Великобритания, начало испытаний – 2 сентября 1959 г.
С.Г. Мороз
Справочник
Возможность вертикального взлета и посадки дает возможность уменьшить размеры сухопутных аэродромов и авианесущих судов, что снижает их стоимость и уязвимость, одновременно повышая скрытность. На ценность этих качеств обращали внимание еще на заре авиации, но окончательно проблему осознали во время II мировой войны, когда применение авиации стало массированным. Появление вертолета решало ее лишь частично, поскольку по скорости, радиусу действия, вооружению и боевой живучести он значительно уступал самолету.
Аэродромы и авианосцы для реактивных самолетов становились все больше со всеми вытекающими последствиями, что заставило вплотную заняться самолетами вертикального взлета и посадки – СВВП, причем прежде всего в них оказались заинтересованы страны, которые находились в зонах активных боевых действий возможной III мировой войны, и не могли позволить себе строить такие суперавианосцы, которые были у США. На Западе это были возрождавшая свою военную мощь Федеративная Республика Германия, стремившаяся к самодостаточности Франция и потерявшая статус мировой империи, но надеющаяся на возвращение былого могущества Великобритания.
Предварительные работы по реактивным подъемно-маршевым двигателям М. Вибо и фирмы «Бристоль»
Подъемно-маршевый двигатель Мишеля Вибо, предварительные работы.
В первой половине 1950-х гг. попытку сделать подъемно-маршевый турбореактивный двигатель (ПМД) для реактивного околозвукового самолета вертикального взлета и посадки предпринял французский авиаконструктор М. Вибо (Michel Wibault). Его целью было проектирование околозвукового тактического боевого самолета, а не двигателя самого по себе, однако ввиду отсутствия предложения проектов ПМД со стороны специализированных авиадвигательных фирм.
Идея ПМД Вибо заключалась в установке на газогенератор обычного двухвального турбовинтового двигателя четырех выносных поворотных вентиляторов центробежного действия, которые при установке во взлетно-посадочное положение создают четыре «холодных» струи воздуха, а в полетном положении эти струи поворачиваются в горизонтальное положение. Остаточная горизонтальная тяга, создаваемая реактивным соплом базового двигателя, мала, что характерно и для обычного ТВД, и температура истекающей из него струи меньше, чем в ТРД. Сопло базового двигателя служит лишь для поддержания тока воздуха и газов и его термодинамического цикла. Кроме того, такой двигатель давал не один вектор тяги, на котором летательный аппарат вынужден был бы балансировать, как на кончике иглы, а четыре разнесенных, дававших ему «автоматическую» устойчивость.
Фото: https://www.casimages.com/i/17012910420710968214812575.jpg.html
К тому времени М. Вибо не имел собственного предприятия с достаточной производственной базой и обратился с предложением построить такой двигатель к Министерству авиации Франции, но оно финансировать проект отказалось, сочтя его рискованным.
Тогда Вибо обратился к руководству финансируемой США «Программы совместной разработки вооружений» (Mutual Weapons Development Program – MWDP) и к работавшей в рамках НАТО «Консультативной группе исследований и разработок в области аэронавтики» (Advisory Group for Aeronautical Research and Development – AGARD). Сотрудник MWDP полковник Чепмен (Colonel Willis ‘Bill’ Chapman) поддержал предложение и рекомендовал поручить осуществление проекта английской фирме «Бристоль Моторс» (Вristol Motors Co.), потому что она уже работала с MWDP по проекту ТРД «Орфей» (Orpheus) для создаваемого под эгидой этой организации легкого штурмовика TWTF и хорошо себя зарекомендовала.
Предложение Вибо было передано Техническому директору фирмы «Бристоль Моторс» Стенли Хукеру (Sir Stanley Hooker), которая ранее работал на фирме «Роллс-Ройс» и в 1953 г. уже занимался теоретически и экспериментально ТРД для самолетов вертикального взлета и посадки. Хукер в целом идею поддержал, но выразил желание познакомиться ближе и с самим Вибо, и со сделанными им расчетами и чертежами.
Для подготовки подробного технического предложения фирма «Бристоль» передала Вибо материалы по своему ТВД «Орион» (Bristol Orion) взлетной мощностью на валу 8000 л.с., предложив для привода выносных вентиляторов использовать его газогенератор.
Под такую силовую установку М. Вибо самостоятельно разработал предварительный проект околозвукового тактического боевого самолета, подобрав его основные весовые и геометрические параметры, сделав чертеж общего вида и выполнив расчет аэродинамических и летных характеристик в нулевом приближении.
Вибо подошел к вопросу разработки ПМД не как конструктор-двигателист, а как самолетостроитель. Он считал, что тяговые, весовые, инерционные, вибрационные, гироскопические и температурные нагрузки на один такой поворотный узел будут намного меньше, чем на крепление поворотного двигателя или на единое поворотное сопло, и такая конструкция действительно оказалась проще с точки зрения ее разработки.
В июле 1956 г. Хукер прибыл в Париж, встретился с Вибо, просмотрел все представленные материалы, сделал и доставил на фирму их копии, и через несколько недель специалисты фирмы «Бристоль Моторс» выдали свое заключение по проекту, которое не подтвердило предположений о конструктивной простоте, отсутствии значительного технического риска и дешевизне такого проекта. Были определены существенные недостатки проекта:
- сложность компоновки воздухозаборников для выносных вентиляторов на самолете;
- низкий КПД и, как следствие, недостаточная тяга выносных вентиляторов;
- чрезмерные вибрационные нагрузки на вал привода выносных вентиляторов с учетом большой его длины, возможность их передачи на планер самолета с опасностью возникновения резонансных явлений.
В то время не был учтен фактор наличия остаточной горизонтальной тяги на режиме вертикального взлета и посадки, которая усложнила бы пилотирование.
Проект ПМД с «холодными выносными вентиляторами» Мишеля Вибо был рассмотрен на фирме «Бристоль Моторс» поддержки не получил, но результаты работ, включая и выводы о недостатках такой схемы, были тщательно изучены конструкторами фирмы «Бристоль». Ими был сделан вывод о том, что подъемно-маршевый двигатель должен проектироваться по концепции «весь в себе» и не содержать громоздких агрегатов, вынесенных за его корпус. Хотя в полной мере это оказалось невозможно, начался поиск путей сокращения размеров выносных агрегатов с собственном проекте турбореактивного МПД ВЕ48.
Предварительный проект ПМД Бристоль ВЕ48
BE48 проект, подъемно-маршевый ТРД.
Во второй половине 1956 г. на фирме «Бристоль Моторс» под руководством С. Хукера начато проектирование турбореактивного ПМД ВЕ48 с учетом выработанных рекомендаций.
