Экспериментальный самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird разрабатывался фирмой «Lockheed» в соответствии с требованиями армии США к вертикально взлетающему самолету для разведки и поиска цели. В 1959 г. фирма «Lockheed» представила проект самолета Lockheed 330 «Hummingbird», разработанный как единая система электронного оборудования и планера, в которой вертикальная сила тяги создается с помощью реактивных эжекторов. В марте 1960 г. армия выдала фирме заказ на постройку и лётные испытания двух экспериментальных самолетов Lockheed VZ-10. Целью исследований являлось определение характеристик и перспективных возможностей самолета с реактивной эжекторной системой. Предполагалось, что в дальнейшем экспериментальный СВВП Lockheed VZ-10 станет основой для создания серийного самолета.

В ходе разработки программы самолёта «Hummingbird» был изготовлен ряд масштабных моделей с эжекторной установкой, которые еще в 1959 г. испытывались в аэродинамической трубе. Испытания подтвердили основные расчетные данные, после чего был построен экспериментальный летающий стенд с двумя ТРД Фэрчайлд J44 со статической тягой по 450 кг, которые с эжекторной системой развивали общую тягу И 80 кг; стенд был снабжен системой струйного управления, в которой сжатый воздух к соплам подавался с земли по шлангам. После замены двигателей на более мощные ТРД Континентал J69 были проведены испытания всей системы с подачей сжатого воздуха от компрессоров ТРД. Летающий стенд успешно проходил испытания в течение двух лет. Фирма должна была закончить постройку обоих самолетов и провести их летные испытания в 1962-1963 гг.

В июле 1961 г. фирма Lockheed приступила к постройке первого экспериментального самолета Lockheed VZ-10 «Hummingbird», в апреле 1962 г. самолёт был построен и получил новое обозначение Lockheed XV-4 Hummingbird. Первый обычный взлет с разбегом был совершен 7 июля 1962 г., а первый полет на режиме висения 30 ноября 1962 г. (летчик-испытатель Глен Грей).

Армия США совместно с фирмой «Lockheed» предполагала провести серию испытаний с целью изучения летных качеств, конструкции и маневренности СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird, а также возможности применения эжекторной системы для скоростного вертикально взлетающего самолета, который мог быть создан на базе самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird. Основными проблемами разработки самолета Lockheed XV-4 Hummingbird являлась доводка эжекторной системы, требовавшая совершенствования конфигурации каналов и щелей, а также программирования управления заслонками на режиме перехода.

Программа летных испытаний продолжалась успешно в 1963 г. и начале 1964 г., но 10 июня 1964 г. самолёт Lockheed XV-4 Hummingbird потерпел катастрофу. В полете на высоте 915 м при переходе на режим висения произошла потеря управляемости из-за разрушения одного из трубопроводов струйного управления тангажом. Самолет был разрушен, летчик погиб. Разработка была приостановлена, было предложено модифицировать второй самолет.

Испытания показали, что эжекторная система, отличаясь большой сложностью конструкции, обеспечивала увеличение тяги установленных ТРД не на 40%, как ожидалось по расчетам, а только на 25%. Была предпринята существенная модернизация эжекторной системы и ее испытания на втором самолёте. Однако результаты испытаний не подтвердили ожидаемых улучшений, поэтому было принято решение отказаться от использования эжекторной системы и начать разработку новой модификации Lockheed XV-4 Hummingbird с комбинированной силовой установкой из подъемно-маршевых и подъемных ТРД. Общая стоимость работ по программе Lockheed XV-4 Hummingbird составила 54 млн. долл.

СВВП Lockheed XV-4 Hummingbird представляет собой моноплан с двумя ТРД, снабженными эжекторами, и трехопорным шасси. Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа. В кабине установлены рядом два катапультных кресла Дуглас «Эскапак 1D», позволяющих экипажу катапультироваться на стоянке и при скорости до 1100 км/ч. Крыло среднерасположенное прямое, трапециевидной формы в плане, разрезное, снабжено закрылками и элеронами. Оперение Т-образное, стабилизатор неразрезной, установлен на киле. Шасси трехопорное, с двухпозиционной носовой опорой, которая может принимать два положения, изменяя продольный наклон самолета.

Силовая установка состоит из двух ТРД Pratt & Whitney JT12A с взлетной тягой по 1495 кгс, установленных в гондолах в корневой части крыла. В горизонтальном полете выхлопные газы двигателей вытекают через сопла в хвостовой части гондолы, создавая тягу. При вертикальном взлете, посадке или висении поток газов с помощью поворотных заслонок направляется через короткие изогнутые каналы в центральный воздушный канал эжекторной системы в верхней части фюзеляжа, разделенной продольной перегородкой.

