倾转旋翼硏究机是一种在机翼翼尖上装有发动机-旋翼组件的飞机，起飞时，发动机-旋翼组件在垂直位置，像直升机那样垂直起飞，达到一定高度和速度后，发动机-旋翼组件向前转动90°成水平位置，像普通飞机那样飞行。着陆时，发动机-旋翼组件向后转动90°成垂直位置，又可以像直升机那样垂直着陆。 [1]
贝尔301于1973年6月开始设计，设计出两架研究机命名为XV-15。1977年5月第一架XV-15作了首次自由悬停飞行，1979年4月第二架XV-15以直升机的飞行方式首次飞行，1979年7月进行了从直升机飞行方式完全转换成定翼机飞行方式的首次飞行。 [2]
- 中文名
- 贝尔-301直升机
- 外文名
- Bell-301
- 研制单位
- 美国贝尔直升机公司
- 研制时间
- 1973年
- 国 家
- 美国
- 首飞时间
- 1979年4月
- 美国陆军编号
- XV-15
贝尔宙府促兆301是美国贝尔公拒颈戒嘱司研制的旋翼换向式研究机。公司编号为贝尔301，陆军编号为XV-15。
1973年5月，贝尔公司接受了美国国家航空和宇宙航行局(NASA)和陆军的一项合同姜翻润，研究和试验两架双发旋翼换向式研究机。据说，该计划已花费约2920万美元，六年计划的估计费用是四亿零五百万美元。
该计划的目的在于，证明这种旋翼换向倾转酷戏系统方案的可行性；研究飞行包线范围；评价把这种飞机用在军事和民航上的可能性。
XV-15研究机是一架这样的飞机，在帆翼翼尖装有发动机一旋翼组件，起飞时发动机-旋翼组件在垂直位置，使该机能像直升机那样垂商起飞，达到一定的高度和速度后，发动机-旋翼组件向前转动90°到水平位置，变成双发飞机构形，就像普通飞机那样飞行。着陆时，发动机-旋翼组件向后转到垂直位置，又像直升机那样垂直着陆。
1973年7月，开始这两架抹赠壳飞机的设计工作。根据转包合同，由罗克韦尔国际塔耳萨分公司制造机身和尾部装置催永姜。 [3]
第一架XV-15旋翼换向式研究机于1976年10月出厂，1977年5月进行了首次悬停试飞。但在1977年底，该机的传动系统发生故障，在35小时试验后，发动机和主减速器间的连接轴脱开。后来重新设计了该轴。1978年3月，第一架XV-15交给NASA进行风洞试验，以便为第二架XV-15确定初步的飞行包线。在风洞试验中，从直升机形式过渡到普通飞机形式，从速度185公里/小时加速到315公里/小时需12秒钟。NASA和陆军计划于1980年中，在艾姆斯研究中心，由他们的主任试飞员进行使用试验飞行。 [3]
第二架XV-15于1978年9月开始地面试验，1979年4月底以直升机形式进行了首次试飞。1979年7月2榜户提4 日，在飞行中成功地进行了首次从直升机形式转换到飞机形式的飞行，历时40分钟。这次飞行中，发动机一旋翼组件从垂直起飞位置向前转动90°，转到水平飞行位置
变成双发飞机构形的整个转动过程用了8分钟。这次转动过程是用分级的方法，通过6个倾斜位置完成的(以后是无级转动)。从1979年8月起，对第二架飞机要进行100小时的检查，以便检查后进行扩大飞行包线的试验。
贝尔公司早在五十年代就已从事旋翼换向式飞机的研究。根据1951年美国陆-空军的联合协议，由贝尔公司和美国空军研究和发展系统司合部为陆军研制了一种实验型旋翼换向式飞机XV-3(公司编号为贝尔200)。该机的形式和目前的XV-15类似。虽然XV-3的第一架失事，但用第二架继续进行了研究，到1962年共进行了100次以上从垂直位置到水平位置的整个转换。这是1973年NASA和陆军与贝尔公司签订研制和试验两架XV-15的重要基础。
在XV-3试验中，存在转换飞行过程中稳定性损失大的问题，目前达个问题在XV-15上似乎已经解决了。 [3]
贝尔公司下一步要使XV-15的巡航速度达到556公里/小时，并增大航程。为此，美国陆军与贝尔公司又签订了一项新合同，新合同包括研究复合材料桨叶，以代替XV-15目前用的金属桨叶。 [3]
XV-15的特征是具有“干”飞行能力的先进技术减速器，允许飞45分钟无需润滑。还有增稳系统和自动飞行控制系统。 [4]
每副旋翼分别由一台发动机经过一套减速装置驱动。若一台发动机发生故障不能倾转时，可通过连接两台发动机的协调轴和余度倾转机构倾转。旋翼和发动机的转速比为1：35.11。
悬臂式上单翼，上反角2°，安装角3°。1/4弦长处前掠6°30'。机翼翼型为贝尔公司的NACA64A223(修形)。全金属普通结构，具有轻金属翼肋和蜂窝板。位于每侧机翼2/3翼展外侧后缘为襟副冀，由液压作动。位于每侧机翼后缘1/3展长之内的轻合金襟翼由电驱动。没有调整片。 [4]
轻金属悬臂式结构。每侧水平安定面端部装有端板式垂尾。平尾的安装角在地面可以调节。升降舵和方向舵由液压作动。没有调整片。
液压作动三点式收放起落架。每个机轮均是双轮。主起落架向前收，前起落架向后收。采用油气减震器。前轮能自动定中心。主轮胎胎压为3.87公斤/厘米2，前轮胎胎压为3.87公斤/厘米2。装有液压盘式刹车。 [4]
两台1550轴马力莱康明LTCIK-4K涡轮轴发动机。2分钟应急功率为1800轴马力。发动机及共倾转机构安装在机翼翼尖。每边机翼里有两个油箱，总油量867升，每侧机翼上表面有加油口，滑油容量为11.4升。
正、副驾驶监列坐在驾驶舱里，有一通道到座舱。在试验阶段，为安装研究设备，座舱可容纳9人。舱门位于右侧。座舱内行加热、通风、空调设备，上面和侧面的窗口应急时可抛掉。 [4]
空气循环琢境控制系统，不增压。三套液压系统，压力210公斤/厘米2，旋翼和飞行操纵双套系统和备用的通用系统。冷气系统的压力为210公斤/厘米2，用于应急作动起落架。由两台30伏300安直流发电机供电。两个28伏13安培小时的镍镉电瓶。氧气系统压力为12．6公斤/厘米2。发动机进气道支架有防冰装置。
旋翼直径 7.62米
两副旋翼中心距 9.80米
每副旋翼桨叶数目 3片
旋翼桨叶弦长 0.36米
机翼翼展 10.72米
机长 12.83米
机高 4.67米
主轮距 2.64米 [3]
空重 4354千克
最大设计起飞重量 5897千克
最大起飞重量（短距起落）6804千克 [3]
最大平飞速度（高度 5180米） 615千米/小时
最大巡航速度（高度 4970米） 562千米/小时
经济巡航速度（高度 6100米） 371千米/小时
实用升限 8840米
（单发）4570米
悬停高度（无地效） 2635米
航程（最大燃油） 825千米 [3]
