|
poniedziałek, 07 września 2009 10:18 |
|
Strona 1 z 2  Bell Boeing V-22 Osprey w Iraku. Tankowanie przed misją.
Bell Boeing V-22 Osprey
Opis ogólny:
Wielozadaniowy, dwusilnikowy, górnopłatowi, pionowzlot. Maszyna produkowana w kooperacji przez amerykańskie firmy Bell i Boeing. Silniki umieszczone na końcach skrzydeł ruchomych gondolach. Tak opracowana maszyna zapewnia mobilność śmigłowca, przy prędkości i zasięgu, samolotu śmigłowego.
Geneza powstania:
Na początku lat 70. USMC, zaczęło rozglądać się nad następcą śmigłowca Ch-46 Sea Knight. Jednak przez długi okres bagatelizowano ten problem, obawiając się kosztów opracowania maszyny jedynie na potrzeby piechoty morskiej. Do zagadnienia tego powróciła dopiero administracja Ronalda Regana. W 1981r. na salonie lotniczym w Paryżu zagościł sekretarz lotniczy US Navy- John Lehman. Lehman obejrzał na salonie tym doświadczalny pioniowzlot firmy Bell XV-15, po pewnych analizach sekretarz stwierdził iż następcą CH-46 (a i CH-53) powinna być maszyna w takim właśnie układzie. W krótkim czasie okazało się, że zalety takiego układu, mogły by posłużyć do budowy samolotu również dla sił lądowych. Pod koniec 1981r. zastępca sekretarza obrony- Frank C. Carlucci, nakazał przedstawicielom wszystkich rodzajów sił zbrojnych podjęcie badań nad możliwością opracowania jednej maszyny wykorzystującej ciekawy układ. W tym samym czasie w departamencie sił lądowych utworzono biuro programu, które podzieliło się na dwie grupy. Pierwsza o nazwie Joint Sernice Operatinal Requirements, zajęła się wymaganiami poszczególnych rodzajów sił zbrojnych, druga o nazwie Joint Technology Assessment Group, podjęła studia nad możliwościami technicznymi opracowania danego samolotu. W pracach drugiej grupy wzięli udział przedstawiciele NASA i przemysłu lotniczego.
W grudniu 1982r. zarysowały się początkowe wymagania danych sił zbrojnych. USMC zgłosiło zapotrzebowanie na samolot zabierający 24 żołnierzy na odległości 370km. Maszyna miała móc zabierać 2615kg ładunku w kabinie lub 3765kg na zewnętrznych zaczepach. Dodatkowo pionowzlot miał móc wykonać zawis na wysokości do 900m w temp. 330C. Wymagania US Army były zbliżone, ale obejmowały dodatkowo 12 rannych na noszach. Zakładano że przy większej prędkości względem śmigłowców w tym samym czasie ranni będą trafiać do normalnych szpitali (zamiast do szpitali polowych). Sporo większym problemem były wymagania USAF, które chciało samolotu zabierającego zaledwie 12 żołnierzy, ale na odległość aż 1300km. Wymuszało to zabieranie dużo większej ilości paliwa a co za tym idzie zmniejszenie udźwigu. US Navy sformowała zapotrzebowanie na samolot spełniający trzy zadania, zaopatrywania floty, zwalczania okrętów podwodnych i ratowniczych. Dodatkowo marynarka oczekiwała iż maszyna będzie dysponowała stałym sonarem, który będzie wykorzystywany podczas długotrwałego zawisu. USMC zgłosiło zapotrzebowanie na 552 samoloty, US Army- 231-365, USA- 55-80, a US Navy 50- 350. Wspólne założenia przewidywały, że pionowzlot ma osiągać prędkość przelotową wynoszącą 465 km/h i maksymalną 555 km/h na wysokości poniżej 150m. Maszyna miała wytrzymywać przeciążenia od -1 do +4g. Pułap z ładunkiem miał wynosić 7900m, a bez niego 12200m. Kolejnym wymaganiem miało być przejście z zawisu do lotu poziomego nawet przy tylko jednym działającym silniku. Samolot miał otrzymać możliwość tankowania w powietrzu, oraz zabierania czterech rakiet powietrze- powietrze typu Stinger, oraz dwóch działek kal. 20mm, lub jednego kal. 40mm. Przewidywano także, że nowa maszyna będzie wymagała niewielkich nakładów eksploatacyjnych, wynoszących 5 i pół godziny obsługi na godzine lotu.
