нагрузка на крыло 126 кгс/м2

запас топлива 60 л

Летные данные: вертолетный самолетный

режим режим

максимальная

скорость 210 км/ч 270 км/ч максимальная

скороподъемность 8,6 м/с 7,1 м/с

дальность 260 км 370 км

Управление винтами осуществляется с помощью автоматов перекоса типа «паук» и системы управления общим шагом. Наличие двух видов управления - самолетного и вертолетного - создавало некоторые трудности. Для продольного и поперечного управления па вертолетных режимах используется ручка циклического шага и рычаг «шаг-газ» с левой стороны сиденья, для путевого управления - ножные педали. Для продольного и поперечного управления па самолетных режимах полета использовался штурвал. Вертолетное управление связано с самолетным, что позволяло сохранять управляемость и при переходе от одного режима к другому.

Вторым экспериментальным СВВП с поворотным крылом и винтами в США (после СВВП Вертол VZ-2) стал экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18, разработанный по контракту с ВВС США для исследования возможностей использования тяжелых транспортных СВВП такой схемы. По требованиям ВВС, выданным известной вертолетостроительной фирме «Хиллер Эркрафт» в начале 1956 г., предусматривалась разработка и постройка экспериментального СВВП с взлетной массой 15 т. До этого фирмой «Хиллер Эркрафт» начиная с 1953 г. был разработан ряд различных проектов СВВП с поворотным крылом и винтами.

По заказу научно-исследовательского отдела флота и при поддержке армии и ВВС США фирмой «Хиллер» был разработан проект транспортного СВВП взлетной массой 26 т с поворотным крылом и винтами. Проект получил фирменное обозначение Хиллер 1048 и представлял собой моноплан с высокорасположенным крылом, на котором в гондолах размещались четыре сдвоенных ТВД, приводящих соосные винты большого диаметра.

Модели транспортного СВВП Хиллер 1048 с четырьмя ТВД (а) и легкого многоцелевого СВВП Хиллер 1045 с двумя ТВД (б)

Фирмой «Хиллер» был спроектирован также легкий двухвинтовой вертикально взлетающий самолет, получивший обозначение Хиллер 1045. Вертикальный взлет и посадка у этого самолета обеспечивались также поворотом крыла с винтами на 90°. Вращение винтов предполагалось связать между собой механической трансмиссией, с помощью которой должен был обеспечиваться привод небольших рулевых винтов, установленных на хвосте самолета.

Для упрощения и ускорения разработки экспериментального СВВП Х-18 был использован фюзеляж десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, а в качестве силовой установки были применены два ТВД Аллисон Т-40-А-14 мощностью по 5850 л.с, использовавшиеся па экспериментальных СВВП Конвэр XFY-1 и Локхид XFV-1, и такие же, как на этих самолетах, соосные винты диаметром 4,88 м.

Экспериментальный транспортный СВВП Хиллер Х-18

Постройка СВВП Х-18 была завершена в середине 1958 г., и после длительных наземных испытаний он совершил первый полет 24 ноября 1959 г., взлетая с разбегом, на авиабазе ВВС им. Эдвардса. До июля 1961 г. было совершено 19 полетов с максимальным углом поворота крыла на 33°, с учетом угла тангажа фюзеляжа 17°, максимальный угол атаки крыла достигал 50°. Самолет пилотировали летчики ВВС Джордж Грайт и Брус Джонс.

В полетах были достигнуты максимальная скорость 370 км/ч и высота 4500 м, продолжительность полетов не превышала одного часа. Летные испытания показали, что использование дифференциального изменения шага винтов для поперечного управления явно недостаточно. Серьезным недостатком было также отсутствие механической трансмиссии, связывающей между собой вращение винтов, что делало опасным продолжение испытаний. Поэтому в июле 1961 г. было принято решение летные испытания прекратить и использовать СВВП как стенд для наземных испытаний воздушных винтов разрабатываемых транспортных СВВП.

СВВП выполнен по схеме моноплана с поворотным крылом, двумя ТВД и трехопорным шасси.

Фюзеляж использован от десантно-транспортного самолета Чейз YC-122, имеет прямоугольное сечение и снабжен задней грузовой рампой.

Крыло высокорасположенное, прямое, профиль крыла NACA 3015, относительное удлинение 4,36, угол заклинения 4°. Крыло может поворачиваться с помощью гидравлических приводов на угол 90°. Крыло снабжено закрылками и элеронами с гидравлическим приводом.

Оперение обычное, от самолета YC-123, с рулями направления и высоты.

Шасси неубирающееся, трехопорное, на главных опорах установлено но одному колесу, на носовой опоре сдвоенные колеса.

Силовая установка состоит из двух ТВД Аллисон T-40-A-14, установленных под крылом, и одного ТРД Вестингауз J-34 тягой 1540 кгс, установленного в хвостовой части фюзеляжа и снабженного удлинительной трубой с газовыми рулями для продольного управления.

Система управления. В кабине установлены обычные самолетные органы управления: штурвал и педали, рычаги управления двигателями и шагом винтов и дополнительно рычаг управления поворотом крыла. На самолетных режимах СВВП управляется с помощью аэродинамических рулей, при вертикальном взлете и посадке для управления по тангажу должны использоваться газовые рули на конце удлинительной трубы ТРД, поперечное управление должно обеспечиваться дифференциальным изменением тяги воздушных винтов, а путевое - отклонением элеронов, расположенных в потоке воздушных винтов. Для эффективного управления в процессе перехода от вертикального взлета к горизонтальному полету, а затем к вертикальной посадке должно было использоваться специальное интегрирующее устройство, изменяющее отклонение аэродинамических рулей и элеронов и обеспечивающее управление шагом винтов и отклонение газовых рулей в зависимости от угла поворота крыла. В систему управления была включена система стабилизации по крену и тангажу.

Испытания в полете СВВП Хиллер Х-18

Размеры:

размах крыла 14,64 м

длина самолета 19,21 м

высота самолета 7,5 м

Массы и нагрузки:

взлетная масса 14 980 кг

Военно-транспортный СВВП ХС-142А начал разрабатываться группой американских фирм «Хиллер», «Линг-Темко-Воут» и «Райан» по объединенному заказу армии, ВВС и флота США. В начале 1961 г. проект самолета ХС-142А был представлен на конкурс проектов фронтового вертикально взлетающего транспортного самолета для вооруженных сил США, а в сентябре 1961 г. проект как победитель конкурса был одобрен и принят для разработки и постройки.

Самолет ХС-142А, выполненный по схеме с поворотным крылом и винтами, был разработан с учетом требований вооруженных сил к оперативной переброске войск, оборудования и снаряжения с десантных судов или наземных аэродромов на неподготовленные площадки в сложных метеорологических условиях. Самолет предполагалось использовать также для выполнения поисковых и спасательных работ. Объединенными ТТТ предусматривались крейсерская скорость не менее 460 км/ч, тактический радиус действия более 370 км, платная нагрузка свыше 3600 кг, грузовая кабина (размерами 9x2x2,5 м3) с люком в хвостовой части, возможность полета на малых высотах, способность висеть в течение 10 мин над местом назначения. Особое внимание при разработке проекта уделялось достижению высоких летных характеристик и улучшению наземного обслуживания самолета.