Был разработан усовершенствованный вариант самолета CL-84-1C с улучшенными характеристиками. Передняя часть фюзеляжа удлинена на 0,28 м и главный грузовой люк смещен на 0,9 м к хвостовой части. Объем грузовой кабины увеличен до 7,9 м. Предполагалось использовать ТВД LTC1S-2, являющийся модификацией ТВД Лайкоминг Т-53, но большей мощностью, по 1800 л.с. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 6800 кг, максимальная взлетная масса при взлете с малым разбегом 7620 кг, максимальная скорость 560 км/ч, дальность полета 1200 км. В транспортно-десантном варианте самолет должен иметь экипаж из двух человек и перевозить 16 солдат.
Переход СВВП CL-84 с режима висения к горизонтальному полету
Конструкция
Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.
Фюзеляж полумонококовой конструкции из алюминиевых сплавов. В носовой части расположена кабина экипажа, остекление которой обеспечивает хороший обзор. Для улучшения обзора вниз имеются дополнительные панели остекления. В грузовой кабине размером 3,05x1,42x1,37 м и объемом 8,66 м^ могут разместиться 12 вооруженных десантников. В кабине летчика установлены колонка управления и рулевые педали.
Крыло прямоугольной формы в плане, неразрезное. Профиль крыла NACA 633-418 модифицированный, хорда крыла 2,3 м, относительное удлинение 4,76, площадь крыла 32,67 м2 . По всему размаху крыла имеются закрылки и предкрылки, хорда последних увеличивается вдвое над фюзеляжем для устранения срыва потока при больших углах атаки. Закрылки могут использоваться в качестве элеронов. При вертикальном взлете и посадке крыло поворачивается в диапазоне от 2° до 102°. При взлете с коротким разбегом крыло устанавливается в промежуточное положение.
Оперение трехкилевое, с рулем направления на центральном киле и концевыми шайбами, установленными на концах управляемого стабилизатора, размахом 5,08 м.
Силовая установка состоит из двух ТВД Лайко- минг Т-53 мощностью по 1400 л.с. с передним расположением выходного вала, установленных в гондолах под крылом и приводящих воздушные винты. В носовой части гондол расположены редукторы винтов.
Схема СВВП CL-84
Винты диаметром 4,27 м для создания вертикальной и горизонтальной тяги, че- тырехлопастные, изменяемого шага. Лопасти выполнены из стеклопластика. Винты имеют противоположное вращение. В хвостовой части фюзеляжа установлен рулевой винт диаметром 2,13 м для продольного управления.
Трансмиссия. Редукторы винтов соединены синхронизирующим валом через главный редуктор с муфтой сцепления, что обеспечивает отдельный запуск двигателей и работу обоих винтов при выходе из строя одного двигателя. От главного редуктора с помощью вала осуществляется привод редуктора хвостового винта.
Управление самолетом на горизонтальном режиме полета обеспечивается с помощью обычных рулевых поверхностей, на вертикальном режиме – путем изменения шага винтов и отклонением закрылков- элеронов. Поперечное управление осуществляется путем дифференциального изменения шага винтов, установленных на крыле; путевое – дифференциальным отклонением элеронов-закрылков, продольное – изменением шага рулевого винта. В горизонтальном полете вал привода винта разъединен и винт застопорен.
При переходе от вертикального полета к горизонтальному крыло постепенно поворачивается, горизонтальная составляющая тяги винтов увеличивается и скорость самолета возрастает. При этом пропорционально повороту крыла происходит отклонение щитков-элеронов, что обеспечивает уменьшение продольного момента и увеличение подъемной силы.
При вертикальном взлете стабилизатор устанавливается на максимальный угол отклонения, равный 30°. При повороте крыла стабилизатор постепенно отклоняется до нормального положения.
Шасси трехопорное, со сдвоенными колесами. В полете главные опоры убираются в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. База шасси 4,28 м, колея 3,1 м. На главных опорах колеса имеют размер 0,8x0,2 м и давление Зкгс/см2 , на носовой опоре – 60x15 м и 2,8 кгс/см2.
Схема силовой установки и трансмиссии самолета Канадэр CL-84
Вооружение. Самолет предполагалось вооружить пушкой калибром 20 мм, установленной в обтекателе под фюзеляжем, двумя контейнерами с реактивными снарядами и пулеметом типа «Миниган» калибром 7,62 мм, установленным в носовой части фюзеляжа.