Wymagania zostały ułożone w ten sposób, że jedyną możliwością spełnienia ich była budowa samolotu o układzie zbliżonym do XV-15. Specyfikacja została przedstawiona w formie prośby o zgłaszanie ofert i trwała 15 miesięcy. Po tym okresie do konkursu przystąpiły firmy: Bell Helicopters, Boeing Vertol, Grumman, Lockheed, oraz dwie firmy z Europy: Westland i Aerospatiale. Jednak już w niedługim czasie Departament Obrony zgasiła zapał większości wytwórni, stwierdzając że jedynie Bell ma odpowiednie doświadczenie w budowie tego typu maszyn. Po pewnym czasie Bell (przy niemałym udziale sugestii władz), chcąc podzielić ryzyko projektu, postanowił kooperować z Boeingiem. Pentagon określił ciekawą formę wykonywania zamówień, przy kolejnych eseriach produkcyjnych firmy miały rywalizować o kontrakt. Firma która wygrała miała podjąć produkcje 60% zamówienia, natomiast druga 4%. Na tą oryginalną formułę, kooperanci zareagowali w jak najbardziej naturalny sposób, wystawili tylko jedną propozycję. W tej sytuacji zastanawiano się nad anulowaniem projektu i rozpisanie go od nowa. W końcu osiągnięto kompromis, w kwietni 1983r. w Fort Worth powstaje Bell Boeing Tiltrotor Team, który ma podjąć produkcję. Jeszcze pod koniec 1982r. kontrole nad projektem przejmuje największy perspektywiczny odbiorca USMC, w tym samym czasie upada idea stworzenia w ramach projektu samolotu walki radioelektronicznej.
Na wstępnym etapie projektowania, za podstawę wzięto wymiary samolotu oczekiwane przez USMC. Założono, że odstęp koła od krawędzi pokładu musi wynosić co najmniej 1,5m, natomiast końcówka najbardziej wysuniętej łopaty wirnika miała znaleźć się o 3,9m od nadbudówki okrętu. Dodatkowo kadłub miał mieścić jeden pojazd M151 z naczepką, a odległość między krawędzią wirnika a kadłubem miała wynosić najmniej 30cm. W tej sytuacji wielkość wirników została ograniczona do 11,58m, co oznaczało, że dwa wirniki nowej maszyny będą trzy razy mniejsze niż dwa wirniki CH-47, który ma podobny udźwig. By rozwiązać problem zastosowano łopaty o szerokiej cięciwie, zwiększało to powierzchnię nośną, jednak obniżała doskonałość aerodynamiczną, co pociągało za sobą większe zużycie paliwa podczas zawisu. Wysokość płatowca nie mogła przekraczać 5,6m, by mógł on zmieścić się w hangarze lotniskowca.
15.01.1985r. Departament Obrony nadał oznaczenie V-22 i nazwę własną Osprey (rybołów). Według oficjalnego systemu oznaczeń maszyny dla piechoty morskiej powinny otrzymać oznaczenie CV-22, a samoloty dla USA MV-22. Jednak litery „CV” należały się już lotniskowcom, dlatego postąpiono odwarknie niż nakazuje reguła (MV-22- USMC, CV-22- USAF). Ogólny układ aerodynamiczny V-22 bazowała na XV-15, kadłub otrzymał obrys niemal prostokątny, co okazało się optymalnym rozwiązaniem, gdy uwzględniono specyfikę ładunku i wymóg lądowania na lotniskowcu. Maszyna otrzymała tylną rampę ładunkową dla samochodu M151 (który wycofano na rzecz HMMWV, który nie mieści się do V-22). Wstępnie planowana zastosować silniki General Electric T64-GE-416 o mocy 3700KM, podczas gdy maszyny na wyposażeniu USAF, miały otrzymać te same silniki, ale w wersji -717 o mocy 4855KM. Jednak pod koniec 1985r. rozstrzygnięto konkurs na silnik budowany w ramach projektu „Modern Technology Demonstrator Engine”. Zwycięzcą okazał się Allison (obecnie amerykański oddział Rolls- Royce) z silnikiem T406-AD-400, o mocy 6150KM. Jednostka napędowa wyróżniała się niskim zużyciem paliwa w stosunku do oferowanej mocy, postanowiono, więc zastosować ją na V-22.