Расчеты показали, что ТВД Бристоль «Орион» как основа для ПМД тактического самолета слишком тяжелый и большой – его вес был 1470 кг, длина 2860 мм и диаметр 1060 мм.
Просмотрев возможные варианты, Хукер выбрал в качестве основы малоразмерный ТРД Бристоль «Орфей», который имел следующие преимущества:
- малые размеры и вес, которые в то время оценивались на уровне 1916х823 мм и 350 кг;
- возможность установки форсажной камеры на осевое сопло;
- проект «Орфей» финансировался MWDP как приоритетная программа.
Проектируемый ПМД ВЕ48 имел следующие отличия от ТРД «Орфей»:
- перед штатным 7-ступенатым основным компрессором на его валу установлен трехступенчатый осевой вентилятор большого диаметра с круглым лобовым воздухозаборником со сферическим центральным телом и корпусом в виде сужающейся части капли;
- для основного компрессора сделан свой воздухозаборник из двух дугообразных каналов над и под корпусом вентилятора;
- камера сгорания рассчитана на рост температуры за счет увеличения расхода топлива и полноты его сгорания;
- сделана новая трехступенчатая турбина (на ТРД «Орфей» она одноступенчатая);
- на корпусе вентилятора слева и справа установлены два сопла в каплевидных обтекателях, которые могут поворачиваться вниз на угол более 90 град. так, что на режиме вертикальной тяги векторы тяги, образованной струями выходящего из них «холодного» (точнее, нагретого только за счет сжатия, но не сгорания в них топлива) воздуха будут проходить через центр масс ЛА, для балансировки которого будет достаточно лишь небольшого отбора газа на струйные рули, установленные «ромбом» в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, а также на законцовках крыла СВВП;
- диаметр основного осевого сопла ТРД увеличен с учетом роста расхода и температуры газов, производимых газогенераторной частью двигателя.
Проработка показала следующие недостатки проекта:
- тяга мала для обеспечения вертикального взлета самолета достаточных размеров и газогенератор ТРД «Орфей» не имеет резервов для ее достаточного повышения;
- отбор газов для обеспечения балансировки самолета на режиме вертикальной тяги на двух соплах столь значителен, что значительно уменьшает тягу, которой и так не хватает;
- горизонтальная тяга осевого сопла усложняет вертикальный взлет и посадку.
Был сделан вывод, что необходимо обеспечить создание двигателем нескольких (не менее трех) синхронно поворачивающихся по командам пилота векторов тяги, равнодействующая которых в любом рабочем или промежуточном положении сопел-насадок проходила бы через одну и ту же точку, совпадающую с центром масс самолета. Тогда в случае незначительной разности тяг каждого вентилятора не возникали бы нежелательные моменты от асимметрии сил тяги, и устойчивость летательного аппарата не нарушалась бы.
Предварительный проект ПМД Бристоль ВЕ52
BE52 проект, подъемно-маршевый ТРДД.
Проработка идеи такого двигателя согласно указанной выше концепции начата в 1956 г. на моторостроительном отделении фирмы «Бристоль» (Bristol Engine Company) под непосредственным руководством инж. Г. Льюиса (Gordon Lewis).
Фото: https://www.thetimes.co.uk/article/gordon-lewis-2x5fdwnnxqc
Расчет показал осуществимость такого двигателя, и было принято решение о его предварительном эскизном проектировании.
Основная идея заключалась в том, чтобы получить три вектора тяги, точки приложения которых находились бы по углам треугольника, а точка приложения равнодействующей этих векторов не изменялась бы при их повороте. Для этого двигатель должен был иметь три поворотных сопла – два в средней части (ближе к нулевому сечению) и одно в хвостовой. В передние сопла подавался большой объем «медленного потока» воздуха от передних ступеней компрессора, которые должны иметь избыточную производительность, а в заднее – прошедшие турбину газы из камеры сгорания, их скорость больше, а масса меньше и таким образом соотношение импульсов передних и задних сопел у учетом их плеч относительно ЦМ ЛА должно быть одинаково.
Для ускорения проектных работ были использованы готовые детали, узлы и агрегаты обычных турбореактивных двигателей Бристоль «Орфей» (малогабаритный одновальный ТРД и ТРДФ) и «Олимп» (Bristol Olympus – особо мощный одноконтурный двухвальный ТРД и ТРДФ). Надзор за проектом осуществлял Технический директор отделения «Бристоль Моторс» С. Хукер. Новый двигатель получил обозначение ВЕ52.
Основные особенности конструкции:
- двигатель спроектирован по двухконтурной схеме, но воздушные тракты I и II контуров раздельные;
- в качестве вала компрессора I контура (каскад низкого давления, вентилятор) взята часть вала КНД двигателя Olympus 21 с его рабочими колесами первых двух ступеней компрессора;
- забортный воздух подается в компрессор низкого давления (КНД – вентилятор) через отдельный воздухозаборник, сжимается и ускоряется в нем, после чего полностью выбрасывается в два расположенных по бокам корпуса двигателя поворотных сопла (см. ниже), которые создают первую («холодную и медленную») пару векторов тяги;
- боковые сопла представляют собой насадки в виде четверти тора, которые могут поворачиваться на своих подшипниковых фланцах крепления так, что вектор их тяги изменяется от вертикального (вниз) до горизонтального (назад);
- вал ротора II контура (высокого давления, внешний вал), рабочие колеса компрессора и турбины высокого давления (КВД и ТВД) взят без изменений от двигателя Orpheus 3 и пропущен внутри ротора низкого давления соосно с ним;
- забортный воздух подается в компрессор высокого давления (КВД) через отдельный воздухозаборник (как и в проекте ВЕ48), сжимается в нем, после чего полностью подается в камеру сгорания (в проекте ВЕ48 он полностью выходил в поворотные сопла «холодным»);
- для размещения сопел компрессора низкого давления и воздухозаборника компрессора высокого давления КНД и КВД расположены на значительном удалении друг от друга, что привело к росту длины и веса двигателя;
- камера сгорания кольцевая, в ней воздух из КВД смешивается с топливом, смесь воспламеняется, ее температура и энергия увеличивается за счет химической энергии, выделяемой при горении топливо-воздушной смеси, горячий газ подается через сопловой аппарат КС на турбину;
- сведения о турбине двигателя ВЕ52 противоречивы – по одним данным она имела один каскад, приводивший в движение и КВД, и КНД – вентилятор, по другим были два независимых каскада (возможно, прорабатывались оба варианта);
- пройдя турбину, поток горячих газов («горячая, быстрая и легкая реактивная струя») попадал в единое прямоточное поворотное сопло (относительно его конструкции также данные противоречивы, упомянуты коленчатая и с внутренними поворотными направляющими.
