貝爾301是美國貝爾公司根據NASA和美國陸軍的要求研製的傾轉旋翼研究機，陸軍編號為 XV-15。
傾轉旋翼硏究機是一種在機翼翼尖上裝有發動機-旋翼組件的飛機，起飛時，發動機-旋翼組件在垂直位置，像直升機那樣垂直起飛，達到一定高度和速度後，發動機-旋翼組件向前轉動90°成水平位置，像普通飛機那樣飛行。著陸時，發動機-旋翼組件向後轉動90°成垂直位置，又可以像直升機那樣垂直著陸。
貝爾301於1973年6月開始設計，設計出兩架研究機命名為XV-15。1977年5月第一架XV-15作了首次自由懸停飛行，1979年4月第二架XV-15以直升機的飛行方式首次飛行，1979年7月進行了從直升機飛行方式完全轉換成定翼機飛行方式的首次飛行。
基本介紹
- 中文名稱：貝爾-301直升機
- 英文名稱：Bell-301
- 研製時間：1973年
- 國家：美國
- 研製單位：美國貝爾直升機公司
- 首飛時間：1979年4月
- 美國陸軍編號：XV-15
研製概況,設計特點,旋翼系統,傳動系統,機翼,機身,尾翼,著陸裝置,動力裝置,座艙,系統,機載設備,性能數據,外部尺寸,重量數據,性能數據,
研製概況
貝爾301是美國貝爾公司研製的旋翼換向式研究機。公司編號為貝爾301，陸軍編號為XV-15。
1973年5月，貝爾公司接受了美國國家航空和宇宙航行局(NASA)和陸軍的一項契約，研究和試驗兩架雙發旋翼換向式研究機。據說，該計畫已花費約2920萬美元，六年計畫的估計費用是四億零五百萬美元。
這項研究計畫由NASA艾姆斯研究中心和陸軍空中機動研究發展試驗室聯合執行。隨後美國海軍也開始參加資助，計畫在兩年內提供四百萬美元。
該計畫的目的在於，證明這種旋翼換向傾轉系統方案的可行性；研究飛行包線範圍；評價把這種飛機用在軍事和民航上的可能性。
XV-15研究機是一架這樣的飛機，在帆翼翼尖裝有發動機一旋翼組件，起飛時發動機-旋翼組件在垂直位置，使該機能像直升機那樣垂商起飛，達到一定的高度和速度後，發動機-旋翼組件向前轉動90°到水平位置，變成雙發飛機構形，就像普通飛機那樣飛行。著陸時，發動機-旋翼組件向後轉到垂直位置，又像直升機那樣垂直著陸。
1973年7月，開始這兩架飛機的設計工作。根據轉包契約，由羅克韋爾國際塔耳薩分公司製造機身和尾部裝置。
第一架XV-15旋翼換向式研究機於1976年10月出廠，1977年5月進行了首次懸停試飛。但在1977年底，該機的傳動系統發生故障，在35小時試驗後，發動機和主減速器間的連線軸脫開。後來重新設計了該軸。1978年3月，第一架XV-15交給NASA進行風洞試驗，以便為第二架XV-15確定初步的飛行包線。在風洞試驗中，從直升機形式過渡到普通飛機形式，從速度185公里/小時加速到315公里/小時需12秒鐘。NASA和陸軍計畫於1980年中，在艾姆斯研究中心，由他們的主任試飛員進行使用試驗飛行。
第二架XV-15於1978年9月開始地面試驗，1979年4月底以直升機形式進行了首次試飛。1979年7月24 日，在飛行中成功地進行了首次從直升機形式轉換到飛機形式的飛行，歷時40分鐘。這次飛行中，發動機一旋翼組件從垂直起飛位置向前轉動90°，轉到水平飛行位置
變成雙發飛機構形的整個轉動過程用了8分鐘。這次轉動過程是用分級的方法，通過6個傾斜位置完成的(以後是無級轉動)。從1979年8月起，對第二架飛機要進行100小時的檢查，以便檢查後進行擴大飛行包線的試驗。
貝爾公司早在五十年代就已從事旋翼換向式飛機的研究。根據1951年美國陸-空軍的聯合協定，由貝爾公司和美國空軍研究和發展系統司合部為陸軍研製了一種實驗型旋翼換向式飛機XV-3(公司編號為貝爾200)。該機的形式和目前的XV-15類似。雖然XV-3的第一架失事，但用第二架繼續進行了研究，到1962年共進行了100次以上從垂直位置到水平位置的整個轉換。這是1973年NASA和陸軍與貝爾公司簽訂研製和試驗兩架XV-15的重要基礎。