Z racji na rygorystyczne wymagania dotyczące masy maksymalnej samolotu, konstruktorzy zmuszeni byli do bardzo szerokiego zastosowania kompozytów. Tak więc z materiałów kompozytowych wykonano kadłub, skrzydła i usterzenie (wraz z ich strukturą tj. dźwigarami, czy wręgami). Z kompozytów powstała nawet przekładania w centropłacie, która umożliwiała przenoszenia napędu z jednego silnika na dwa wirniki (związane to było z wymaganiem wykonywania zawisu na jednym silniku, co było możliwe jedynie przy pracy obu wirników). W seryjnych maszynach jedynie gondole (w których wykorzystano duraluminium) oraz oczywiście silniki nie były całkowicie wykonane z materiałów kompozytowych. By zapewnić bezpieczne sterowanie maszyny zbudowanej w tak skomplikowanym układzie zastosowano aż trzy niezależne układy sterowania (fly-by-wire), a dodatkowo układ elektronicznego sterowania silnikami (FADEC). Sterowanie płatowcem odbywa się za pomocą klaplotek, zajmujących całą rozpiętość krawędzi spływu płąta, sterów kierunku i wysokości, oraz mechanizmu zmiany skoku łopat wirnika.
Szczegółowy projekt V-22 został dostarczony Departamentowi Obrony w sierpniu 1984r., jednak uznano że wymaga on poprawek i odesłano do wytwórni. Poprawioną dokumentację wysłano w litym 1985r., jednak kontrakt na budowę sześciu prototypów i czterech samolotów przedseryjnych podpisano dopiero 02.05.1986r.. Kontrakt opiewał na kwotę 1,7 mld USD. Kooperacja między wytwórniami miała dosyć luźny charakter, oba koncerny wytwarzały wybrane podzespoły, a jedynie, co jakiś czas spotykała się grupa koordynacyjna, by rozwiązywać rozbieżności. W niedługim czasie powstały trzy egzemplarze przeznaczone do prób statycznych. Roll- out pierwszego prototypu miał miejsce 23.05.1988r., ale oblot maszyny nastąpił dopiero 19.031989r.. Historyczny lot wykonali Dorman Cannon (z Bella) i Dick Balzer (z Boeinga). Przez pierwszy okres prób nie zdecydowano się na przestawianie położenia gondoli silników w trakcie lotów. Dopiero 06.09.1989r. przestawiono gondole do położenia 45 stopni, kiedy to część siły nośnej wytwarza wirnik, a część skrzydła. Na lot w trakcie, którego całą siłę nośną wytwarzały skrzydła wykonano osiem dni później. Drugi prototyp wzniósł się w powietrze 09.08.1989r., a 06.05 kolejnego roku został przebazowany lotem do ośrodka doświadczalnego Boeinga w Wilmington. Był to pierwszy tak odległy lot V-22, trasa wynosiła 2240km.
