| Hiller | |
|
S%^Tt$ - 1755000550000
|
FH-1100 Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1963 Тип: Многоцелевой вертолет ЛТХ Доп. информация В 1960 году Армия США выпустила требование на новый легкий вертолет-разведчик (LOH - Light Observation Helicopter - легкий разведывательный/наблюдательный вертолет) для замены вертолетов компаний "Bell", "Hiller" и связного самолета Cessna L-19. Простой в обслуживании и недорогой вертолет должен был иметь небольшой ТВаД, развивать крейсерскую скорость 201 км/ч, быть способным зависать - без учета влияния земли - на высоте 1830 м и иметь продолжительность полета в режиме наблюдения 3 часа. В тендере участвовали все основные вертолетные компании США. В 1961 году три из них (Bell, Hiller и Hughes) получили контракты на постройку по пять прототипов каждой модели для оценки. Вертолёт созданный компанией Hiller Helicopters получил обозначение Hiller 1100 или армейское - OH-5A. Первый полет он совершил 26 января 1963 года. В финал конкурса на вертолет категории LOH для Армии США в 1961 году вышли Bell OH-4A, Hiller OH-5A и Hughes OH-6A. Окончательным же победителем стал OH-6A, затем запущенный в массовое производство. Тогда компания Hiller решила преобразовать свой проект в гражданский вертолет, первые серийные экземпляры которого были поставлены летом 1966 г. Вертолет был сертифицирован вертолет 22 мая 1964 года. В сентябре 1964 года после покупки авиакомпании Hiller Helicopters компанией Fairchild переименован в FH-1100. Вертолет выпускался в следующих вариантах: пятиместный общего назначения и четырехместный административный. Первый серийный FH-1100 заказчик получил летом 1966 года. Всего до 1974 года построили 246 машин, каждая из которых могла перевозить пять человек в обычном варианте или четверых в варианте повышенной комфортности. Около 30 вертолетов FH-1100 были поставлены в Чили, Бразилию, Аргентину и другие станы. Компания Hiller Aviation, образованная в 1973г. и именуемая сейчас Rogerson Hiller, с 1984 г. строит и продает улучшенные варианты вертолета FH-1100: гражданский RH-1100A Pegasus и военный RH-1100M Hornet (шершень). Вертолет создан по программе LOH (Light Observation Helicopter) и оборудован новейшей электроникой и вооружен пулеметами, противотанковыми ракетами и ракетами класса "воздух-воздух". Конструкция. Вертолет одновинтовой схемы, с рулевым винтом, одним ТВД и лыжным шасси. Фюзеляж форменной конструкции типа полумонокок, из алюминиевых сплавов. В передней части кабины размещаются рядом летчик и второй летчик (или пассажир) на отдельных сиденьях и за ними на общем сиденьи - 3 пассажира. Для доступа в кабину имеются прикрепленные на шарнирах двери, расположенные по две с каждой стороны. По желанию заказчика в кабине могут устанавливаться два комплекта носилок. Багажный отсек объемом 0.3м3 расположен в задней части кабины. Предусмотрена установка системы вентиляции и (по желанию заказчика) системы обогрева и противообледенительной системы лобового стекла. Шасси лыжного типа, с амортизацией, осуществляющейся закручиванием разрезных труб, и подкосами обычного типа или удлиненными (последние нужны при установке по желанию заказчика надувных поплавков); могут устанавливаться колеса для передвижения по земле. Несущий винт двухлопастный на универсальном шарнире; лопасти цельнометаллические, складывающиеся, прямоугольной формы в плане, с профилем NACA 632015, присоединены к втулке с помощью одного крепежного болта и регулируемой тяги. Хорда лопасти 0.33м. Ограничители махового движения обычного типа. Лопасти несущего винта имеют лонжерон в форме носка профиля из листовой нержавеющей сжали, скрепленный с выполненной из алюминиевого сплава обшивкой и сотовым заполнителем. Система регулирования усилия на ручке снабжена электрическим приводом. Рулевой винт диаметром 1.83м, с общим горизонтальным шарниром, двухлопастный, лопасти трапециевидной формы в плане, с лонжероном из нержавеющей стали и сотовым заполнителем. Силовая установка состоит из одного турбовального ГТД Allison 250-С20В, мощность которого ограничена трансмиссией до 203кВт. Трансмиссия состоит из главного редуктора с одноступенчатой конической передачей и двухступенчатой основной планетарной передачей, промежуточного редуктора и редуктора рулевого винта. Передаточное число от несущего винта к двигателю 1:1630, от рулевого винта к двигателю 1:2.47. Топливная система включает