Экспериментальный самолет Northrop N9M
Военных также познакомили с проектом большого «летающего крыла» - бомбардировщика с обозначением NS-9A.
Впервые проект NS-9A был передан ВВС США 27 мая 1941 года для участия в конкурсе на постройку тяжелого бомбардировщика. Помимо Northгор Aircraft Inc. свои предложения выдвинули фирмы Consolidated Aircraft Corp. и Boeing Airplane Co. Участникам конкурса, открытого 11 апреля 1941 года, предстояло спроектировать самолет с максимальной дальностью полета 19300 км на высоте 7620 м со скоростью 443 км/ч, максимальной скоростью на большой высоте 724 км/ч, потолком 13716 м и радиусом действия не менее 6000 км с бомбовой нагрузкой 4540 кг.
Поначалу проект бомбардировщика NS-9A фирмы Northrop, имеющего весьма посредственные характеристики, не вызвал интереса у военных. Максимальная расчетная дальность полета NS-9A составляла всего 12960 км с нагрузкой в 1000 кг, крейсерская скорость - 405 км/ч, практический потолок - 12192 м, а максимальная бомбовая нагрузка не превышала 4540 кг. Теперь же, после знакомства с Northrop Model 1, военные воочию убедились в больших потенциальных возможности летательных аппаратов типа «летающее крыло» по сравнению с самолетами традиционной схемы. Получив заверения Northrop в улучшении характеристик самолета-крыла, генерал Арнольд разрешил Northrop Aircraft Inc. участвовать в конкурсе, объявленном ВВС США.
30 октября 1941 года ВВС подписали с Нортропом контракт на постройку четырех пилотируемых летающих моделей бомбардировщика в масштабе 1:3, 22 ноября появился контракт на постройку одного опытного образца бомбардировщика под обозначением ХВ-35, а 2 января 1942 года был заказан второй опытный образец ХВ-35. Согласно подписанному соглашению первый образец бомбардировщика фирма должна была передать на испытания в ноябре 1943 года, а второй - в апреле 1944 года. Подписанные контракты означали официальное признание перспективности работ Джона Нортропа, но главное - у фирмы появились средства на их продолжение.
Летающие модели бомбардировщика, получившие внутрифирменное обозначение N-9M, имели смешанную конструкцию из древесины и металла. Каркас центральной секции самолета-крыла был сварен из металлических труб, кроме этого на моделях N-9MA и N-9MB из листового металла выполнялись профилированные щели на концах крыла, выполнявшие функции предкрылков и предотвращавшие срыв потока на концах крыла, типичный для стреловидных крыльев большого удлинения. Три модели из заказанных четырех оснащались парой 6-цилиндровых моторов воздушного охлаждения мощностью 260 л. с.
Двигатели, расположенные внутри крыла, соединялись с двухлопастными воздушными винтами с помощью длинных валов и гидравлических муфт сцепления. Воздух для охлаждения двигателей поступал через прямоугольные воздухозаборники, расположенные в передней части крыла. На четвертой модели вместо 260-сильных моторов были установлены шестицилиндровые двигатели мощностью по 300 л. с.; это было сделано для использования модели в качестве учебного самолета с экипажем из двух человек - на нем планировалось знакомить будущих летчиков ХВ-35 с особенностями пилотирования «летающего крыла».
N-9M имел трехстоечное убирающиеся шасси с носовым колесом. В хвостовой части имелась дополнительная опора с небольшим колесом-пневматиком, которая ограничивала угол атаки аппарата на взлете, предотвращая тем самым касание толкающих воздушных винтов поверхности ВПП.
Первый полет N-9M-1 состоялся 27 декабря 1942 года. Машину пилотировал летчик-испытатель Джон Меерс. Самолет оторвался от земли на скорости 113 - 120 км/ч. В горизонтальном полете курсовая устойчивость оказалась недостаточной. При попадании в зоны турбулентности или при резких порывах ветра N-9М совершал четыре-пять колебаний прежде чем пилоту удавалось вернуться на прежний курс. Этим, пожалуй, и ограничивался список недостатков летных качеств самолета. Остальные замечания касались перегрева двигателей и их частых отказов. Кроме всего прочего, «летающее крыло» поражало летчиков своей маневренностью.
19 мая 1943 года в 49-м полете первый опытный образец N-9M-1 разбился, при этом летчик Макс Констант погиб. К этому времени самолет налетал около 30 часов. Роковой полет был плановым. Летчик удалился от ВПП на достаточно большое расстояние, выйдя из поля зрения наблюдателей. Поэтому никто не видел падения самолета. Положение обломков на земле косвенно указывало на то, что N-9M или вошел в штопор, или беспорядочно кувыркался перед встречей с землей.
Возможность полной потери управляемости «летающего крыла», безусловно, рассматривалась конструкторами. Самолет, не имеющий фюзеляжа и стабилизатора, мог легко вращаться вокруг поперечной оси, но только при предельно задней центровке. В полетах часто экспериментировали с расположением центра тяжести и, возможно, летчик настолько высоко поднял носовую часть при задней центровке, что N-9M остановился, перевернулся и начал лететь «хвостом» вперед. Теоретически такой маневр был возможен. При таком положении крыла и почти нулевой скорости эффективность рулей на задней кромке резко падала и самолет терял управление. Некоторые, предполагали, что в этот момент аэродинамические силы на рулях были такими, что штурвал управления ударил пилота.