Wkrótce powstały kolejne cztery prototypy, dzięki którym konsekwentnie kontynuowano próby samolotu. Jednak w trakcie testów pojawiły się dwa znaczące problemy, czyli drgania usterzenia w trakcie lotu poziomego i zdecydowanie mniejsze od zakładanych osiągi. Maszyna miała zbyt małą prędkość i zasięg, stwierdzono że źródłem problemu są odrywaniem się strug powietrza na górnej części centropłata, oraz zawirowania powietrza wywołane przez wirnik, a silnie oddziałujące na usterzenie. Pierwszy problem rozwiązano montując dziesięć turbolizatorów w środkowej części płąta, co zwiększyło prędkość opływającego powietrza, więc i lepsze przyleganie do powierzchni. Rozwiązaniem drugiego problemu okazało się zamontowanie na skrzydłach, w niedużej odległości od gondoli silników, kierownic aerodynamicznych. Kolejnym kłopotem były problemy z układem sterowania. Między wirnikami powstaje wir powietrza, który odbija się od środkowej części skrzydła. Zdarza się, że boczny wiatr zdmuchuje te zaburzenia na jeden z wirników, co obniża jego efektywność, wtedy elektroniczny układ sterownia reguluje moc silników, by działały symetrycznie. Jednak zdarza się, że pilot także próbował korygować odchylenie. Kolejnym kłopotem ze sterowaniem było zaburzenie stateczności podłużnej podczas przechodzenia z lotu śmigłowcowego do samolotowego i odwrotnie, co spowodowane było zmianą środka parcia siły nośnej. Dodatkowo podczas takiego przejścia zmieniała się stopień odpowiedzialności sposobów sterowania. W jednej chwili za sterowanie odpowiadało odchylenie kąta łopatek wirnika a już w następnym usterzenie i lotki. Należało opracować układ sterowania zapewniający płynne przejście między rodzajami sterowania.
Od 17.03.1990r., przez ponad miesiąc trwał pierwszy etap prób eksploatacyjnych prowadzonych przez USMC, po czym następowały kolejne części testów. Najistotniejszy etap prób przeprowadzony przez Dicka Balzera (z Boeinga) i Geralda Hammesa ( z USMC), rozpoczął się 05.11 i obejmowały testy na pokładzie lotniskowca USS Wasp. W lutym 1991r. przeprowadzano próby z coraz to większym ładunkiem, zarówno wewnętrznym jak i zewnętrznym. W czerwcu katastrofie uległ piąty prototyp, załoga wyszła cało. Jednak wypadek, oraz zakończenie zimnej wojny negatywnie wpłynęło na program, na który w roku budżetowym 1992, nie przeznaczono ani dolara. Przyczyną katastrofy okazał się wadliwie działający system sterowania samolotem. 20.07.1992r. nastąpiła kolejna katastrofa, która spowodowana była rozszczelnieniem instalacji hydraulicznej, płyn dostał się do wlotu powietrza do silnika oblepiając łopatki. Doprowadziło to do pompażu i pożaru jednostki napędowej. Pożar spowodował zniszczenie wału przenoszenia napędu na prawe śmigło, które zaczęło zwalniać, przez co maszyna pochyliła się w prawo i poddarła nos do góry. Dwa sprawne prototypy zostały zawieszone w lotach na ponad rok. Komisja badająca przyczyny wypadku nakazała szereg zmian w konstrukcji gondoli silnika.
Wojna w Zatoce Perskiej, obaliła opartą na miernych podstawach (więc nie wiem po co ją wspominam i dalej rozpowszechniam) teorię F. Fukuamy o „końcu historii”. USMC nadal potrzebowała następcy starzejących się CH-46. Teraz polityka militarna USA zaczęła opierać się na zamorskich konfliktach asymetrycznych. Potrzebne były lekkie, mobilne siły zdolne zwalczać partyzantów i terrorystów. W tej sytuacji ponownie zaczął być potrzebny mobilny V-22, przekraczający zasięgiem dostępne śmigłowce. 22.10.1992r. Bell i Boeing otrzymały zamówcie na budową 4 samolotów przedseryjnych i ich próby, wart ponad 500 mln USD. Zlecono również przeprojektowanie maszyn, co miało zmniejszyć ich masę oraz cenę jednostkową. Maszyny przedseryjne otrzymały oznaczenie CV-22B (USAF) i MV-22B (USMC), pomijając literę A, którą nieformalnie przypisuje się prototypom. W tym czasie ocalał prototypy brały udział w próbach. Firmy podzieliły się udziałem w produkcji mniej więcej po równo, a ostateczny montaż samolotów przedseryjnych odbywał się w zakładach Bella.