在XV-3試驗中，存在轉換飛行過程中穩定性損失大的問題，目前達個問題在XV-15上似乎已經解決了。
貝爾公司下一步要使XV-15的巡航速度達到556公里/小時，並增大航程。為此，美國陸軍與貝爾公司又簽訂了一項新契約，新契約包括研究複合材料槳葉，以代替XV-15目前用的金屬槳葉。
設計特點
XV-15研究機是一架懸臂式上單翼飛機，充分利用了直升機垂直起落、懸停和固定翼飛機前飛速度快的優點，採用了裝在翼尖上的可轉動發動機-旋翼組件。
XV-15的特徵是具有“乾”飛行能力的先進技術減速器，允許飛45分鐘無需潤滑。還有增穩系統和自動飛行控制系統。
旋翼系統
兩副三片槳葉的旋翼，在槳葉平面內剛度大，槳葉為不鏽鋼製成的，扭轉較大，以適應直升機形式和高速飛機形式飛行。槳葉翼型是貝爾公司的NACA 6系列的修改形。槳葉通過拉-扭帶和滾柱變距軸承連線到鈦合金槳轂上。旋翼轉到前飛位置時起拉力螺旋槳作用，所以又叫旋翼/螺旋槳。
傳動系統
每副旋翼分別由一台發動機經過一套減速裝置驅動。若一台發動機發生故障不能傾轉時，可通過連線兩台發動機的協調軸和余度傾轉機構傾轉。旋翼和發動機的轉速比為1：35.11。
機翼
懸臂式上單翼，上反角2°，安裝角3°。1/4弦長處前掠6°30'。機翼翼型為貝爾公司的NACA64A223(修形)。全金屬普通結構，具有輕金屬翼肋和蜂窩板。位於每側機翼2/3翼展外側後緣為襟副冀，由液壓作動。位於每側機翼後緣1/3展長之內的輕合金襟翼由電驅動。沒有調整片。
機身
輕合金半硬殼式破損安全結構。
尾翼
輕金屬懸臂式結構。每側水平安定面端部裝有端板式垂尾。平尾的安裝角在地面可以調節。升降舵和方向舵由液壓作動。沒有調整片。
著陸裝置
液壓作動三點式收放起落架。每個機輪均是雙輪。主起落架向前收，前起落架向後收。採用油氣減震器。前輪能自動定中心。主輪胎胎壓為3.87公斤/厘米2，前輪胎胎壓為3.87公斤/厘米2。裝有液壓盤式剎車。
動力裝置
兩台1550軸馬力萊康明LTCIK-4K渦輪軸發動機。2分鐘應急功率為1800軸馬力。發動機及共傾轉機構安裝在機翼翼尖。每邊機翼里有兩個油箱，總油量867升，每側機翼上表面有加油口，滑油容量為11.4升。
座艙
正、副駕駛監列坐在駕駛艙里，有一通道到座艙。在試驗階段，為安裝研究設備，座艙可容納9人。艙門位於右側。座艙內行加熱、通風、空調設備，上面和側面的視窗應急時可拋掉。
系統
空氣循環琢境控制系統，不增壓。三套液壓系統，壓力210公斤/厘米2，旋翼和飛行操縱雙套系統和備用的通用系統。冷氣系統的壓力為210公斤/厘米2，用於應急作動起落架。由兩台30伏300安直流發電機供電。兩個28伏13安培小時的鎳鎘電瓶。氧氣系統壓力為12．6公斤/厘米2。發動機進氣道支架有防冰裝置。
機載設備
甚高頻和超高頻電台、甚高頻全向信標、著陸系統，信標指示器和測距設備，盲目飛行儀表。
性能數據
外部尺寸
旋翼直徑 7.62米
兩副旋翼中心距 9.80米
每副旋翼槳葉數目 3片
旋翼槳葉弦長 0.36米
機翼翼展 10.72米
機長 12.83米
機高 4.67米
主輪距 2.64米
重量數據
空重 4354千克
最大設計起飛重量 5897千克
最大起飛重量（短距起落）6804千克
性能數據
最大平飛速度（高度 5180米） 615千米/小時
最大巡航速度（高度 4970米） 562千米/小時
經濟巡航速度（高度 6100米） 371千米/小時
實用升限 8840米
（單發）4570米
懸停高度（無地效） 2635米
航程（最大燃油） 825千米