один топливный бак емкостью 260л, установленный в нижней центральной части фюзеляжа; заправочная горловина - с правой стороны хвостовой части фюзеляжа. Объем маслобака 2.6л. Система управления циклическим и общим шагом гидравлическая. Электросистема включает стартер/генератор постоянного тока силой 28А. Радиоэлектронное оборудование включает набор навигационного и связного оборудования по желанию заказчика. Дополнительное оборудование включает авиационные часы; счетчик времени работы двигателя; датчик температуры окружающего воздуха; систему аварийной сигнализации топливного фильтра; систему ночного освещения, вращающиеся светомаяки; подсветку приборной доски; привязные ремни; сдвижные задние окна; затемненные окна; узел крепления грузового крюка и розетку разъема наземного питания. Устанавливаемое по желанию заказчика оборудование включает: систему повышения устойчивости; дублирующую систему управления; привязные ремни на задних креслах; огнетушитель в кабине; аптечку; проблесковые огни; систему автоматического повторного запуска двигателя; противоточный воздухозаборник; обогреваемый ПВД; грузовой крюк; грузовые кронштейны; комплект санитарных средств; двойной комплект носилок; поисковый прожектор; распылители химикатов. ЛТХ: Модификация FH-1100 Диаметр несущего винта, м 10.80 Диаметр хвостового винта, м 1.68 Длина, м 9.80 Высота ,м 2.83 Масса, кг пустого 680 максимальная взлетная 1247 Тип двигателя 1 ПД Allison 250-C20B Мощность, кВт 1 х 313 Максимальная скорость, км/ч 204 Крейсерская скорость, км/ч 196 Практическая дальность, км 560 Скороподъемность, м/мин 486 Практический потолок, м 4325 Статический потолок, м Экипаж, чел 1-2 Полезная нагрузка: 3-4 пассажира или 390 кг груза H-32 Hornet Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1950 Тип: Легкий вспомогательный вертолет ЛТХ Доп. информация Hiller HJ-1 Hornet имел реактивный привод несущего винта. На законцовке каждой из двух его лопастей устанавливался прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) Hiller 8RJ2B. Собственно двигатель весил 5,7 кг при мощности в 45 л. с. и работал на автомобильном бензине. Для обеспечения запуска этих ПВРД ротор раскручивался до ста пятидесяти оборотов в минуту с помощью электрического пускового двигателя. Первые модели не имели рулевого винта, впоследствии для улучшения эффективности управления по рысканью был установлен однолопастный хвостовой винт. Вертолёт был построен в количестве четырнадцати экземпляров (варианты модификаций HJ-1, YH-32, YH-32A, YH-32s, XHOE-1) и прошёл статические и лётные испытания. До их начала успешно был испытан двигатель Hiller 8RJ2B, в 1954 получивший сертификат типа. В ходе лётных испытаний вертолёта были выявлены как положительные, так и отрицательные свойства машины. К положительным можно было отнести значительную простоту конструкции вертолёта - отсутствие сложной механической трансмиссии, лёгкость в управлении, высокую стабильность работы двигателей, простоту их эксплуатации и замены. Однако уникальная конструкция ротора придала вертолёту и совершенно особенные, отличные от других машин, характеристики, которые можно счесть как преимуществом, так и недостатком. В частности, резко усложнялась посадка на авторотации. При отключении двигателей большое лобовое сопротивление гондол двигателей быстро тормозило несущий винт. Машина начинала снижаться с большой вертикальной скоростью, порядка 18 м/с, и пилоту приходилось начинать вывод из авторотации (╚подрыв шага╩) на большой высоте: порядка 70-100 метров против 15-18 метров у обычных вертолетов. С другой стороны, массивные двигатели придавали ротору большой запас инерции ≈ настолько значительный, что это зачастую позволяло, сразу после посадки на авторотации, взлететь и сесть снова. Главным недостатком вертолёта явился высокий и неэффективный расход топлива и, как следствие - малая дальность полета: всего 45-50 км при запасе топлива в 200 литров, что равнялось приблизительно получасу полёта. Кроме того, факелы двигателей ослепляли пилота в тёмное время суток и делали вертолёт легко заметным издалека. Шум от работы двигателей также был очень высоким. В 1955 году по контракту с Армией США было произведено три аппарата YH-32A ULV (ultralight vehicle). Это был первый контракт на поставку вертолетов, оснащенных вооружением. ЛТХ: Модификация YH-32 Диаметр несущего винта, м 6.90 Диаметр рулевого винта, м Длина, м