Фирмы "Белл" и "Боинг-Вертол" с 1982 года осуществляют совместную разработку по программе JVX (Joint Services Advanced Vertical Lift Aircraft) многоцелевого самолета с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), с поворотными винтами, который должен в 2000-х годах поступить на вооружение ВМС, корпуса морской пехоты и ВВС США Программе JVX предшествовала программа НХМ, требования к которой были выработаны в 1980 году министерством обороны США. По этой программе в 1990-х годах предусматривалась замена десантно-транспортных вертолетов Sikorsky СН-53 и Boeing-Vertol СН-46. Среди проектов рассматривались СВВП с поворотными винтами.

В 1981 году фирма "Белл" разработала данные о проекте СВВП D.327, который являлся развитием проекта пассажирского вертолета-самолета D.326 и предназначался для перевозки 24 десантников, а также для поисково-спасательных операций. СВВП имел два поворотных винта диаметром 10.5м, силовая установка состояла из двух ГТД General Electric T-64-GE-416 взлетной мощностью по 3300кВт. В носовой части самолета устанавливаются турель с пулеметом калибром 7.62мм и система ночного видения. Максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 15740кг, а при взлете с коротким разбегом — 19050кг. Максимальная перевозимая нагрузка 4540кг, крейсерская скорость около 480км/ч, боевой радиус 370км.

В конце 1981 года при рассмотрении проекта военного бюджета США на 1983 финансовый год было выдвинуто требование к разработке усовершенствованного СВВП, который мог бы использоваться всеми видами вооруженных сил, по совместной программе с участием армии, корпуса морской пехоты, ВМС и ВВС, предусматривающей создание многоцелевого летательного аппарата JVX.

Техническая группа в составе представителей всех видов вооруженных сил и NASA провела сравнительный анализ различных схем вертикально взлетающих аппаратов, среди которых были усовершенствованный вертолет, винтокрыл, вертолет с соосным несущим винтом, СВВП с поворотными винтами и СВВП с подъемно-маршевыми ТРДД, и пришла к выводу, что СВВП с поворотными винтами сможет выполнять все виды заданий, предусмотренных в программе JVX.

Первоначальная расчетная стоимость программы JVX составляла 25 млрд долларов с учетом НИОКР (2.5 млрд долларов) и производства 1086 самолетов: 552 — для корпуса морской пехоты, 284 — для армии, 200 — для ВВС и 50 — для ВМС.

В начале 1983 г. были определены основные требования к СВВП JVX:

• выполнение длительного полета с крейсерской скоростью 465 км/ч;
• скорость при броске 510— 555 км/ч;
• взлетная масса 17 240—18145 кг;
• максимальная платная нагрузка 4540 кг;
• максимальная масса груза на внешней подвеске 3765 кг;
• диапазон перегрузок от +4g до -1g;
• выполнение разворота на 180° при скорости 465км/ч за 15с или менее;
• вертикальная скорость снижения 10.2—15.2м/с;
• набор высоты 4570м с максимальной нагрузкой в кабине при одном работающем двигателе, полет на одном двигателе до цели и посадка с пробегом длиной около 30м при скорости ветра 28км/ч;
• максимальная дальность полета 3700км без дозаправки;
• максимальный боевой радиус примерно 1300км;
• статический потолок без учета влияния земли 1220м при температуре 35°С.

В конце 1983 года стратегическое авиационное командование ВВС провело оценку возможности использования СВВП JVX для патрулирования и охраны баз баллистических ракет MX.

В начале 1984 года были уточнены прежние и добавлены новые требования к СВВП JVX. В частности, межремонтный срок службы основных динамических систем должен быть не менее 1500ч (среднее время обслуживания 5 человеко-часов на один летный час). Жизненный цикл самолета был задан 20 лет при эксплуатации в мирных условиях. Критические элементы конструкции должны выдерживать попадание пуль калибром 7.62 и 12.7мм, а также выполнять свои функции при попадании снарядов калибром 30мм. Необходимы:

• минимальные радиолокационная, тепловая, визуальная, акустическая и электромагнитная заметности;
• средства защиты экипажа и электрооптических датчиков от воздействия лазерного оружия;
• нахождение на плаву в течение 2ч при вынужденной посадке на воду, при волнении 4 балла;
• уклонение от поражения ЗУР при выполнении радиоэлектронной разведки с учетом безопасного вертикального снижения со скоростью не менее 10.1м/с (желательно 17.8м/с);
• размещение в грузовой кабине 12 раненых на носилках в сопровождении двух санитаров или четырех грузовых поддонов размером 1.02 х 1.22м;
• система заправки топливом в полете;
• взлет и посадка при наклоне глиссады 12°;
• перевозка грузов массой 4540кг (желательно 5440кг) на внешних узлах подвески;
• герметизация кабины экипажа и использование усовершенствованного радиоэлектронного оборудования;
• катапультные кресла, обеспечивающие покидание самолета в полете и на земле; расчетная дальность полета без промежуточной заправки увеличена до 3810км при скорости не менее 465км/ч.

Летом 1983 года фирмы "Белл" и "Боинг-Вертол" сообщили первые сведения о проекте СВВП, получившем обозначение "Модель 901-Х" и разработанном с учетом опыта проектирования и испытаний экспериментального СВВП Bell XV-15. СВВП имеет два трехлопастных поворотных винта диаметром 11.6м, силовую установку из двух ГТД General Electric T-64-GE-717 мощностью по 3300кВт. Максимальная взлетная масса самолета 901-Х при вертикальном взлете 18145кг, а при взлете с коротким разбегом — 22680кг. В кабине самолета могут разместиться 24 десантника. Максимальная крейсерская скорость 590км/ч.

В декабре 1983 года ВМС выдали фирмам "Белл" и "Боинг-Вертол" контракт стоимостью 18.4 млн долларов на постройку натурных макетов СВВП 901-Х.

В мае 1984 года большая часть исследований по программе JVX была завершена. После тщательного изучения требований каждого рода войск были определены четыре типа боевых задач, которые должны выполнять самолеты JVX.

СВВП JVX, предназначенные для корпуса морской пехоты, должны перевозить 24 вооруженных десантника общей массой 2610кг на расстояние 370км со скоростью 460км/ч и совершать полет на режиме висения с этой нагрузкой на высоте 915м при температуре 33°С; в варианте для материально-технического снабжения — груз на внешних узлах подвески массой 3765кг на расстояние 93км со скоростью 460км/ч.

ВМС предполагают использовать самолет JVX в качестве поисково-спасательного. Радиус полета СВВП с четырьмя эвакуируемыми на борту 850км, крейсерская скорость 460км/ч. Во время выполнения спасательной операции самолет должен совершать полет на режиме висения на высоте 2135м при температуре 28°С.

ВВС намереваются применять СВВП JVX для перевозки 12 десантников или грузов массой 1300кг в кабине. Радиус полета 1300км, крейсерская скорость 460км/ч. Самолет должен летать на режиме висения без учета влияния земли на высоте 1525м при температуре 32°С.

Армия считает, что транспортные самолеты JVX будут промежуточным шагом к усовершенствованному транспортному винтокрылому аппарату ACR (Army Cargo Rotorcraft), который может появиться в начале 2000-х годов. Самолет JVX в варианте для армии будет рассчитан для перевозки 24 солдат, или 12 раненых на носилках, или груза массой 4540кг в кабине. С нагрузкой 4540кг (в кабине или на внешней подвеске) СВВП будет иметь радиус полета 55км при скорости 460км/ч и температуре воздуха 35°С; статический потолок 1220м. Перегоночная дальность 3890км.

По программе JVX, неоднократно пересматривавшейся в процессе разработки, было намечено построить 6 опытных самолетов для летных испытаний и 3 статических для усталостных испытаний. Первый опытный самолет намечалось передать для летных испытаний в начале 1988 года, а последующие пять — в течение года. Самолеты №1 и №3 намечалось использовать дли определения огибающей летных характеристик и прочностных ограничений, а самолет №2 — для испытаний системы управления и силовой установки. Самолет №4 намечалось использовать ВВС для эксплуатационных и оценочных испытаний, а также в качестве дублера самолета №2 для испытаний силовой установки. СВВП №5 и №6 должны были проходить эксплуатационные и оценочные испытания в подразделениях корпуса морской пехоты и ВМС, а также использоваться для проверки радиоэлектронного оборудования. Самолеты №1 и №2 должны иметь катапулътные кресла.