Так или иначе, первый экземпляр самолета-крыла разбился. Последовавшие за катастрофой проверки самолета в аэродинамической трубе показали, что N-9M вполне управляем на больших углах атаки и его можно вывести из штопора, хотя при этом летчику необходимо действовать рулями нестандартно. Размещение противоштопорных парашютов, которыми, как оказалось, был оснащен аппарат, было признано неправильным и малоэффективным.
Модель N-9M исследовалась на опрокидывание. Поведение модели зависело от положения центра тяжести относительно элевона и скорости полета. Самолет мог выйти из маневра или продолжать кувыркаться. Но в нормальном горизонтальном полете N-9M опрокинуться не мог. Вероятно, в катастрофе были виновны какие-то внешние факторы, например, внезапный порыв ветра.
Последующие полеты трех самолетов не выявили существенных проблем. Все опасные маневры, включая остановку в воздухе при взятом на себя штурвале, скольжение на хвост и штопор - при предельно задней центровке были выполнены успешно. Возможное возникновение обратной реакции рулей и вероятные травмы летчика исключили установкой специального механизма, отталкивающего от летчика колонку управления в опасных моментах.
На следующей модификации самолета-модели N-9MB была установлена необратимая бустерная система управления. Возможность опрокидывания или потери управляемости при внезапном порыве ветра для создаваемого 100-тонного бомбардировщика, аэродинамическим прототипом которого являлся N-9M, посчитали фантастической ввиду большой инерции, которая будет гасить все короткопериодические колебания.
Самолет N-9MB построен фирмой Нортроп в качестве масштабного самолета-прототипа бомбардировщика ХВ-35. Силовая установка состояла из двух поршневых двигателей, установленных во внутреннем объеме крыла.
Валы двигателей через гидравлические муфты постоянной частоты вращения соединялись с двухлопастными воздушными винтами. На передней кромке крыла находятся воздухозаборники тракта охлаждения двигателей; несколько ниже их располагаются маслорадиаторы. Емкость двух внутренних топливных баков составляла около 300 л. В дальнейшем - при установке демпфера рыскания - один топливный бак пришлось демонтировать, что привело к уменьшению запаса топлива до 150 л.
Аэродинамические органы управления располагались на задней кромке крыла. Для управления по крену и тангажу использовались элевоны, соединяющие в себе функции руля высоты и элеронов. При повороте штурвала управления они отклонялись дифференциально, а при отклонении его на себя или от себя - одновременно.
Для управления по курсу использовались раскрывающиеся балансировочные закрылки-тормоза. При нажатии на одну педаль происходило раскрытие закрылка, что вызывало торможение воздушного потока на соответствующей половине крыла и, соответственно, поворот. При одновременном нажатии на обе педали закрылки-тормоза раскрывались одновременно, работая как обычный воздушный тормоз. Привод управления раскрытием закрылка электрический, закрылок мог также использоваться; в качестве триммера тангажа.
Система управления - бустерная, необратимая. На концах крыла имелись нормально закрытые профилированные щели, открывающиеся с приближением самолета к критической минимальной скорости, что предотвращало срыв потока на концах крыла.
Шасси самолета убирающееся, трехопорное, с носовым колесом. Носовое колесо неуправляемое. Для поворота самолета во время руления по земле летчики давали «газ» одному из двигателей и (или) подтормаживали одно из основных колес шасси. При уборке носовой стойки в нишу последняя закрывалась створкой. Ниши основных стоек не закрывались. В хвостовой части было установлено убирающееся дополнительное колесо, предназначенное для предотвращения опрокидывания самолета и предохранения винтов от повреждения во время взлета и посадки.
Доступ летчика в кабину - через открывающийся каплевидный фонарь, оснащенный устройством аварийного сброса. Кабина экипажа небольшая и, по отзывам летчиков, довольно тесная. Кресло и педали управления нерегулируемые. Колонка управления была довольно громоздкой - по мнению летчиков, обычная ручка управления была бы более удобной.
Гидравлические муфты, через которые вращающий момент от двигателей передавался на воздушные винты, позволяли отключать пропеллеры в полете без выключения двигателей.
Последний экземпляр N-9MB взлетел 21 сентября 1943 года. В общей сложности программа испытаний самолетов продолжалась в течение трех лет и дала массу полезной информации как по особенностям пилотирования «летающих крыльев», так и по наиболее узким местам в их конструкции.
Летно-технические характеристики N9M:
Размах крыльев, м 18,29
Длина, м: 5,45;
Высота, м: 2,01;
Площадь крыла, м2: 45,57;
Масса, кг: пустого самолета - 1769, нормальная взлетная - 2872, максимальная взлетная – 3178;
Двигатель: 2 х ПД Franklin XO-540-7;
Тяга, кН: 2 х 300;
Максимальная скорость, км/ч: 414;
Крейсерская скорость, км/ч: 191;
Практическая дальность, км: 805;
Практический потолок, м: 6553;
Экипаж, чел.: 1