Высота ,м 2.40 Масса, кг пустого 247 максимальная взлетная 490 Тип двигателя 1 ПВРД Hiller 8RJ2B Тяга, кН 1 х 0.178 Максимальная скорость, км/ч 129 Крейсерская скорость, км/ч 115 Практическая дальность, км 52 Скороподъемность, м/мин 213 Практический потолок, м 3660 Статический потолок, м 2100 Экипаж, чел 2 UH-12 Raven Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1947 Тип: Многоцелевой вертолет ЛТХ Доп. информация Компания "Hiller Helicopters Inc." была образована в 1942 году специально для разработки и производства вертолетов. Первыми изделиями компании стали Model XH-44, UH-4 Commuter и UH-5 с принципиально новой системой управления несущим винтом "Rotor-Matic". Эти работы привели к постройке прототипа Model 360. Первым серийным вертолетом фирмы, которая к этому времени вошла в состав компании "United Helicopters", стал UH-12 (внутреннее обозначение разработчика - Model 12), который отличался простотой конструкции. UH-12 выполнен по одновинтовой схеме с двухлопастными несущим и рулевым винтами. Конструкция оказалась очень удачной, машину строили в двух- и трехместном вариантах для гражданского и военного применения. Ранний Model 12 был первым гражданским вертолетом, выполнившим перелет через континентальную часть США. До окончания производства в 1965 году построили более 2000 вертолетов, 300 из которых поставили на экспорт. На протяжении всего периода серийного производства вертолет постоянно совершенствовался. Коммерческие варианты с UH-12A по UH-12DB Армии США обозначались, соответственно, от OH-23A до OH-23D Raven, а в ВМС США - HTE-1 и HTE-2. Вертолет UH-12E (его военный вариант OH-23G) сам являлся модификацией трехместного с двойным управлением военного OH-23D. OH-23F - военный вариант четырехместного с удлиненным фюзеляжем гражданского вертолета UH-12E4. В процессе серийного выпуска UH-12E машины получали более мощные моторы и в их обозначении стали появляться суффиксы L3, L4, SL3 и SL4. Вертолеты OH-23 экспортировались в Аргентину, Боливию, Колумбию, Чили, Доминиканскую Республику, Гватемалу, Гайану, Мексику, Марокко, Нидерланды, Парагвай, Швейцарию, Таиланд, Уругвай и на Кубу. Армия Канады закупила OH-23G, дав им собственное обозначение CH-112 Nomad, британские ВМС эксплуатировали несколько OH-23G под обозначением Hiller HT.Mk 2. На пике серийного выпуска вертолетов UH-12/OH-23 компания "Hiller" вошла в состав "Fairchild Corporation", но в 1973 году была образована новая "Hiller Aviation", которой отошли права на конструкцию и техническую оснастку для производства UH-12E. Данная компания в течение нескольких лет осуществляла техническое обслуживание вертолетов данного типа по всему миру. С апреля 1984 года компания "Hiller" работала под брендом "Rogerson Helicopters", а еще позже - "Rogerson Hiller", которая в 1991 году и возобновила выпуск поршневого UH-12E под названием Hauler. Некоторое количество таких машин удалось поставить на экспорт. Компания предложила вариант UH-12ET, разработанный согласно требованиям Армии США к перспективному учебному вертолету NHT(NewTraining Helicopter). Компания сегодня известна как "Hiller Aircraft Corp." и занимается заменой поршневых моторов вертолетов на ГТД. ЛТХ: Модификация OH-23D Диаметр главного винта, м 10.80 Диаметр хвостового винта, м 1.68 Длина,м 8.69 Высота ,м 3.08 Масса, кг пустого 798 нормальная взлетная 1270 максимальная взлетная 1497 Внутренние топливо, л 174 + опционально 151 Тип двигателя 1 ПД Textron Lycoming VO-540-B1D Мощность, кВт 1 х 253.5 (227.5) Максимальная скорость, км/ч 154 Крейсерская скорость, км/ч 145 Практическая дальность, км 676 Дальность действия, км 346 Скороподъемность, м/мин 343 Практический потолок, м 4940 Статический потолок, м 3290 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: 2 пассажира ROE-1 Rotorcycle Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1957 Тип: Сверхлегкий вспомогательный вертолет ЛТХ Доп. информация В 1954 году компания "Hiller" заключила контракте Армией США на разработку и постройку небольшого вертолета для одного человека. Прототип Hiller XROE-1 выполнил первый полет 10 января 1957 года. Конструктивно он представлял собой вертикальный пилон с шасси в виде трех опор, образующих пирамиду. К нижней части пилона крепилось кресло пилота, к верхней - хвостовая балка. Над пилоном установили двухлопастный несущий винт. Силовая установка состояла из 4-цилиндрового мотора Nelson мощностью 43 л.