Общий объем летных и оценочных испытаний должен был составить 4200ч. Летчики фирм "Белл" и "Боинг-Вертол" должны налетать 2900ч, а остальные 1300ч будут приходиться на летчиков ВМС, ВВС и корпуса морской пехоты. Программу всех летных испытаний намечалось завершить до конца 1991 года.

В 1985 году проекту СВВП, разработанному по программе JVX, было присвоено обозначение V-22 "Osprey". К этому времени были проведены испытания семи моделей СВВП в аэродинамических трубах общей продолжительностью 4700ч, а также испытания экспериментальных вертолетов-самолетов Bell XV-15 продолжительностью более 500ч, во время которых были достигнуты скорость в горизонтальном полете 503км/ ч, в пологом пикировании — 635км/ч и перегрузка 3.1g. Постройка первого опытного самолета V-22 была завершена 23 мая 1988 года на заводе фирмы "Белл" в Форт-Уэрте, а его первый полет состоялся 19 марта 1989 года, через полгода после намеченного срока. Первый полет второго опытного СВВП V-22 состоялся 9 августа 1989 года, а четвертого — 21 декабря 1989 года, затем третьего самолета. К середине 1991 года четыре опытных СВВП налетали 585ч и совершили более 400 полетов, достигнув следующих результатов: скорость в горизонтальном полете — 396км/ч; скорость в пологом пикировании — 647км/ч; перегрузка 2.3g; потолок 6560м; перегоночная дальность 2442км. Были продемонстрированы: перевозка груза массой 1815кг на внешней подвеске со скоростью 327км/ч; посадки на палубу десантного вертолетоносца "Уосп"; моделирование полета по приборам и имитация заправки топливом в полете.

Во время первого полета пятого опытного СВВП V-22 11 июля 1991 года произошла авария. Во время полета на режиме висения на высоте 4.5м самолет совершил резкий крен влево, задел гондолой за ВПП и упал. Оба летчика катапультировались, при этом один из них получил легкие ранения. Авария была вызвана нарушением электрической цепи в системе управления. Самолет был разрушен, и его решено было не восстанавливать. Испытания оставшихся самолетов были продолжены, и они совершили к середине 1992 года еще 150 полетов. Однако 20 июня 1992 года произошла катастрофа четвертого опытного самолета во время переходного режима (с самолетного на вертолетный), когда гондолы с винтами были повернуты на 60°. На борту самолета были замечены вспышки огня. Самолет упал с высоты 8м. Находившиеся на борту три члена экипажа и четыре сотрудника фирмы "Боинг" погибли. Полеты оставшихся СВВП были прекращены и возобновлены только через год, после доработки конструкции поворотных гондол и топливной системы.

В начале 1994 года во время летных испытаний СВВП V-22 выявился бафтинг на больших углах атаки и рыскания. Причиной бафтинга оказались вихри, сходящие с обтекателя стыка крыла с фюзеляжем. Для устранения бафтинга было решено установить по бокам верхней части фюзеляжа перед обтекателем горизонтальные аэродинамические гребни и провести испытания СВВП № 3 с установленными гребнями.

В конце декабря 1994 года фирмы "Белл" и "Боинг Геликоптер" совместно с командованием авиационных систем ВМС завершили последний этап работы по критическому анализу состояния программы СВВП V-22 "Osprey" и окончательно утвердили конструкцию серийного СВВП. Первые СВВП V-22 "Osprey" поступят на вооружение корпуса морской пехоты США в 2001 году.

Министерство обороны США планирует закупку 523 СВВП: для корпуса морской пехоты — 425 под обозначением MV-22, для ВМС — 48 под обозначением HV-22 и для ВВС — 50 под обозначением CV-22. Самолеты MV-22 предназначены для замены военно-транспортных и десантных вертолетов Boeing-Vertol СН-46. Вариант HV-22 должен использоваться в основном в качестве поисково-спасательного, а CV-22 — для выполнения специальных заданий.