Анализ проекта показал следующее:
- идея подъемно-маршевого ТРДД по принципу «весь в себе» без выносных агрегатов правильная;
- данная конструкция двигателя не обеспечивает достаточного соотношения между тягой и весом двигателя;
- требование организовать два отдельных входа воздуха для КНД и КВД усложняет конструкцию самолета, на котором такой двигатель будет установлен;
- имеются серьезные трудности с созданием единого заднего «горячего» сопла, т.к. двигатель необходимо разместить в районе ЦМ самолета, что подразумевает установку удлинительной трубы и сопла на ее конце, это усложняет установку двигателя на самолете, его увеличивает вес и необходимо другое решение.
Двигатель ВЕ52 не строился.
Предварительный проект ПМД Бристоль ВЕ53 «Пегас» и опытные образцы
BE53 предварительный проект, подъемно-маршевый ТРДД.
С учетом опыта проектирования ПМД ВЕ52 было решено спроектировать новый двигатель ВЕ53 с устранением отмеченных выше недостатков.
Проектирование двигателя ВЕ53 началось на моторостроительном отделении фирмы «Бристоль» под непосредственным руководством Г. Льюиса под общим надзором С. Хукера в феврале 1957 г. При этом основные модули двигателя, взятые из конструкции серийных ТРД Bristol Orpheus и Olympus, были оставлены, но в компоновку двигателя внесены значительные изменения:
- КНД и КВД установлены сразу друг за другом по типу турбовентиляторного двигателя без смешения потоков;
- на вход в КВД отбиралась часть воздуха от КНД, его давление уже было предварительно повышено и это увеличило общую степень сжатия компрессора.
Конструкция двигателя приблизилась к обычному ТРДД без смешения потоков, отличаясь только наличием поворотных сопел за КНД вместо свободного выхода воздуха из него. Это упрощало установку двигателя на самолет.
В мае 1957 г. Главный конструктор самолетостроительной фирмы «Хокер» (Hawker Aviation) С. Кэмм (Sydney Camm) предложил делать новый истребитель-бомбардировщик на замену только недавно принятому на вооружение тактическому истребителю Hawker Hunter с вертикальным взлетом и посадкой вместо обычного. Свое предложение он обосновал тем, что большие стационарные авиабазы в случае большой войны наверняка подвергнутся авиационно-ракетным ударам и необходимо рассредоточить тактическую авиацию, что невозможно сделать по-другому, т.к. обычные самолеты требуют слишком больших ВПП. Фирма Hawker приступила к проектированию боевого СВВП Р.1127 с единым ПМД, сделанным по принципу «весь в себе».
Однако оставался нерешенным вопрос «горячего» поворотного хвостового сопла.
Один из участников предварительной разработки нового истребителя-бомбардировщика СВВП на фирме «Хокер» Р. Хупер (Ralph Hooper), прорабатывая возможные компоновки проекта Р.1127, предложил сделать вместо одного «горячего» хвостового сопла два, которые по конструкции будут такими же, как и сопла «холодные» за КНД.
Это решение давало следующие преимущества:
- вес и размеры двигателя уменьшались;
- решалась проблема конструкции хвостового сопла (в едином варианте она, по-видимому, так и не была до конца проработана;
- упрощалась установка двигателя на самолет.
Предложения Хупера совпадали с выводами, сделанными в ходе анализа проекта ПМД ВЕ52.
Недостатки такого решения были сочтены несущественными:
- горячие реактивные струи обтекают борта фюзеляжа и на многих других самолетах и уже разработаны конструктивные решения защиты от их воздействий;
- четыре вектора тяги вместо трех усложняют обеспечение общей устойчивости, т.к. повышаются требования к точности значения тяги через каждое из сопел;
- увеличивается стоимость производства, обслуживания и ремонта двигателя, но стоимость этого для одного «коленчатого» заднего сопла могла быть и больше, чем для двух поворотных.
Сравнение достоинств и недостатков схемы Хупера оказалось в ее пользу.
24 мая 1957 г. во Франции парижском аэропорту Ле-Бурже открылся 22-й Международный салон аэронавтики, на площадке которого главный конструктор фирмы «Хокер» С. Кемм провел официальную встречу с представителем ВВС Франции майором Ж. Морелем (Major Gerard Morel), который курировал по линии Министерства обороны работу французского национального авиадвигательного объединения SNECMA по двигателям для СВВП. Он предложил совместную разработку такого самолета, но Морель предложение отклонил, и Франция продолжила разработку СВВП с изменением ориентации аппарата в пространстве, а когда стала ясна ошибочность этой идеи – с отдельными подъемными и маршевым двигателями, что тоже к успеху не привело.
В 1957 г. МО Великобритании опубликовало «Белую книгу обороны», в которой пилотируемые самолеты были объявлены устаревшим классом вооружений, и предлагалось все финансирование, которое раньше шло на их развитие, передать на разработку новых систем ракетного вооружения. Это предложение было принято и в военном бюджете Великобритании средства на разработку ПМД Bristol BE53 и СВВП Hawker P.1127 заложены не были.
Однако менеджеры «Программы совместной разработки вооружений» (MWDP) поддержали разработку СВВП с турбореактивным ПМД, тем более, что ПМД ВЕ53 оставался по крайней мере формально и частично унифицирован с обычным ТРД Bristol Orpheus, который также был разработан в рамках MWDP совместно с американской фирмой General Electric. Руководство МО США рассчитывало в случае успеха программы создания СВВП Р.1127 принять такой самолет на вооружение, т.к. в нем были заинтересованы Тактическое авиационное командование ВВС США и Авиация Корпуса морской пехоты (КМП) США.
По линии MWDP было предоставлено 75% финансирования для НИОКР в рамках создания ПМД, остальные 25% были собственными средствами разработчика. Средства из бюджета Великобритании не привлекались. Командование RAF не только не поддержало проект СВВП Р.1127, но и всячески его критиковало, публично называя его «игрушкой для увеселения толпы».
Фото: https://www.avionslegendaires.net/avion-militaire/hawker-siddeley-p-1127-kestrel/#jp-carousel-6028
В то же время произошло объединение моторостроительных отделений фирм «Бристоль» (Bristol Engine Company) и «Армстронг Уитворт». В этом объединении в выигрыше оказалось первое предприятие, образованная компания получила наименование «Бристоль Сиддли Энжинс Лтд.» (Bristol Siddeley Engines Limited, BSEL), и при перераспределении объединенного бюджета фирмы между продолжаемыми проектами под влиянием одного из руководителей объединенной компании В. Смита (Verdon Smith) проект ВЕ53 попал в число приоритетных по финансированию за счет средств компании.
Это позволило перейти к рабочему проектированию и опытному строительству ПМ ВЕ53.
***
Перекур. Прежде чем пойти дальше, предлагаю отдохнуть, не предаваясь вредным привычкам, а проведя время в интересной беседе на канале Кот-ученый. Например, о том, какие летательные аппараты подходят для атмосферы планеты Венера
***
ВЕ53-2 (BS53) «Пегас» 1, рабочий проект и опытные образцы, подъемно-маршевый ТРДД.
Проектируемый ПМД получил наименование «Пегас» (Pegasus – крылатый конь в греческой мифологии, из персонажей которой было взято большинство названий для двигателей фирмы «Бристоль»).
Проект был выполнен по типу ПМД ВЕ53 с четырьмя соплами и использовал отдельные агрегаты от ТРД Bristol Olympus (вентилятор, 2 первых ступени) и Orpheus (КВД, 6 ступеней), остальное стало новым. Задние сопла по конструкции были сделаны подобно передним.
Статическая тяга двигателя была задана не менее 3630 кгс (8000 фунтов силы), а получена по расчету в первом варианте 4083 кгс. Она была одинакова как для режима вертикальной, так и горизонтальной тяги.
Два опытных двигателя были построены на заводе BSEL в середине 1959 г. Они испытывались только на стендах (включая летающий – привязной), но на самолеты не устанавливались.
Первый пуск двигателя на стенде состоялся 2 сентября 1959 г. Испытания показали неудовлетворительную работу компрессора на некоторых режимах, что потребовало создания регулируемого воздухозаборника с необычно большим диапазоном изменения расхода воздуха.
Однако этой меры оказалось недостаточно, и были сделаны новые:
- 7-ступенчатый КВД;
- 1-ступенчатая турбина высокого давления;
- 2-ступенчатая турбина низкого давления.
Не известно, переделывался ли первый экз. двигателя, или эти изменения были внесены только на ВЕ53-2 № 2, но с ними степень унификации с двигателем Orpheus уменьшилась. Тем не менее, разработка ПМ ВЕ53 и СВВП Хокер Р.1127 и их спонсирование по линии MWDP продолжились.
В ходе стендовых испытаний этих двигателей была подтверждена невозможность поддержания устойчивости ЛА с ПМД на режиме вертикальной тяги с помощью одной лишь точной регулировки положения сопел и расхода воздуха или газа через них. Впрочем, конструкторы СВВП предусмотрели это и с самого начала требовали организовать отбор воздуха от компрессора на струйное управление на режиме вертикальной тяги (струйные рули требовалось разместить в НЧФ, ХЧФ и на концах крыла так, чтобы их плечи были максимальны).
***
ВЕ53-3 «Пегас» 2, доработанный проект и опытные образцы, подъемно-маршевый ТРДД.
На основании испытаний доработанного двигателя ВЕ53-2 в проект были внесены дальнейшие изменения, направленные как на повышение устойчивости работы, так и на рост тяги – статическая на взлетном режиме достигла 5218 кгс.
По доработанной КД была построена малая серия двигателей для наземных испытаний.
***
ВЕ53-3 «Пегас» 3, доработанный проект и опытные образцы, подъемно-маршевый ТРДД.
На основании наземных испытаний 1-й опытной серии двигателей ВЕ53-3 в проект были внесены дальнейшие изменения, и эта серия строилась с их учетом.
Изменения были направлены как на повышение надежности и газодинамической устойчивости двигателя, так и на повышение статической тяги – взлетная достигла 6125 кгс.
В начале 1960 г. завод BSEL выпустил первые летные экземпляры двигателя, обозначенные ВЕ53-3 «Пегас» 3.
21 октября 1960 г. первый опытный самолет Hawker P.1127 Kestrel с ПМД ВЕ53-3 «Пегас» 3 выполнил первый полет – вертикальное висение на привязи. 19 ноября того же года он выполнил первое свободное висение. 8 сентября 1961 г. на нем впервые был выполнен переход от полета на вертикальной тяге к полету на аэродинамической подъемной силе крыла. Опыт показал сложность этого режима, однако было решено, что она может быть преодолена путем доводки самолета и ПМД, а также соответствующей подготовки летчиков.
Испытания показали, что баланса тяги передней и задней пар сопел и устойчивости работы газо-воздушного тракта в целом достичь пока не удалось, и в начале 1960-х гг. все оставшиеся в опытной эксплуатации двигатели этого типа были доработаны так же, как и ПМД ВЕ53-5, см.
***
ВЕ53-5 «Пегас» 5, опытные образцы, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя ВЕ53-3 с увеличенной до 6806 кгс взлетной тягой.
Двигатель был установлен на всех 9 опытных самолетах Hawker P.1127 Kestrel FGA.1, подготовленных для участия в «Трехсторонних оценочных учениях» (Tripartite Evaluation Exercise) и для испытаний в США (XV-6), по результатам которых планировалось принять самолет на вооружение ВВС НАТО в качестве стандартного тактического штурмовика.
Фото: https://airandspace.si.edu/object/nasm_A19740943000
Испытания показали, что баланса тяги передней и задней пар сопел и устойчивости работы газо-воздушного тракта в целом достичь пока не удалось, и в начале 1960-х гг. все оставшиеся в опытной эксплуатации двигатели этого типа были доработаны:
- на вентилятор установили дополнительную «нулевую» ступень (их стало три);
- на КВД установили дополнительную «нулевую» ступень (их стало восемь);
- на ТВД установили дополнительную «нулевую» ступень (их стало две).
Фото: https://www.avionslegendaires.net/avion-militaire/hawker-siddeley-p-1127-kestrel/#jp-carousel-6028
На Парижском авиасалоне Ле-Бурже в 1963 г. самолет Хокер Р.1127 «Кестрел» совершил жесткую посадку, что вызвало новую волну критики программы и ПМД «Пегас», создало серьезные проблемы для продвижения СВВП Хокер Р.1127 «Кестрел» на рынок и задержало продолжение испытаний.
Для исправления плохого имиджа самолета фирма-разработчик Hawker Siddley заявила, что полностью его переделала и представила потенциальным заказчикам под новым наименованием «Харриер» (Harrier – в переводе с англ. гончий пес на зайца, птица лунь, грабитель, разоритель). Этот самолет был запущен в серийное производство, длительное время выпускался и эксплуатировался во многих модификациях в следующих странах:
- Великобритания (ВВС и авиации ВМС);
- Индия (авиация ВМС);
- Испания (авиация ВМС);
- Италия (авиация ВМС);
- США (авиация КМП);
- Таиланд (авиация ВМС).