Opis techniczny:
Skrzydło - ma obrys prostokątny, z niewielkim (6 stopniowym) skosem do przodu i wzniosem wynoszącym niemal 3 stopnie. Grubość względna skrzydła jest dosyć duża i wynosi 23%. Struktura płata składa się z dwóch dźwigarów i 18 żeber, wykonanych z grafitowo- epoksydowego kompozytu- IM-6 wyjątkiem są żebra zewnętrzne, wykonane z duraluminium). Kompozytowe klaplotki, obracają się na tytanowych węzłach mocowaniach, które wyposażone są w wysuwającą się przegrodę, likwidującą szczelinę między skrzydłem a ruchomymi elementami. Jako lotki ruchome części skrzydła wysuwają się w zakresie od 25 stopni w górę do 40 stopni w dół. Jako klapy istnieje możliwość wychylenia wspomnianych części o 72 i pół stopnia (oczywiście w dół). Przez skrzydła przechodzi wał łączący oba silniki, a cały płat mocowany jest do ruchomej „karuzeli” znajdującej się na wysokości kadłuba. Owa karuzela służy do składania skrzydeł wzdłuż kadłuba podczas bazowania na lotniskowcach.
Kadłub- konstrukcji półskorupowej. Struktura kadłuba składa się z podłużnic i wręg wykonanych z duraluminium. Pokrycie wykonane jest z arkuszy materiału kompozytowego o symbolu AS-4. Również podłoga kabiny wykonana jest z kompozytów i dodatkowo wzmocniona dla ochrony przed twardymi lądowaniami. W przedniej części kadłuba umieszczono awionikę, kabinę pilotów i wnękę przedniego podwozia. Po prawej stronie przedniej części kadłuba umieszczono wysuwaną sondę do pobierania paliwa w trakcie lotu. Za kabiną pilotów znajduje się kabina ładunkowa, w której znajduje się 12 składanych miejsc siedzących. Kabina kończy się otwierana hydraulicznie rampą której większa część opuszcza się w dół (umożliwiając wprowadzenie przez nią pojazdu), mniejsza część otwiera się do góry. Po bokach kadłuba znalazły się komory głównego podwozia, oraz gumowe zbiorniki paliwa. W końcówce kadłuba umieszczona komorę wyposażenia elektrycznego.
Usterzenie- powstałe z kompozytu węglowo- epoksydowego, z elementami strukturalnymi wykonanymi z duraluminium, ma kształt litery H. Struktura statecznika poziomego składa się z dwóch dźwigarów i trzynastu żeber. Mocowanie do kadłuba odbywa się za pomocą dwóch uchwytów wyposażonych w sworznie. Ster wysokości składa się z jednej części wychylającej się o 30 stopni w górę i 20 stopni w dół. Struktura obu stateczników pionowych składa się z dwóch dźwigarów i dziewięciu żeber. Stery kierunku wychylają się o 20 stopni w obie strony.
Podwozie- Trójgoleniowe z kółkiem przednim. Podwozie wciągane jest hydraulicznie, przednie wciąga się do tyłu, a główne do przodu. Na każdym wózku umieszczono parę kółek. Każda goleń została wyposażono w dwustopniowy amortyzator olejowo- gazowy, który wytrzymuje przyziemienie z prędkością opadania wynoszącą 3,7 m/s. Koła główne otrzymały hamulce hydrauliczne, a przednie steruje się w zakresie 70 stopni w obie strony.
Jednostka napędowa- składa się z dwóch silników Rolls Royce (dawniej Allison) AE 1107C. Oznaczenie dla silników tych nadana przez amerykańską armię to: T406-AD-400. Każdy z silników posiada 14- stopniową sprężarkę osiową, z czego pierwsze sześć stopni ma regulowane łopatki. Łączna wartość sprężu, wynosi 16,7. Silnik wyposażono w pierścieniową, chłodzoną komorę spalania, dwustopniową turbinę sprężarki i dwustopniową turbinę napędową. Normalna moc maksymalna silnika wynosi 6048KM, teoretyczna 6380KM, a dla lotu samolotowego 5070KM. Od przekładni wirnika odchodzi krótki wał, prowadzący do przekładni bocznych, służąca do synchronizacji pracy wirników. Części gondoli silnika które są podatne na nagrzewanie się wykonano ze stali i tytanu, natomiast inne z kompozytów. We wlotach powietrzach zamontowano filtry przeciwpyłowe z wirnikiem napędzanym z silnika hydraulicznego. By zmniejszyć ślad termiczny maszyny zastosowano chłodzenie gazów wylotowych.