Программой начального серийного производства предусматривается постройка 16 СВВП V-22. Программа полномасштабного выпуска должна была начаться в 1996 финансовом году, и ее планами предусматривается ежегодный темп постройки в 24 самолета до 2021 финансового года. Серийное производство модификации CV-22 начнется в 2001 финансовом году.

С 1985 года в США министерство обороны, федеральное управление гражданской авиации — FAA — и NASA проводят исследования проектов гражданских СВВП с поворотными винтами на базе проекта СВВП Bell/Boeing V-22 "Osprey". В 1993 году в Конгрессе США представителями FAA и министерства транспорта сформирован комитет, занимающийся изучением возможности разработки и экономической целесообразности гражданских СВВП с поворотными винтами. Фирмы "Белл" и "Боинг" планируют провести первую демонстрацию гражданского СВВП, являющегося развитием V-22, в 1996—1998 годах. Появление гражданских СВВП с поворотными винтами в эксплуатации можно ожидать после 2000 года.

КОНСТРУКЦИЯ. СВВП выполнен по схеме высокоплан с прямым крылом, двухкилевым оперением, двумя ГТД и двумя поворотными винтами в гондолах на концах крыла.

Фюзеляж полумонококового типа с прямоугольным сечением. Длина фюзеляжа 17.47м. Конструкция полностью изготовлена из КМ (масса фюзеляжа 1500кг). Боковые обтекатели используются для уборки основных опор шасси и размещения дополнительных топливных баков и оборудования систем кондиционирования. В передней части фюзеляжа расположена трехместная кабина экипажа, в которой установлены бронированные катапультные кресла, способные выдерживать попадания пуль калибром 12.7мм и перегрузку 50g в продольном направлении и 14.5g — в вертикальном. С правой стороны фюзеляжа в передней части находится входная двухсекционная дверь; верхняя секция открывается вверх и внутрь кабины, а нижняя открывается вниз наружу и имеет встроенный трап. В кабине размерами 7.37 х 1.53 х 1.3м, объемом 24.3м³ сможет разместиться на сиденьях вдоль бортов 24 десантника с вооружением или 12 раненых на носилках с сопровождающими санитарами.

Крыло высокорасположенное, с небольшим углом обратной стреловидности кессонного типа с двумя лонжеронами и постоянной хордой, равной 2.54м. Почти полностью изготовлено из графитоэпоксидных КМ. Верхняя и нижняя панели обшивки монолитной конструкции. Трехсекционные носки консолей крыла изготовлены из алюминиевого сплава с сотовым заполнителем "номекс". Крыло установлено на круговой опоре диаметром 2.3м, выполненной из нержавеющей стали и обеспечивающей поворот крыла вдоль фюзеляжа при размещении СВВП на палубе авианесущего корабля.

Поворотные винты с тремя трапециевидными лопастями. Корневая хорда лопасти 0.87м, концевая — 0.56м. Крутка лопасти 45°. Лопасти изготовлены из угле- и стеклопластиков. В конструкции шарниров лопастей используются эластомерные подшипники. Винты имеют системы торможения и складывания лопастей. Винты связаны между собой синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла. Поворот гондол осуществляется с помощью гидропривода с винтовым механизмом.

Оперение двухкилевое полностью выполнено из графитоэпоксидного материала. Стабилизатор (размах 5.61м, площадь 8.22м²) установлен над хвостовым обтекателем фюзеляжа. Общая площадь двух вертикальных килей 12.45м².

Шасси трехопорное, убирающееся, со спаренными колесами. Носовая опора убирается назад в отсек под передней частью фюзеляжа. Основные опоры убираются в боковые обтекатели. Конструкция шасси рассчитана на посадку с вертикальной скоростью 4.5м/с. Колеса основных опор имеют дисковые углеродные тормоза. Колея шасси 4.62м.

Силовая установка состоит из двух ГТД Allison T406-AD-400, установленных в поворотных гондолах на концах крыла вместе с винтами. Турбовальный ГТД имеет 14-ступенчатый осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину газогенератора и двухступенчатую силовую турбину. Расход воздуха 16.1кг/с, степень повышения давления 14, удельный расход топлива на режиме максимальной продолжительной мощности 0.19кг/л.с.-ч. Двигатель имеет редуктор и систему управления FADEC. Длина двигателя (без редуктора) 1.96м, ширина — 0.67м, высота — 0.86м. Масса сухого двигателя 440кг.