Также двигатели этого типа (2 в гондолах на крыле) устанавливались на экспериментальном военно-транспортном СВВП Dornier Do 31 (ФРГ, в некоторых источниках это исполнение двигателя названо «Пегас» 5-2). Самолет испытывался, но не был принят на вооружение из-за своей, дороговизны, сложности в производстве, эксплуатации и пилотировании при низкой надежности.
Серийные модификации ПМД Роллс-Ройс «Пегас»
«Пегас» 6 Mk.101 серийный, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя ВЕ53-5 с увеличенной до 8620 кгс взлетной тягой (увеличение тяги по сравнению с 1-м опытным образцом составило 2 раза).
При запуске в серийное производство конструкция и технология производства двигателя были в очередной раз переработаны. Их основные особенности:
- двигатель выполнен по двухвальной турбовентиляторной непрямоточной схеме;
- все ступени компрессора и турбины осевые;
- роторы высокого и низкого давления имеют противоположное вращение;
- воздухозаборник двигателя (ВЗ – переходное кольцо, охватывающее нулевую ступень КНД) выполнен мехобработкой из магниево-циркониевого сплава ZRE;
- вентилятор (КНД) трехступенчатый, впервые для ТРДД закрепленный консольно и его можно снять отдельно как модуль без разборки всего корпуса двигателя, это упростило конструкцию двигателя и уменьшило влияние на его работу обледенения (лед, который обычно образовывается на поддерживающих входную ступень стойках, срывается и повреждает компрессор);
- лопатки вентилятора имеют сравнительно большую длину и их законцовки обтекаются сверхзвуковым потоком;
- рабочие лопатки всех ступеней вентилятора из титанового сплава с антивибрационным бандажом;
- передний подшипник вала вентилятора, передний подшипник КВД и вспомогательный привод установлены в переднем переходнике, соединяющем двигатель с конструкцией самолета;
- ВСУ и КПА установлены сверху на внешнем переходнике, охватывающем ВЗ двигателя;
- КВД 8-ступенчатый с рабочими лопатками из титанового сплава;
- от компрессора на режиме вертикальной тяги и переходных режимах отбирается воздух на привод пневмодвигателя вращательного типа для управления поворотом сопел и на струйные рули;
- камера сгорания кольцевая испарительного типа с 18 форсунками низкого давления;
- корпус камеры сгорания стальной разъемный;
- турбины ВД и НД двухступенчатые;
- лопатки 1-й ступени ТНД выполнены точным литьем из стали, остальные также стальные, но получаемые ковкой (горячей штамповкой), все лопатки неохлаждаемые сплошные, но обе ступени турбины имеют внешнее воздушное охлаждение;
- двигатель имеет 4 сопла, тяга между которыми распределяется равномерно и они имеют почти одинаковую конструкцию (но расход воздуха через передние в 1,5 раза больше, чем газа через задние);
- основной материал передних сопел – нержавеющая сталь, задних, температура которых достигала 650°С – жаропрочный сплав Nimonic (к тому времени английской промышленностью хорошо освоенный и сравнительно дешевый);
- сопло представляет собой четверть тора с плоским подшипниковым фланцем, которым оно крепится к корпусу, и косым выходным патрубком, его входное сечение круглое, а выходное образовано четырьмя дугами большого радиуса, сопряженными малыми радиусами, внутри выходной части вварены направляющие (по ходу выпуска их число менялось от 2 до 5), законцовка выхлопного патрубка срезана так, чтобы в горизонтальном положении они вписывались в обвод фюзеляжа);
- поворот сопел относительно их подшипниковых фланцев выполняется синхронно с помощью одного двойного (дублированного) пневмомотора вращательного типа, который приводит в действие системы карданных валов и цепей Галля на угол до 110 град. (впоследствии на двигателях этой и остальных модификаций угол поворота ограничен до 98,5 град.) так, что все векторы тяг сопел остаются в своей плоскости, а равнодействующая проходит через одну и ту же точку;
- корпус двигателя состоит из стальных и алюминиевых панелей, собираемых в модули;
- передний модуль корпуса имеет боковые переходники для передней пары сопел, а задний – единый переходник типа «штаны» для задней пары;
- система смазки двигателя замкнутая циркуляционная с подачей под давлением одним насосом и откачкой тремя насосами;
- запуск двигателя на земле и в полете (только на режиме горизонтальной тяги) осуществляется ВСУ газотурбинного типа, которая также обеспечивает подачу электроэнергии в системы самолета без подключения бортового аккумулятора и / или внешнего источника питания;
- управление двигателем (регулирование тяги, установка а упоры номинальных режимов) и поворотом сопел одновременно с включением или выключением отбора воздуха на струйные рули выполняется из кабины летчика двумя рычагами, расположенными в одном блоке по левому борту кабины, связь обоих рычагов с механизмами управления двигателем только электрическая – через потенциометры.
Особенности установки двигателя на самолет:
- двигатель должен быть установлен так, чтобы точка, через которую проходит равнодействующая векторов тяги сопел совпадала с его центром масс;
- из этого, габаритного диаметра и размеров двигателя следует, что его монтаж и демонтаж возможен только через люк в верхней части мотоотсека.
Для демонтажа двигателя на самолете Hawker Harrier необходимо:
- расстыковать фюзеляж по фланцевым шпангоутам, рассоединив коммуникации в нем;
- отстыковать и снять крыло, открыв доступ к двигателю (по др. данным эта процедура была предусмотрена первоначально, но затем конструкция креплений была пересмотрена и двигатель выкатывался назад без снятия крыла);
- для снятия крыла необходимо расстыковать проводку управления элеронами и механизацией крыла и электросети в нем;
- расфиксировать точки крепления двигателя;
- расстыковать проводку управления поворотными соплами;
- снять поворотные сопла;
- расстыковать трубопроводы подачи и слива топлива, масла, воздуха, электросети и др. коммуникации;
- извлечь двигатель с помощью аэродромного подъемного оборудования.
Полная процедура замены двигателя на самолете Hawker Harrier тренированными механиками в условиях наземной авиабазы требует 8 часов.
Монтаж двигателя производится в обратном порядке с добавлением процедур регулировки правильности установки, проверки функционирования и / или герметичности всех систем, подвергавшихся расстыковке. Однако согласно документации фирмы-разработчика самолета Hawker Harrier в заводских условиях это может быть сделано менее чем за 1 час.
Летные испытания двигателя на самолете Hawker Harrier GR.1 начаты в 1966 г.
В том же 1966 г. фирма «Бристоль Сиддли» обанкротилась и была поглощена фирмой Rolls-Royce Motor Co., войдя в состав ее авиационного отделения. Фирма «Роллс-Ройс» выкупила все авторские права и торговые марки фирмы «Бристоль Сиддли», включая касающиеся ПМД «Пегас». Фактически все серийное производство двигателя и его дальнейшее совершенствование шло уже под маркой «Роллс-Ройс».