Instalacja paliwowa- składa się z dwóch gumowych zbiorników w przednich częściach komór po bokach kadłuba (łącznie 3618 l), i jednego zbiornika w tylnej części prawej komory (1197 l). Dodatkowo w skrzydle znajduje się zbiornik o pojemność 334 l. Łączna pojemność wszystkich zbiorników została określona na 5438 l. W wersji dla USAF znajduje się dodatkowych osiem zbiorników w kesonie skrzydła, co daje łączną pojemność wynoszącą 7707 l. Dodatkowo samolot może zabrać dwa zbiorniki po 3036 l w kabinie ładunkowej.
Instalacja hydrauliczna- składa się z trzech niezależnych układów, zasilanych z trzech różnych pomp hydraulicznych (po jednej przy silnikach i trzecia w centropłacie). Pierwsze dwie instalacje odpowiadają za sterowanie, w przypadku awarii jednej z nich sprawna może przejąć wszystkie kluczowe funkcje obu. W normalnej sytuacji instalacja nr. 3 odpowiada za powodzie (wysuwanie, sterowanie, hamowanie), otwierania rampy, skłaniania wirników i skrzydeł, regulacji dysz wylotowych i innych zadań pomocniczych. W razie sytuacji awaryjnej trzecia instalacja może przejąć wszelkie najistotniejsze funkcje pierwszych dwóch.
Układ sterowania- złożony jest z dwóch niezależnych układów ręcznych i jednego automatycznego, który przejmuje kontrolę nad samolotem w razie awarii poprzednich dwóch. Układ sterowania przekazuje impulsy elektryczne do siłowników elektrycznych, i tak trzy odpowiadają za każdą a tarcz wirnika, cztery za każdą klapolotkę, trzy do steru wysokości, po jednym do obracania silników i po jednym dla każdego steru kierunku. Każdy układ ma swój niezależny procesor MilStd 1750A.
Awionika- zintegrowana za pomocą trzech szyn danych MilStd 1553B i dwóch komputerów misji AN/AYK-14(V)3. W kabinie umieszczono cztery wyświetlacze ciekłokrystaliczne o wymiarach 152x152 mm, dostarczone przez Honeywell Defense Avionics Systems. Na środku pulpitu umieszczono wyświetlacz informujący o statusie urządzeń pokładowych o wymiarach 152x203mm. Oświetlenie kabiny zostało zsynchronizowane z goglami noktowizyjnymi AN/AVS-6. V-22 został wyposażony w bezwładnościowy układ nawigacyjny Honeywell LWINS, współpracujący z małymi odbiornikami GPS. Pod nosem maszyny widoczna jest głowica optyczna obdarzona symbolem AN/AAQ-27. W głowicy tej znajduje się kamera termowizyjna o powiększeniu do 16x. W głowicy umieszczono także kamerę światła szczątkowego. Zestaw zapewniający łączność jest różny dla poszczególnych odmian. MV-22B wyposażono w dwie dwuzakresowe radiostacje UFK Rockwell Collins AN/ARC-210. Natomiast CV-22 posiada cztery zmodernizowane AN/ARC-210.
Układ samoobrony- V-22 zostały wyposażone w urządzenia ostrzegające przed opromieniowaniem AN/APR-39(V)2, oraz instalację ostrzegającą przed odpalonymi pociskami AN/AAR-47. Do obrony przed pociskami V-22 został wyposażony w dwa (czasem cztery) wyrzutniki flar i dipoli BAE Systems AN/ALE-47. W następnych transzach możliwości samoobrony mają zostać rozszerzone.
|
|