Характеристика СВВП CL-84
Размеры:
размах крыла 6 4 м
длина самолета 13г 87 м
высота самолета 4,27 м
Двигатели 2 ТВД Лайкоминг Т-53
взлетная мощность 2x1400 л.с.
Массы и нагрузки:
при вертикальном при коротком
взлете и посадке разбеге и пробеге
максимальная
взлетная 5534 кг 6668 кг
масса пустого 3150 кг 3150 кг максимальный
запас топлива 725 л 725 л
платная нагрузка 1542 кг 2676 кг
Летные данные:
максимальная
скорость 508 км/ч 502 км/ч крейсерская
скорость 370 км/ч 278 км/ч статический
потолок 660 м -
дальность 540 км 480 км продолжительность
полета 1,47 ч 1,37 ч
США- Великобритания
Программа многоцелевого истребителя JSF
Основные усилия в области создания новых военных самолетов в США и Великобритании сосредоточены на разработке программы перспективного легкого многоцелевого истребителя JSF (Joint Strike Fighter), который должен поступить на вооружение в 2007 г. Основной особенностью программы JSF является разработка на базе единого или максимально унифицированного планера трех различных вариантов самолета: двух вариантов с обычным взлетом и посадкой для ВВС и ВМС США и варианта СКВП (STOVL), имеющего короткий взлет и вертикальную посадку, для морской пехоты США и ВМС Великобритании.
Программа JSF является крупнейшей из всех разрабатываемых за рубежом программ боевых самолетов. Первоначально планировалось, что общее число заказанных самолетов JSF (без учета экспортных поставок) может превысить 3000, из них 1847 потребуется для замены истребителей F-16 в ВВС США, 300 должны заменить палубные самолеты F-14 и А-6Е в ВМС США, 642 самолета с коротким взлетом и вертикальной посадкой потребуется для замены истребителей и штурмовиков F/A-18A/B/C/D и AV-8B в морской пехоте США и 80-100 таких самолетов необходимо для замены палубных истребителей «Си Харриер» британских ВМС.
Проект истребителя JSF фирмы «Локхид- Мартин»
Серийное производство истребителей JSF для ВВС, ВМС и корпуса морской пехоты США предполагалось начать в 2008 г., а позже вариантов с коротким взлетом и вертикальной посадкой для замены СВВП ВАе «Си Харриер» на авианесущих кораблях ВМС Великобритании типа «Инвинсибл». Предполагалось, что к 2011 г. годовой выпуск истребителей JSF должен увеличиться до 112, стоимость самолета для ВВС США оценивалась в 28 – 30 млн. долл., самолета для корпуса морской пехоты – 32 млн. долл., а палубного самолета с коротким взлетом и вертикальной посадкой для ВМС США и Великобритании – в 35 -38 млн. долл.
В программе на конкурсных началах участвовали фирмы «Боинг», «Локхид- Мартин» и «Макдоннелл- Дуглас», разрабатывающие альтернативные концепции самолета. В 1996 г. были выбраны фирмы «Боинг» и «Локхид-Мартин», которые получили контракты на постройку летно-демонстра- ционных самолетов, по результатам которых, в свою очередь, лучший будет выбран для разработки серийного истребителя.
Все три варианта самолета JSF должны обладать возможностью садиться и взлетать с палубы авианосца, однако лишь для палубного самолета ВМС короткий взлет и вертикальная посадка должны являться основным требованием. В соответствии с другими требованиями истребитель должен развивать умеренную сверхзвуковую скорость (М =1,8) и иметь внутренние грузоотсеки для вооружения. Масса пустого самолета должна находиться в пределах 11 – 12 т.
Вариант истребителя с коротким взлетом и вертикальной посадкой фирмы «Локхид-Мартин» будет снабжен подъемным вентилятором с механическим приводом от ТРДДФ Пратт- Уитни F119, снабженного также поворотным соплом, которое способно отклоняться от горизонтальной оси на угол до 110°. Сообщалось, что поворотное «трех- секционное» сопло подъемно-маршевого двигателя по конструкции напоминает сопло российского СВВП Як-141. При создании сопла фирма отказалась от сотрудничества с британской фирмой «Роллс-Ройс», считая, что СВВП Як-141ближе к самолету, разрабатываемому по программе JSF, чем «Харриер».
Схема силовой установки варианта самолета Лок- хид-Мартин JSF с коротким взлетом и вертикальной посадкой:
