низкой скорости обычного полета.

CX-84 в переходном режиме полета с крылом, отклоненным на 50° и хвостовым оперением, повернутым аналогичный угол для компенсации изменения дифферента

Полет по огибающие поверхности был тщательно изучен со следующими пунктами охватываемого диапазона:

• – максимальный вес конструкции СВВП в режиме висения 12200 фунтов (5534 кг) вне влияния земли;
• – полеты на скорости 150 узлов (278 км/ч) в переходе с действующим рулевым винтом и крылом отклоненным приблизительно на 10°. Маневры в переходных режимах были при 2g;
• – демонстрирование перегрузки 3g при 188 узлах (348 км/ч) эквивалентной воздушной скорости в крейсерском полете и 2g при поворотах на 300 узлах (556 км/ч) в снижении;
• – демонстрация эффективности перекрестных валов в поддержании симметричной тяги при общий мгновенной потере мощности на одном двигателе: укороченная посадка была сделана после реального отказа двигателя на высоте 40 футов (12,2 м) и скорости 27 узлов (50 км/ч), при отклоненном крыле на 40°;
• – была продемонстрирована высокая приборная скорость полета 265 узлов (491 км/ч) на высоте 8000 футов (2438 м).
• – была продемонстрирована скорость крена свыше 72°/с.

12 сентября 1967 года CL-84 был потерян. На высоте 3000 футов (914 м) и скорости 150 узлов (278 км/ч) он вступил в неконтролируемое левое вращение с направлением носа вниз. Шеф-пилот компании и инженер летных испытаний успешно выбросились на высоте 2000 футов (610 м). Последующие исследования объяснили причину аварии в механизме изменения шага левого винта, что перевело пропеллер в мелкий шаг и вызвало неконтролируемые рыскания. Базовая конфигурация самолета никоим образом не была виноватой.

первый из трех CX-84 с крылом и оперением в конфигурации для крейсерского полета

До момента аварии CL-84 сделали 305 полетов общей продолжительностью 145,5 часа (другое значение — 260 часов, включая время наземной работы). Программа включала 346 VTOL вылетов, 109 STOL вылетов, 151 переходов и 25 условных взлетов и посадок. Только два месяца до этого несчастного случая CL-84 получил значительные вотум доверия, когда вооруженные силы Канады разместили заказ на три экземпляра немного улучшенной версии, известной как Canadair CL-84-1 (обозначение канадских ВВС СХ-84). Эти три самолета, которые должны были быть использованы для обширной программы, предназначенной

«для определения наиболее эффективных способов применения самолетов с наклонным крылом в военной сфере»

 были в основном похожи на прототип CL-84, но с некоторыми уточнениями. Двигатели Lycoming LTC1K-4A мощностью 1500 л.с. были на 7% мощнее, чем двигатели, установленные на прототипе, запас топлива был увеличен в общей сложности на 206 галлонов (936 л), было установлено дополнительная авиационная радиоэлектроника и расположенные под фюзеляжем два узла подвески, которые несли многоствольные пулеметы, ракеты или два 100-галлонных (455 л) ПТБ. На СХ-84 были установлены полное двойное управление и катапультные сиденья North American LW-3B класса «0-0», хотя самолет был разработан для полетов по возможности с одним пилотом. Размещение в кабине было такое же, как и на прототипе с максимум двенадцатью пассажирами на внутренне-обращенных сидениях или до 1250 фунтов (567 кг) грузов.

Примерно в то же время, когда программа СХ-84 сдвинулась с мертвой точки, компанией Canadair были предложены дальнейшие уточнения базовой конструкции. Эти улучшения включали: CL-84-1C с двигателями Lycoming LTC1S-2A мощностью 1800 л.с. и фюзеляжем, удлиненным на 11 дюймов (0,28 м); CL-84-1D с двигателями Lycoming T53-19A мощностью 1800 л.с., увеличенным фюзеляжем и более широкой колей шасси и версию с двигателями General Electric T64 и увеличенным крылом.

Стоимость программы по созданию и тестированию трех CX-84S составила $31,5 млн (£ 13,1 млн.) и была разделена в соотношении 3 к 1: Министерства промышленности, торговли и коммерции и Министерство обороны обозначили интерес Канады к возможностям базовой конфигурации самолета как для коммерческого применения, так и в военных целях. Для контроля за строительством самолетов и планирования их оценки к Canadair в 1969 году была прикреплена сильная военная команда, члены которой в рамках программы работали в тесном контакте с сотрудниками фирмы. Тем не менее, первоначальный импульс программы был постепенно утрачен путем внесения изменений в официальное отношение к запланированным испытаниям и переоценке потенциальной ценности для канадских вооруженных сил самолетов с вертикальным взлетом и посадкой, таких как CX-84.

Первый полет CX-84* был сделан 19 февраля 1970 года — спустя почти год после даты первоначального установленного срока, а второй и третий самолеты, предназначенные в соответствии с исходным графиком испытаний выполнить первый полет в 1969 году были завершены только в качестве резервных самолетов и не летали. С падением интереса военных первый CX-84 использовался для завершения графика 150-часовых заводских летных испытаний, окончание которых ожидалось в 1971 году. Второй самолет совершил несколько часов наземных пробежек, а третий был сохранен в качестве резервного с полным изменением статуса.

Таким образом, Canadair смотрит в будущее с хорошо зарекомендовавшими себя самолетами вертикального/короткого взлета и посадки, для которых, в настоящее время, нет применения и с тщательно разработанным проектом авиалайнера с коротким взлетом и посадкой, на развитие которого нет денег. В связи с этим, компания находится в положении, которое не отличается от многих других. Преимущество выполнения около 300 часов полета прототипа СВВП несколько компенсируется тем фактом, что конфигурация наклона крыла эффективно показала, что такие самолеты в настоящее время не имеют заинтересованности со стороны военных или гражданских пользователей. Только время покажет, зашла ли Canadair пошел в тупик с CL-84; между тем, три совершенно хороших самолета ВВП/СКВП ждут заинтересованных пользователей в аэропорту Картьевилль (Cartierville) на окраине Монреаля.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

* – три самолета имеют порядковые номера 8401, 8402 и 8403, полученные в соответствии новой системой канадских вооруженных сил. Данная система включает в качестве обозначения самолета первые две или первые три цифры серийного номера.

** – при максимальном весе в режиме СВВП

источник: «Canadair's STOL Story» Air Enthusiast 1972-01