Поставки серийных двигателей и их строевая эксплуатация начаты в 1969 г. в составе силовой установки штурмовика и тактического разведчика ВВП Hawker Harrier GR.1 (примечание: здесь и далее не указываются учебные и экспортные модификации самолета Harrier, которые сделаны на базе рассматриваемой в данном разделе основной модификации).
В ходе испытаний и эксплуатации этого двигателя была установлена возможность расширения режимов применения самолетов с этой и последующими модификациями ПМД «Пегас»:
- использование для укороченного взлета, что дало существенную экономию топлива на этом режиме и увеличение радиуса действия (в дальнейшем широко применялось, в т.ч. в сочетании со взлетом с трамплина на новых английских малых АВ типа «Инвинсибл»);
- использование изменения вектора тяги для выполнения маневров с изменением угла наклона траектории без изменения угла атаки или с малым его изменением (оказалось сложно и небезопасно, применялось ограничено).
Большой интерес к закупке самолетов «Харриер» с ПМД «Пегас» в конце 1970-х гг. проявлял Китай, но сделка не состоялась.
Фото: https://www.flight-manuals-online.com/product/hawker-siddeley-p1127-kestrel-harrier/
***
Физкульт-минутка – как обычно у нас с позитивным каналом Деревянные лошадки. Дерево как материал годится во всем – от велосипедов до самолетов! Просто, практично, красиво!
***
«Пегас» 10 Mk.102 (F402-RR) серийный, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 6 Mk.101 с увеличенной до 9301 (по др. данным – 9071) кгс взлетной тягой.
Поставки и строевая эксплуатация начаты в 1971 г.
Для применения двигателя в Авиации КМП США ему было присвоено обозначение F402-RR. Американская фирма Pratt & Whitney получила полный комплект документации и лицензию на выпуск, но ни одного двигателя не сделала. Все примененные на самолетах ВАЕ / MDD AV-8 двигатели – английского производства.
Фото: https://www.flight-manuals-online.com/product/hawker-siddeley-p1127-kestrel-harrier/
Устанавливался на самолетах:
- модернизированных штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки ВВС Великобритании Hawker Harrier GR.1 и GR.1A;
- на первых 10 серийных штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки Авиации КМП США Hawker / MDD AV-8A Harrier.
Фото: https://www.deviantart.com/fighterman35/art/USMC-AV-8A-Harrier-VMA-513-BuNo-158388-c1971-612531379
***
«Пегас» 11 Mk.103 (F402-RR) серийный, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 10 Mk.102 с увеличенной до 9528 (по др. данным – до 9752) кгс взлетной тягой за счет увеличения температуры перед турбиной.
Начиная с этой модификации двигателя был введен режим короткого взлета с трамплина, что не потребовало выполнения конструктивных доработок, а только лишь изменены методики и режимы управления. Взлет мог выполняться с трамплина, что использовалось на английских и других легких авианосцах, или с обычной сухопутной ВПП ограниченных размеров, но с твердым покрытием.
Чертеж: https://memim.com/rolls-royce-pegasus.html
Двигатель взаимозаменяем с модификацией «Пегас» 6.
Модификация разработана специально для экспорта и должна была устанавливаться на самолетах Hawker / MDD AV-8A Harrier начиная с 11-го серийного в 1971 г., а на всех других экспортных вариантах самолета Harrier – с марта 1972 г.
Но фактически поставки и строевая эксплуатация начаты только в 1974 г.
В отличие от первоначального плана, двигатели этой модификации пошли и на самолеты для Великобритании, см. ниже.
Устанавливался на самолетах:
- штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки ВВС Великобритании Hawker Harrier GR.3;
- палубных штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки Авиации КМП США Hawker / MDD AV-8A Harrier в порядке их модернизации;
- палубных истребителях, штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки Авиации ВМС Великобритании Hawker Sea Harrier FRS.1.
Фото: https://www.pinterest.com/pin/726768458594544572/
***
«Пегас» 14 Mk.104 серийный, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 11 Mk.103 с такими же тяговыми данными, но с использованием материалов и покрытий с повышенной устойчивостью к коррозии.
Поставки и строевая эксплуатация начаты в середине 1970-х гг.
Устанавливался на штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки Авиации ВМС Великобритании Hawker Harrier GR.1 в порядке их доработки.
***
«Пегас» 11-21 Mk.105 (F402-RR-406) серийный, подъемно-маршевый ТРДД. Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 11 Mk.103 и 14 Mk.104, спроектированное из расчета повышения максимальной взлетной тяги на 204 кгс (т.е. до 9732 кгс). Фактическая тяга – см. ниже.
Основная особенность этой модификации двигателя – наличие системы впрыска воды.
Поскольку надежно измерять температуру перед турбиной оказалось невозможно, было введено ограничение режимов работы двигателя по температуре в соплах. Чтобы ее понизить и вместе с тем обеспечить полный отбор химической энергии топлива был введен впрыск в камеру сгорания распыленной дистиллированной воды, что на короткое время исключает перегрев лопаток турбины.
Бак на 227 л воды был установлен за хвостовой частью корпуса двигателя между соплами, максимальный расход воды – 159 л/мин., максимальная продолжительность работы системы – 90 с, нормальная – 15 с.
У летчика установлен переключатель режимов впрыска воды с положениями:
- Lift Wet (подъем с впрыском – повышенная тяга на протяжении до 90 с);
- Short Lift Wet (короткий подъем с впрыском – предельная тяга на протяжении до 15 с);
- Lift Dry (подъем без впрыска – повышенная тяга на продолжительном режиме);
- Short Lift Dry (подъем без впрыска – предельная тяга ограниченное время).
В зависимости от применения впрыска воды и оборотов двигатель имеет следующие фактические режимы тяги:
- 6556 кг на 91% номинальных оборотов – максимальная продолжительная;
- 9777 кгс на 107% номинальных оборотов – с впрыском воды в течение 15 сек. только во время взлета (отрыва от ВПП на уровне моря на горизонтальных и вертикальных соплах, использование режима в горах запрещено).
Тяга не зависела от положения сопел.
Разработка этой модификации двигателя была выполнена уже фирмой «Роллс-Ройс Мотор Ко.».
Для применения двигателя в Авиации КМП США ему было присвоено обозначение F402-RR-406.
Двигатель устанавливался на самолетах:
- штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки ВВС Великобритании BAE Harrier II GR.5/7/9 (к тому времени фирма Hawker Siddley обанкротилась и была поглощена образованной из других пребывающих в столь же бедственном положении частных фирм полугосударственной корпорацией British Aerospace Corp., далее преобразованной в ВАЕ);
- палубных штурмовиках и тактических разведчиках вертикального взлета и посадки Авиации КМП США ВАЕ / MDD AV-8B Harrier II.
