Конструкция СВВП была выбрана типовой, поворотное крыло – малого удлинения, чтобы вся его поверхность была расположена в потоке от воздушных винтов для исключения срыва потока на больших углах атаки при переходных режимах.
Модель АВВП "Иналет-8"
Силовая установка – с двумя ТВД НК-12МВ мощностью по 12 000 л.с., приводящими соосные воздушные винты диаметром 7 м, подобные тем, которые использовались в проекте МАИ.
При горизонтальном полете СВВП управляется с помощью обычных аэродинамических рулей. На режимах вертикального взлета и посадки и переходных режимах, когда аэродинамические рули на оперении неэффективны, применяется дополнительная струйная система управления, использующая сжатый воздух, отбираемый от компрессоров ТВД, на режимах крейсерского полета струйная система управления отключается.
В процессе исследований было установлено, что для рассматриваемого поворотного крыла малого удлинения даже при обдувке его винтами при переходе возможен срыв потока. Кроме того, такое крыло обладает недостаточным аэродинамическим качеством, что приводит к увеличению километрового расхода топлива и затрудняет аварийную посадку при выходе из строя двигателей.
Позже исследования были продолжены в ЦАГИ, где был разработан проект транспортного СВВП, использующего поворотное крыло большого размаха с четырьмя ТВД и соосными воздушными винтами диаметром 5,8 м, как на Ту-95. Размах крыла был увеличен, что обеспечило большее удлинение и увеличение аэродинамического качества. Кроме того, крыло было снабжено более развитой механизацией для исключения срыва потока.
В 1961 – 1962 гг. на кафедре "Проектирование и конструкция вертолетов" под руководством И.П. Бра- тухина был выполнен оригинальный проект АВВП по схеме "летающее крыло". АВВП имел несущий корпус в виде прямоугольного в плане крыла с удлинением 0,5 и аэродинамическим профилем с относительной толщиной 14%. В носке крыла была расположена кабина для экипажа и пассажиров, а в хвостовой части – двухкилевое вертикальное оперение и закрылок вдоль задней кромки крыла. Размах крыла – 4 м, нагрузка на крыло – 72 кгс/м^, АВВП имел взлетную массу 2500 кг, полезную нагрузку – 500 кг. Диапазон скоростей от 0 до 250 км/ч.
Предусматривалась установка двух ГТД мощностью по 300 л.с. Четыре подъемных вентилятора диаметром 2,5 м были установлены горизонтально с перекрытием в общем кольцевом канале и разнесены по высоте в плоскости крыла в центральной его части. При взлете вентиляторы нагнетают воздух под крыло и создают воздушную подушку под центропланом, что обеспечивает полет на режиме висения на небольшой высоте. Спереди и сзади воздушная подушка ограничивается отклоненными предкрылком и закрылком центроплана. На верхней поверхности крыла располагаются управляемые жалюзи, которые прикрывают общий канал вентиляторов и обеспечивают управление машиной по продольной оси и по крену. Трансмиссия состояла из редукторов, приводивших вентиляторы и воздушные винты. Были изготовлены демонстрационные модели АВВП и продувочные модели для аэродинамических исследований. Один из вариантов АВВП экспонировался на ВДНХ в 1968 г., а затем на международной студенческой выставке за рубежом.
Подобный проект АВВП "Иналет-8", также использующий подъемный вентилятор и устройство для образования воздушной подушки при взлете, разрабатывался на кафедре "Конструкция и проектирование самолетов". От первого проекта он отличался рядом усовершенствований: несущий корпус имел заостренную носовую часть с кабиной для экипажа и пассажиров и был снабжен консолями трапециевидной формы в плане, что позволяло увеличить аэродинамическое качество и повысить крейсерскую скорость полета до 360 км/ч, а максимальную до 500 км/ч. Вместо четырех в кольцевом канале был размещен один подъемный 12-лопастный вентилятор диаметром 3,6 м, воздух от которого направлялся в кольцевой канал на нижней поверхности несущего корпуса, снабженной дефлектором для образования воздушной подушки. Силовая установка должна состоять из двух ГТД мощностью по 600 л.с., приводящих подъемный вентилятор и два толкающих воздушных винта на пилонах над несущим корпусом.