с. Максимальная скорость вертолета составляла 106 км/ч, практический потолок - 3660 м, дальность полета - 267 км. "Hiller" построила небольшую партию предсерийных YROE-1 Rotorcycle, еще некоторое количество таких машин собрала по лицензии британская "Saunders-Roe Ltd", однако в массовое производство изделие не передавалось. ЛТХ: Модификация YROE-1 Диаметр несущего винта, м 5.64 Диаметр рулевого винта, м 0.91 Длина, м 3.81 Высота ,м 2.29 Масса, кг пустого 140 максимальная взлетная 255 Тип двигателя 1 ПД Nelson YO-65-2 Мощность, л.с. 1 х 43 Максимальная скорость, км/ч 113 Крейсерская скорость, км/ч 84 Практическая дальность, км 64 Скороподъемность, м/мин 350 Практический потолок, м 4010 Статический потолок, м Экипаж, чел 1 UH-44(XH-44) Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1944 Тип: Легкий вертолет ЛТХ Доп. информация ХН-44 стал одной из наиболее удачных винтокрылых машин созданных в США на заре вертолетостроения. Работа на ним началось в декабре 1942 г. когда его создателю Стенли Хиллеру было всего 17 (!) лет. Через два был построен прототип вертолета, который впервые поднялся в воздух 14 мая 1944 г. со стадиона Калифорнийского Университета. Это был первый американский вертолет коаксиальной схемы с цельнометаллическими лопастями несущих винтов. Конструкция вертолета оказалась настолько удачной, что сам Хиллер часто демонстрировал его устойчивость, отпуская рычаги управления и высовывая руки из окон. Вертолет имел настолько небольшой и компактный корпус, особенно в сравнении с неуклюжими конструкциями того времени, что некоторые шутники окрестили его "летающей ванной". В декабре 1945 года Хиллер модифицировал ХН-44 установив более мощный двигатель Lycoming O-290СР (125 л.с.) вместо старого Franklin (90 л.с.), после чего название сменилось на Х2-235. В том же году был построен ещё один фюзеляж для испытаний в аэродинамической трубе NACA в интересах US Navy. К серийной постройке ХН-44 не приняли, так как Хиллер разработал на его основе более удачную модель, позднее названную UH-44. ЛТХ: Модификация XH-44 Диаметр несущего винта, м 7.60 Длина,м 4.10 Высота ,м 2.70 Масса, кг пустого максимальная взлетная 546 Тип двигателя 1 ПД Lycoming O-290CP Мощность, кВт 1 х 125 Максимальная скорость, км/ч Крейсерская скорость, км/ч Практическая дальность, км Практический потолок, м Экипаж, чел 1 X-18 Разработчик: Hiller Страна: США Первый полет: 1959 Тип: Экспериментальный самолет с ВВП ЛТХ Доп. информация В феврале 1957 года компания "Hiller" заключила с ВВС США контракт на разработку и постройку двухмоторного конвертоплана Hiller X-18. За основу при проектировании взяли планер самолета Chase YC-122 (Fairchild C-123 Provider), но крыло выполнили поворотным на 90╟ в вертикальной плоскости, а двигатели снабдили соосными винтами диаметром 4,88 м (на взлете крыло поворачивалось вверх винтами, которые играли роль несущих винтов вертолета). Экспериментальный транспортный СВВП X-18 имел прямоугольный фюзеляж с крылом небольшого размаха. В средней части крыла были установлены два мощных турбовинтовых двигателя с пропеллерами, вращавшимися в противоположные стороны. Во время взлета все крыло поворачивалось вместе с двигателями. В хвосте находился дополнительный ТРД, реактивная струя которого могла направлять вверх или вниз, помогая управлять аппаратом на низких скоростях. Самолет был передан для испытаний в Исследовательский центр NASA в Ленгли в 1959 году. Первый полет самолета состоялся 24 ноября 1959 года. В серии из 20 испытательных полетов угол установки крыла постепенно был доведен до 50╟. Дальнейшим развитием X-18 стал построенный спустя несколько лет СВВП XC-142, также имевший поворотное крыло. Программа X-18 была прекращена в июле 1961 года после двадцати испытательных полетов. Хотя X-18 так ни разу и не выполнил ни вертикального взлета, ни вертикальной посадки, но в ходе испытаний были получены ценные данные, которые с успехом использовались в дальнейших работах по американским СВВП. ЛТХ: Модификация X-18 Размах крыла, м 14.63 Длина, м 19.20 Высота, м 3.35 Площадь крыла, м2 18.80 пустого самолета нормальная взлетная 14970 Тип двигателя основного 2 ТВД Allison T40-A-14 вспомогательного 1 ТРД Westinghouse J34-WE Тяга, основного, л.с. 2 х 5770 вспомогательного, кН 2 х 15.10 Максимальная скорость , км/ч 400 Крейсерская скорость , км/ч 364 Практическая дальность, км Экипаж, чел 2-3 |