***
«Пегас» 11-21 Mk.106 серийный, подъемно-маршевый ТРДД.
Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 11-21 Mk.105 с повышенной до 9868 кгс максимальной взлетной тягой.
Двигатель устанавливался на модернизированных палубных штурмовиках и тактических ударных самолетах вертикального взлета и посадки Авиации ВМС Великобритании Bae Hawker Sea Harrier FA.2 и GA.2.
Фото: https://www.seaforces.org/marint/Royal-Navy/AIRCRAFT/Sea-Harrier-RN.htm
***
«Пегас» 11-61 Mk.107 серийный, подъемно-маршевый ТРДД.
Дальнейшее развитие двигателя «Пегас» 11-21 Mk.105 с повышенной до 10798 кгс максимальной взлетной тягой. Это самая мощная модификация ПМД этого семейства – рост тяги по сравнению с первым опытным образцом составил 2,6 раза, а по сравнению с первой серийной модификацией – 1,2 раза. По сравнению с двигателем-прототипом рост тяги был 9% и его получили путем увеличения температуры перед турбиной.
Эти двигатели предполагалось не выпускать заново, а получать путем доработки имеющихся двигателей «Пегас» 11-21 Mk.105.
Двигатель этого типа устанавливался на самолетах:
- штурмовик и тактический разведчик вертикального взлета и посадки ВВС Великобритании BAE Harrier II GR.7/9 в порядке их модернизации (получили обозначение BAE Harrier II GR.7А и GR.9А, эксплуатировались как ВВС, так и Авиацией ВМС Великобритании);
- палубный истребитель-бомбардировщик, штурмовик и тактический разведчик вертикального взлета и посадки Авиации КМП США ВАЕ / MDD AV-8B+ Harrier II.
Фото: http://www.airliners.net/photo/UK---Air/British-Aerospace-Harrier/1070070/L/
Планировалось начать поставки двигателей этого типа в апреле 2010 г., но найти надежные сведения о фактическом начале поставок не удалось.
Опытные и проектируемые модификации двигателя Роллс-Ройс «Пегас»
BS100 опытный, дальнейшее развитие двигателя BS53 для сверхзвуковых СВВП.
Во второй половине 1950-х гг. фирма «Бристоль Сиддли» приступила к созданию модификации ПМД BS53 с дожиганием топлива в поворотных соплах для проектируемого фирмой «Хокер» самолета Р.1154. От базовой конструкции BS53 новый ПМД имеет следующие отличия:
- перераспределен расход воздуха через передние и задние сопла;
- на передних соплах установлены «камеры подогрева» (форсажные камеры или камеры дожигания), благодаря чему температура газов на выходе из них увеличена более чем втрое – с 423 до 1200 К, а сами сопла разделены на примерно равные части одной профилированной створкой в каждом сопле;
- между передними и задними левыми и правыми соплами на скользящих переходных насадках установлены соединяющие их подвижные рампы, которые могут вращаться на осях, установленных у задних сопел (на фото ниже они в крайне удаленном от корпуса двигателя положении);
- передние поворотные сопла сделаны регулируемыми по сечению, для чего на левом и правом передних соплах установлены поворотные рампы, разделяющие поток из них на две примерно равные части;
- на режиме вертикального взлета на форсаже (основной режим взлета) подвижные рампы полностью прижаты к корпусу двигателя, топливо в камеры подогрева подается и там воспламеняется, а газы их передних сопел вытекают через все их сечение;
- на режиме перехода к горизонтальной тяге на форсаже сопла поворачиваются, а рампа не смещается;
- на режиме перехода горизонтальной тяги без форсажа топливо в камеры подогрева не подается, рампы отодвигаются от корпуса и благодаря этому поток «холодного» воздуха в них разделяется – примерно половина идет в передние сопла, остальная часть – в задние;
- при включении форсажа в горизонтальном полете для разгона до сверхзвуковой скорости в камеры подогрева подается топливо и воспламеняется там, одновременно рампы прижимаются к корпусу, открывая полные сечения передних сопел для выхода горячих газов;
- тяга передних и задних сопел примерно одинакова;
- угол поворота сопел на взлете и посадке до 95 град. от горизонтального положения и может регулироваться раздельно – при сборке самолета заранее выставляются крайние положения по указанию конструктора (в чертежах и ТУ) в зависимости от центровки ЛА;
- время перекладки сопел на полный угол – около 1 секунды;
- расчетные потери тяги при повороте сопел на 90 град. около 4% от таковой при горизонтальных соплах.
Разработчики столкнулись с трудностями с тепловыми деформациями передних сопел и рампы, разработка двигателя, вышедшая на этап постройки опытной серии затормозилась, а в это время проект Р.1154 был закрыт, что послужило толчком к прекращению работ и по ПМД BS100. Не ясно, было ли проведено хотя бы одно включение полностью комплектного двигателя, или же на стенде испытывался только газогенератор.
***
«Пегас» 15 опытный, подъемно-маршевый ТРДД. В октябре 1971 г. между фирмами Rolls-Royce и Pratt & Whitney было заключено соглашение о совместной разработке модификации ПМД с увеличенной тягой для применения на новых модификациях самолета «Харриер».
Был построен опытный двигатель, который в июне 1972 г. превысил расчетную тягу 11340 кгс.
Но в серию запущен он не был и на вооружение не принят.
***
«Пегас» с увеличенным диаметром вентилятора проект, подъемно-маршевый ТРДД. Была поставлена задача повысить тягу двигателя до 11113 кгс за счет увеличения диаметра вентилятора на 50,8 мм. Это потребовало других изменений:
- увеличения температуры газов перед турбиной;
- изменения конструкции соплового аппарата (между камерой сгорания и турбиной);
- изменения конструкции турбины.
Указанные изменения вели к росту габаритов двигателя и затрудняли его применение на самолете «Харриер» без переделки его фюзеляжа и воздухозаборников. Также косвенно это влияло на шасси и крыло с системами в нем.
Вероятно, двигатель так и не был построен.
***
«Пегас» с дожиганием топлива в передних соплах проект, подъемно-маршевый ТРДД. Модификация выполнялась с целью повышения тяги. Была установлена техническая возможность такого метода, но при этом нарушался баланс тяги между парами сопел, что требовало переделки планера самолета «Харриер».
Вероятно, двигатель так и не был построен.
***
RB.420 проект, криогенный ТРДД для ВКС Space Shuttle.