В кабине могут размещаться один или два летчика в носовой части на рядом расположенных креслах и 6-7 пассажиров за ними или грузы массой до 700 кг. Предполагается, что АВВП "Иналет-8" сможет использоваться как административный и многоцелевой для санитарных перевозок, воздушного патрулирования и фоторазведки, поисковых и спасательных работ, ледовой разведки. Взлетная масса АВВП при вертикальном взлете 3100 кг, при взлете с коротким разбегом 3700 кг, масса пустого снаряженного 2000 кг, длина АВВП 10,8 м, размах крыла 12 м, высота 3,7 м, площадь крыла 26,14 м2 .
Ми-30
МВЗ им. М.Л. Миля Проект многоцелевого СВВП
В 1972 г. в МВЗ им. М.Л. Миля под руководством М.Н. Тищенко была начата инициативная разработка проекта-предложения транспортно-пассажирского вертолета-самолета Ми-30 с поворотными винтами. В соответствии с принятой у нас терминологией он сначала назывался вертолетом-самолетом, но потом в МВЗ он получил новое специальное название – винтоплан.
Главной задачей проектирования вертолета-самолета Ми-30 считалось обеспечение летно-технических характеристик, в первую очередь скорости и дальности полета, превосходящих характеристики обычных вертолетов. В МВЗ Ми-30 рассматривался как перспективная замена наиболее распространенного многоцелевого вертолета Ми-8 и предназначался для грузопассажирских перевозок (19 пассажиров или 2 т груза). Расчетная скорость полета составляла 500 – 600 км/ч, дальность – 800 км, взлетная масса – 10,6 т.
В качестве силовой установки предполагалось использовать два ГТД ТВЗ-117, расположенных над фюзеляжем, которые должны были приводить с помощью трансмиссии два поворотных несуще-тянущих винта диаметром 11 м в гондолах на концах крыла.
В исследованиях по программе Ми-30 активное участие принял ЦАГИ, и вскоре совместными усилиями МВЗ и ЦАГИ началась постройка аэродинамического стенда для испытаний модели поворотного винта. Конструкторы МВЗ спроектировали экспериментальную радиоуправляемую летающую модель винтоплана для изучения в полете переходных режимов, устойчивости и управляемости аппарата.
В ходе разработки было признано целесообразным увеличить грузоподъемность Ми-30 до 3 – 5 т и пассажировместимость – до 32 чело век, поэтому проект винтоплана был переработан под установку трех форсированных двигателей ТВЗ-117Ф, диаметр несуще-тянущих винтов увеличился до 12,5 м, а взлетная масса – до 15,5 т.
Проект винтоплана Ми-30
Схемы винтопланов Ми-30С и Ми-30Д
К началу 80-х годов в МВЗ был проработан ряд компоновок и возможных схем и конструкций агрегатов Ми-30 и проведены аналитические исследования проблем аэроупругости системы винт-крыло и динамики ее конструкции, а также аэродинамики и динамики режимов полета, характерных для преобразуемых винтокрылых аппаратов.
В августе 1981 г. было принято постановление о разработке вертолета с преобразуемой несущей системой (винтоплана) Ми-30, соответствующее техническое предложение было представлено на рассмотрение институтов МАП и военных заказчиков. Военные одобрили разработку, но потребовали оснастить винтоплан более мощной силовой установкой. Расчетная масса при этом увеличилась до 30 т.
В процессе последующей разработки тип силовой установки неоднократно изменялся: рассматривались варианты винтопланов с двумя и тремя двигателями ТВ7-117 и с двумя Д-27 соответственно, взлетной массой 11 т, 20 т и 30 т. Были проведены также фундаментальные теоретические исследования в области прочности, аэродинамики и динамики, в том числе расчеты собственных колебаний винтоплана, некоторых характерных для него видов неустойчивости, балансировочных характеристик, режимов вертикальной авторотации, автоколебаний типа "воздушный резонанс", "хордовый флаттер", "флаттер гондол". Определялась также масса несущей системы и сравнивалась транспортная эффективность винтоплана, вертолета и самолета; определялись параметры винта и его КПД и параметры крыла и оперения, выбирались также параметры лопасти винта и напряжения в ней. В МВЗ прорабатывались многочисленные варианты конструкции винтов, крыла, трансмиссии и других агрегатов.
Создание винтоплана Ми-30 было включено в программу разработки вооружения на 1986- 1995 гг., однако в связи с экономическими трудностями винтоплан так и не вышел из стадии аналитическо-конструкторских исследований.