В 1971 г командование военно-морской авиации США объявило конкурс на разработку сверхзвукового самолета короткого (или вертикального) взлета и посадки, способного базироваться на кораблях водоизмещением 15000 т. Эти небольшие корабли поступают на вооружение ВМФ США с 1978 г. и предназначены для обеспечения превосходства в воздухе в зоне действия флота. В конкурсе приняло участие шесть фирм, которые представили новые проекты или усовершенствованные варианты  уже существующих западноевропейских самолетов (Harrier и VAK-191B). Несмотря на довольно большой выбор, ни с одной из фирм не был заключен договор на проведение дальнейших работ. В этой ситуации фирма North American Rockwell существенно изменила свой проект и вновь представила его командованию военно-морской авиации. В конце 1972 г. проект был принят и получил воинское обозначение XFV-12A.

В январе 1973 г. фирма заключила контракт на проектирование, строительство и летные испытания двух опытных образцов. Спустя месяц поступило сообщение, что аналогичный контракт был заключен командованием военно-морской авиации с фирмой General Dynamics. Один из этих самолетов после сопоставительных летных испытаний предполагалось запустить в производство, однако позднее программа фирмы General Dynamics была аннулирована.

В соответствии с графиком работ на строительство первого опытного образца отводилось 18 мес. Летные испытания должны были начаться в октябре 1974 г с нормального взлета, а в январе следующего года планировалось осуществить вертикальный взлет. В 1975 г. срок облета первого опытного образца был перенесен на 1976 г, а затем на 1977 г. Строительство самолета было завершено лишь в августе 1977 г (26 августа 1978 г. был организован официальный показ самолета), после чего начались его наземные испытания. Облет самолета был перенесен на 1978 г., а затем на 1979 г. Однако самолет так и не взлетел, а в 1981 году была завершена вся программа XFV-12A.

Конструкция.

XFV-12A представляет собой построенный по схеме "утка" высокоплан со стреловидным крылом и трапециевидными горизонтальным оперением, расположенным в носовой нижней части фюзеляжа. Крыло с относительной толщиной профиля 7,6-4,5╟о и удлинением 2,09 имеет отрицательный угол поперечного V 10╟ и стреловидность по линии фокусов 35╟. Наиболее характерной чертой самолета, кроме использованной аэродинамической схемы (первый сверхзвуковой самолет, построенный по схеме "утка"), является применение эжекторных устройств на режимах взлета посадки, зависания и полета с малой скоростью, а также их использование в системе управления. Крыло и горизонтальное оперение оснащены реактивными закрылками эжекторного типа вдоль всего размаха, в которые поступает вся масса выхлопных газов двигателя. Хвостовую часть крыла и горизонтального оперения занимают соответственно элевоны и руль высоты.

Вертикальное оперение-двухкилевое, разнесенное, с рулями направления. Кили установлены в торцевых частях крыла и имеют подкрыльное продолжение. Четыре эжекторных устройства работают независимо. Они мorут создавать реактивную силу различной величины и используются в системе управления самолетом в режимах висения и полета на малых скоростях. Для исследования характеристик крыла оснащенного эжекторами, и эффективности самих эжекторов фирма построила испытательный стенд типа центрифуги в виде вращательно закрепленной фермы длиной 30,5 м. На  свободном конце фермы закрепляется консоль крыла с эжекторным устройством натуральной величины, а на половине размаха - двигатель F401-P-400 фирмы Pratt & Whitney. Выходное устройство двигателя с помощью труб было соединено с эжекторами. На стенде можно проводить испытания секции крыла (или оперения) с окружной скоростью ~ 278 км/ч. В режимах висения и полета на малых скоростях поток выходных газов направляется к двум эжекторным устройствам в крыле и  к двум в горизонтальном оперении. Подъемная сила эжекторов создается за счет захвата воздуха потоком выхлопных газов В результате смешения воздуха и выхлопных газов (в отношении 7,5:1) скорость потока на выходе эжектора уменьшается по сравнению со скоростью газов  на выходе из сопла двигателя (610 м/с при неработающих эжекторах) в пять раз и составляет 122 м/с при одновременно более низких температуре и давлении. Общий расход воздуха через эжекторы составляет 113-136 кг/с Для изготовления планера использованы главным образом сплавы алюминия (из сплавов титана изготовлены лишь элементы хвостовой части фюзеляжа в области двигательного отсека). При разработке планера использованы некоторые узлы околозвукового штурмовика А-4 и сверхзвукового истребителя-бомбардировщика F-4. От самолета А-4 заимствованы носовая часть фюзеляжа с кабиной пилота и шасси, а от самолета F-4 - воздухозаборники (модифицированные) с частью воздушного канала и конструкция неподвижных частей крыла (кессоны крыла и центроплана).  

Схема управления самолетом - классическая, с рулями высоты и направления. Руль высоты включен в систему автоматического активного управления. На режиме висения управление осуществляется путем изменения величины и направления тяги, создаваемой четырьмя эжекторами. При горизонтальном полете задняя створка эжектора выполняет роль управляющей поверхности (отклоняется на 6╟), а передняя створка и сам эжектор действуют как тормозные щитки. Небольшие рули направления расположены в надкрыльевых частях килей. 

Двигатель самолета Pratt & Whitney F401-PW-400 развивает тягу 62,56 кН во время нормального взлета (двигатель, установленный на самолете F-14B, при форсировании создает тягу 133,44 кН) и 96,99 кН во время вертикального взлета (эжекторы дополнительно увеличивают тягу на 15,20-16,18 кН). Топливная система состоит из двух баков емкостью 1590 л, расположенных в фюзеляже, и двух крыльевых баков емкостью 1173 л (общая емкость системы 2763 л).

Предусматривалась установка пушки и приспособлений для транспортировки ракет воздух воздух и воздух-земля.

ЛТХ:

Модификация	XFV-12A
Размах крыла, м	8.69
Длина, м	13.39
Высота, м	3.15
Площадь крыла, м2	27.20
Масса, кг
пустого снаряженного самолета	6259
нормальная взлетная	8845
максимальная взлетная при ВВП	11000
максимальная взлетная при УВП	12300
Топливо, л	2763
Тип двигателя	1 ТРДФ Pratt Whitney F401-PW-40
Тяга, кгс
нормальная	1 х 62.56
взлетная	1 х 96.99
Максимальная скорость , км/ч	2200 (М=2)
Практический потолок, м
Экипаж, чел	1
Вооружение:	одна 20-мм пушка M61, две УР AIM-7

Доп. информация :

Фотографии:  XFV-12  XFV-12A  XFV-12A  XFV-12A  XFV-12A   Схемы:  XFV-12A  Компоновочная схема   Варианты окраски:  XFV-12A

Список источников:

Эдмунд Цихош. Сверхзвуковые самолеты Global Security.org. XFV-12A VSTOL.org. Rockwell XFV-12A Le Fana de l'Aviation. Alexis Rocher. Rockwell XVF-12A : usine à gaz pour vol vertical Aerofiles.com. Rockwell

Уголок неба. 2012  (Страница:     Дата модификации: )