Создание двигателя было заказано фирме «Роллс-Ройс» Национальным агентством США по аэронавтике и исследованиям космического пространства (NASA) для установки на ВКС (орбитальный самолет) и обеспечения его маневрирования на этапе спуска в плотных слоях атмосферы и посадки. Двигатель должен был иметь следующие отличия от базовой конструкции ТРДД «Пегас»:
- топливо – жидкий водород, соответственно менялись все системы его подачи, регулирования тяги, розжига и др.;
- изменение вектора тяги не предусматривалось, соответственно менялись корпус (частично) и сопла (полностью).
С учетом объема предполагаемых изменений многие специалисты считали двигатель RB.420 не модификацией ПМД «Пегас», от которого остались лишь роторы и частично камера сгорания и навесные агрегаты, а новым типом.
Разработка двигателя завершена не была, т.к. разработчик ВКС «Спейс Шаттл» (фирма Rockwell Inc.) перешел на концепцию чисто планирующего спуска и посадки без включения двигателей.
Общая оценка двигателя
В целом идея ПМД с четырьмя поворотными соплами оказалась вполне жизнеспособной и позволила создать самолет Хокер / ВАС / ВАЕ / MDD «Харриер», который до сих пор остается лучшим среди серийных боевых самолетов с вертикальным взлетом.
В то же время появление ПМД Бристоль / Роллс-Ройс «Пегас» революции в самолетостроении не произвело и «Харриер» так и остался единственным типом ЛА, на котором он устанавливался серийно. Его рабочее проектирование велось сразу под такую силовую установку, а все другие проекты самолетов с такими ПМД оказались неудачны.
Фото: http://www.seaforces.org/usmcair/VMA/VMA-331.htm
Западные эксперты утверждают, что самолет «Харриер» был чрезвычайно эффективен как штурмовик, тактический ударный самолет, перехватчик ПВО, самолет завоевания господства в воздухе и тактический разведчик. В подтверждение тому они приводят итоги англо-аргентинской войны 1984 г. и операции «Буря в пустыне» МНС во главе с США против Ирака в 1991 г.
Однако существуют два обстоятельства, которые заставляют к таким утверждением относится с определенной долей сомнения:
- обе эти операции проводились против стран, оказавшихся в международной изоляции и не имевших полноценной современной и организованной авиации (ВВС Ирака имели отдельные современные типы самолетов, но значительно уступали противникам в численности, проценте новых типов и организации управления ими, кроме того, был слаб моральный уровень их личного и командного состава);
- сама достоверность сведений об итогах этих конфликтов под вопросом, т.к. до сих пор освещаются они крайне однобоко, и первоисточники почти полностью англоязычные.
Весь период эксплуатации надежность двигателей «Пегас» была значительно хуже, чем многих серийных ТРДД обычного типа, устанавливавшихся на тактических боевых самолетах. Так только за 1994 г. по причине отказа двигателя погибло не менее 5 самолетов «Харриер» – по одному английских модификаций GR.7 и FRS.1, один AEV-8B ВМС Испании и два AV-8B КМП США. В одном из этих случаев случился пожар двигателя, в другом – усталостное разрушение компрессора. Из этих случаев – одна катастрофа и 4 аварии.
Строевая летная эксплуатация самолетов «Харриер» с двигателями «Пегас» полностью завершена 6 марта 2016 г. – последними сняты с вооружения самолеты «Харриер» FRS Mk.51 Авиации ВМС Индии, палубные эскадрильи которых перевооружались многоцелевыми истребителями с обычным взлетом и посадкой Микоян МиГ-29К / КУБ. Однако ограниченная эксплуатация двигателей Роллс-Ройс «Пегас» 11-21 Mk.105 в составе самолетов «Харриер» II GR.5/7/9, Т.10/12 на начало 2023 г. продолжалась в «Школе подготовки палубного персонала» Авиации Королевских ВМС Великобритании (Royal Navy School of Flight Deck Operations), где будущий авиационно-технический состав приобретает навыки работы с самолетами КВП / СВВП.
Одним из главных выводов, которые можно сделать из занявшей более полувека истории создания, доводки, выпуска, совершенствования и эксплуатации самолетов «Харриер» и двигателей «Пегас» заключается в том, что с учетом соотношения потребных размеров ВПП, радиуса действия, продолжительности воздушного боя (прорыва ПВО или атаки цели) и боевой нагрузки выгодны не вертикальный, а укороченный взлет, особенно – с применением трамплина. Посадка возможна как укороченная, так и вертикальная – когда самолет израсходовал вооружение и основную часть топлива «легкий», но и то лишь при условии наличия запаса топлива для ухода на второй круг.
По некоторым данным было построено 1347 двигателей семейства Bristol /Rolls-Royce Pegasus но не известно, полно ли это число и включает ли оно двигатели опытных серий.
Листая таблицы по этой ссылке, смотрите:
Подробные тактико-технические данные подъемно-маршевых десяти модификаций ПМД «Пегас»
Сведения об установке ПМД «Пегас» на различных типах ЛА
Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике
Список использованных источников:
1. Авиастроение. Т. 2. Современные самолеты США и стран Западной Европы. Струков Ю.П. Сост. Часть II. М., ВИНИТИ, - 1976 г.
2. Павленко В.Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М., Военное издательство министерства обороны СССР, - 1966 г.
3. Aeroplane Icons No. 18: Hawker Harrier. Ed. By T. McLelland. Aeroplane Illustrated // Key Publishing Ltd., Stamford, UK, - 2012
4. Advancing the Harrier // Air Enthusiast International, March, - 1974
5. Davies P. E., Thortnborough A. M. The Harrier Story. Annapolis, USA, Naval Institute Press, - 1996
6. Flieger-Kalender der DDR 1985. // Militarverlag der DDR, Berlin – 1984
7. Gas Turbine Engines. // Aviation Week & Space Technology Source Book 2009, - 2009
8. Hawker Harrier. Warfare with Vertical Velocity. Ed. by Tim McLelland. // Aeroplane Icons / Aeroplane Illustrated
9. Linn, Don. Harrier in Action. Aircraft Number 58. Carrollton, Texas, USA, Squadron / Signal Publications, - 1982
10. Материалы экспозиции Немецкого музея «Воздушная верфь Шлассхайм» (Deutsches Museum – Flugwerft Schleissheim), г. Мюнхен, Германия;
11. Архив автора
Послесловие не в тему: а теперь я как обычно предлагаю Вам, уважаемый читатель, переключить свое внимание и открыть замечательный канал Кот-ученый. Там каждый найдет то, что он ищет – разумное, доброе, вечное. Ну и, конечно, интересное!
Фото: https://www.seaforces.org/marint/Royal-Navy/AIRCRAFT/Sea-Harrier-RN.htm