Топливная система имеет 13 баков-отсеков емкостью 8645л. В каждом боковом обтекателе фюзеляжа в передней части имеется по одному баку-отсеку; в правом обтекателе в задней части имеется дополнительный бак. В кессонах консолей крыла находятся 10 баков-отсеков: пара внешних баков служит в качестве расходных. На носке правой консоли крыла расположен штуцер заправки топливом под давлением; на верхней поверхности каждой консоли имеется по одной горловине системы заправки самотеком. Сбоку в нижней части носовой секции фюзеляжа предусмотрен узел крепления штанги заправки топливом в полете. Для перегоночных полетов в грузовой кабине возможна установка двух дополнительных топливных баков с общей массой топлива 7235кг.

Система управления. Для управления на вертолетных режимах используются системы управления общим и циклическим шагом поворотных винтов. В крейсерском полете для поперечного управления используются два внешних элевона, для продольного управления служит односекционный руль высоты площадью 4.82м², а для путевого — рули направления на вертикальных килях. Привод поверхностей управления осуществляется с помощью гидроусилителей и электродистанционной системы управления с тройным резервированием.

Механизация крыла состоит из четырех секций элевонов, внешняя пара которых используется для поперечного управления. Площадь элевонов 4.12м². Привод элевонов осуществляется с помощью ЭДСУ и гидроусилителей.

Бортовое оборудование включает две независимые и одну запасную гидравлическую систему с рабочим давлением 350кг/см². В состав электросистемы входят два генератора переменного тока (40кВа), два генератора постоянного тока (50/60кВа), выпрямители, преобразователи, аккумуляторная батарея емкостью 15 А*ч. Носки крыла и вертикальных килей имеют систему противообледенения с надувными протекторами. Лобовое остекление, передние кромки воздухозаборников двигателей, лопасти и коки винтов имеют электрообогрев.

Радиоэлектронное оборудование состоит из навигационной системы TACAN, систем VOR/ILS, радиосвязного оборудования УКВ и КВ-диапазонов, системы опознавания и др. Информация от TACAN, VOR/ILS, радиовысотомера, гировертикали выводится на четыре цветных дисплея. В кабине имеется пятый дисплей — для отображения карты местности. Используется РЛС AN/ARO-174 для обеспечения полетов в режиме следования рельефу местности, на самолете установлены две ЭВМ AN/AYK-14 для обработки боевого задания, для экипажа предусмотрено использование систем, обеспечивающих пилотирование в ночных условиях, и нашлемных очков ночного видения; для предупреждения об атаке ракетами класса "воздух—воздух" имеется система AN/AAR-47.

Вооружение зависит от варианта СВВП. Предусмотрены места для крепления в кабине пулеметов калибром 7.62 и 12.7мм, а под носовой частью фюзеляжа — турели с пушками. Имеются также узлы для подвески противолодочных торпед, противокорабельных управляемых ракет и ракет класса "воздух—воздух".

Е.И.Ружицкий "Вертолеты", 1997

Технические данные СВВП V-22 "Osprey" Силовая установка: 2 x ГТД Allison T406-AD-400 мощностью по 4585кВт, диаметр поворотных винтов: 14.02м, длина со сложенными крылом и винтами: 19.09м, высота на земле с гондолами в вертикальном положении: 6.35м, высота со сложенными крылом и винтами: 5.61м, максимальная ширина с вращающимися винтами: 25.78м, размах крыла (без учета гондол): 14.02м, взлетный вес: 27440кг, вес пустого снаряженного: 13995кг, запас топлива: 6215кг, крейсерская скорость на вертолетном режиме: 185км/ч, крейсерская скорость на самолетном режиме: 555км/ч, статический потолок без учета влияния земли: 915м, дальность полета при вертикальном взлете со взлетным весом 21150кг и полезной нагрузкой 5445кг: 2225км, при взлете с коротким разбегом со взлетным весом 24950кг и полезной нагрузкой 9070кг: 3340км, полезная нагрузка: 9070кг