Из него поток распределяется по поперечным каналам с щелевыми соплами на конце. Каждый двигатель связан с определенной группой сопел с каждой стороны (через одно) во избежание нарушения балансировки при выходе из строя одного из двигателей. Сопла сообщаются со смесительными эжекторными камерами, которые закрываются створками в центральной, верхней и нижней части фюзеляжа. На вертикальных режимах полета створки открыты, пропуская поток воздуха в смесительные камеры через направляющие решетки. Вытекающие из сопел газы эжектируют большую массу воздуха и, смешиваясь с ним, вытекают вниз через направляющие решетки и щели в нижней части фюзеляжа.

Запас топлива размещается в трех топливных баках емкостью 985 л, расположенных под центральным воздушным каналом. Система регулирования подачи топлива для обеспечения нужной центровки самолета автоматизирована.

Система управления включает аэродинамические поверхности управления в горизонтальном полете и систему струйного управления на вертикальных режимах полета. Продольное управление на вертикальном режиме полета осуществляется дифференциальным изменением тяги сопел, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа, а поперечное - дифференциальным изменением тяги сопел, имеющихся на концах крыла; путевое управление осуществляется поворотом сопел продольного управления, которые обычно направлены вниз. На взлетном режиме максимальная сила тяги сопел продольного управления достигает - 125 кг. Подаваемый в сопла сжатый воздух отбирается от компрессоров ТРД.

Отмечалась хорошая управляемость Lockheed XV-4 Hummingbird на режиме висения: эффективность продольного и поперечного управления превышала требования к вертолетам MIL Н-8501. Путевое управление обладало меньшей эффективностью. Вертикальный взлет выполняется следующим образом. При стоянке самолета на земле сопла эжекторов наклонены назад под углом 12°, поэтому летчик выдвигает двухпозиционную стойку носовой опоры шасси, при этом продольный наклон фюзеляжа самолета увеличивается на 12°, а эжекторы занимают вертикальное положение. Самолет взлетает вертикально, когда тяга, создаваемая эжекторами, превышает его вес.

Для перехода в горизонтальный полет продольный наклон самолета изменяется на пикирование, при этом возникает горизонтальная составляющая тяги эжекторов. При скорости полета около 150 км/ч один из двигателей переключается на создание горизонтальной тяги; летчик увеличивает угол продольного наклона самолета на кабрирование, чтобы увеличить угол атаки крыла и обеспечить создание крылом подъемной силы, которая при скорости полета 200-210 км/ч полностью уравновешивает вес самолета. После этого второй двигатель также переключается на создание горизонтальной тяги или отключается (для полета с крейсерской скоростью). Створки эжекторной системы закрываются, и процесс перехода в горизонтальный полет считается законченным.

Переход из горизонтального режима полета к вертикальному снижению на посадку осуществляется путем направления потока газов ТРД вниз через эжекторы на режиме малого газа. С уменьшением горизонтальной скорости тяга ТРД увеличивается, и вытекающие из них газы направляются в эжекторную систему. Для сокращения времени перехода при скорости полета меньше 110 км/ч угол атаки крыла может быть увеличен выше критического. При уменьшении горизонтальной скорости до нуля продольный наклон уменьшается, и самолет совершает вертикальную посадку. На высоте 6 м ощущалось влияние «воздушной подушки», которое возрастало с уменьшением высоты.

Оборудование. На экспериментальном самолете Lockheed XV-4 Hummingbird было установлено испытательное оборудование общей массой 136 кг в носовом и хвостовом отсеках. Серийные самолеты предполагалось оснастить съемным контейнером с разведывательным оборудованием под фюзеляжем и радиолокатором большой дальности с широким углом обзора для картографической съемки с высоты 12 км, который позволял бы вести съемку территории, не находясь непосредственно над ней. Специальные датчики должны измерять радиоактивность воздуха.

Характеристики самолёта Lockheed XV-4 Hummingbird
Размеры:
размах крыла 7,8 м
длина 9,95 м
площадь крыла 9,7 м
Двигатели 2 ТРД Pratt & Whitney JT12A
взлетная тяга 2x1495 кгс
Массы и нагрузки:
взлетная масса 3270 кг
пустого самолета 2265 кг
Летные данные (расчетные для серийного СВВП):
максимальная скорость 1065 км/ч
крейсерская скорость 835 км/ч
практический потолок 12 200 м
радиус действия на высоте 12 км с контейнером с разведывательным оборудованием массой 272 кг 630 км
перегоночная дальность 960 км