Экспериментальный самолет Martin Marietta X-24B (США)

После окончания программки ЛКИ было принято решение видоизменять Martin Marietta X-24A в согласовании с сборкой FDL-8X, синтезированной в Лаборатории динамики полета FDL (Flight Dynamics Laboratory) ВВС США еще посреди 1960-х гг. Работы по переделке (ценой 1 млн $) провела компания Martin Marietta в 1972 т. Конструкция в целом сохранилась, но скругленный нос корпуса поменяли заостренной удлиненной фронтальной частью с плоской нижней поверхностью, имеющей треугольную форму в плане. Наибольшая ширина по задней кромке корпуса аппарата возросла с 4,19 до 5,84 м. От носовой части до задней кромки корпуса проходило маленькое крыло, образованное 2-мя треугольниками в плане: угол стреловидности по фронтальной кромке равен 78° от носовой части до 60% длины корпуса и 72° - дальше, до задней кромки корпуса. Это содействовало передвижению центра давлений вспять поближе к центру тяжести аппарата. В хвостовой части АНК, срезанной практически под прямым углом, стояли три киля с рулями направления и 10 щитков, в том числе два щитка на крыле. На заключительной стадии летных испытаний с Martin Marietta X-24B предполагалось снять центральный киль, который сначала сохранялся для обеспечения доп стойкости. Необходимо подчеркнуть, что центральный киль был внесен в конструкцию X-24A поэтому, что разрезные внутренние щитки использовались в качестве элевонов, выполняя функции рулей высоты и элеронов. На X-24B были добавлены два щитка на крыле, которые применялись в качестве элеронов, а внутренние щитки служили только рулями высоты. Потому X-24B не нуждался в центральном киле в качестве перегородки, разделяющей внутренние щитки. По конфигурации X-24B был близок к ракетоплану Dyna-Soar, представляя собой компромисс меж аэродинамическими и термодинамическими требованиями. Радиус скругления носка, плоское днище и большая стреловидность практически треугольной формы в плане обеспечивали высочайшее гиперзвуковое аэродинамическое качество и решение заморочек нагрева. Наклон боковых поверхностей корпуса также обусловился расчетными термическими нагрузками на реальный гиперзвуковой аппарат схожей конфигурации. Наклон днища носовой части корпуса упрощал балансировку при данном рабочем спектре углов атаки. Форма аппарата в плане допускала более заднюю центровку, необходимость в какой вызывалась размещением движков, топливных баков и других систем в хвостовой части корпуса. Угол клина хвоста, требуемый для обеспечения стойкости на дозвуковых режимах, был много меньше нужного при сверх- и гиперзвуковых скоростях. Это позволило сблизить верхние и нижние поверхности управления и содействовало увеличению аэродинамического свойства, сделав вероятной горизонтальную безмоторную посадку. Таковой конфигурации характерно огромное гиперзвуковое аэродинамическое качество для значимого бокового маневра и нужный спектр конфигурации свойства для выполнения захода на посадку и самой посадки без крыла и посадочных движков. X-24B, как и другие АНК, имел две главные конфигурации: дозвуковую и околозвуковую. В первом случае верхние управляющие поверхности отклонялись на 20°, а во 2-м случае - на 40° при наибольших величинах аэродинамического свойства 4,2 и 2,3 соответственно. Конструкция X-24B рассчитывалась на наибольшее число Маха немногим более М=1,5. Планер аппарата был выполнен в главном из дюралевого сплава 2014. Кабина имела сбрасываемый фонарь и катапультное кресло, обеспечивающее покидание ЛА при хоть какой скорости на хоть какой высоте. Шасси - трехопорное убирающееся, управляемая носовая стойка имела сдвоенные колеса, главные - одинарные. Выпуск шасси осуществлялся пневматической системой, уборка - вручную (носовой стойки - вперед, главных - вспять). Система управления - дублированная, бустерная с гидроприводами. Для путного управления служили рули направления на наружных килях (средний киль рулей не имеет), для продольной балансировки - четыре щитка (два верхних и два нижних) меж наружными килями, обеспечивающие также изменение конфигурации аппарата (дозвуковой и околозвуковой). На концах корпуса за наружными килями установлены элероны. Для питания электрического оборудования и устройств использовались серебряно-цинковые батареи. За время работы ЖРД (-132 сек) аппарат мог разогнаться до скорости, соответственной числу М=1,7 на высоте около 21 км. Заход на посадку начинался на высоте 6000-7000 м при угле наклона глиссады -21° и скорости 555 км/ч. Выпуск шасси выполнялся при скорости 445 км/ч, выравнивание производилось на высоте 20-30 м. В первый раз аппарат достигнул сверхзвуковой скорости (М=1,12) в марте 1974 г. В одиннадцатом полете было записанно наибольшее число М=1,76. Летные тесты X-24B проводились вместе NASA и ВВС. Программка ЛКИ включала три шага: - общая оценка АНК; - расширение режимов полета с тестами по исследованию взаимодействия частей управления; - внедрение аппарата в обеспечении других программ. 1-ые 5 полетов с дозвуковыми скоростями без включения ЖРД были выполнены в августе-октябре 1973 г. 1-ый полет с внедрением мотора состоялся 15 ноября 1973 г. На завершающем шаге ЛКИ данные, приобретенные при разработке всех АНК, обширно использовались для реализации других проектов, а именно программки сотворения многоразового корабля системы Space Shuttle. Все исследования производились, обычно, на участке планирующего полета. По отзывам летчиков, при околозвуковых скоростях (М<1,3) аэродинамические свойства АНК очень зависели от конфигурации числа М и угла атаки; малозначительное изменение угла атаки (в границах +2°) при одном и том же числе М могло резко поменять маневренность аппарата. Было выявлено существенное отличие меж данными летных испытаний и плодами продувок в АДТ. Продольная устойчивость аппарата в спектре чисел М=0,4-0,9 оказалась значительно меньше, чем предсказывалось. При возрастании числа М до 0,95 очень понижалась продуктивность рулей высоты - и оставалась приблизительно вдвое наименьшей, чем предсказывалось, прямо до М=1,6. Но если на предыдущих АНК летчик фактически терял контроль над аппаратом при скорости 370-380 км/ч, X-24B отлично управлялся даже при скорости 315-320 км/ч во время посадки. Вообщем, по «рейтингу» АНК, составленному летчиками-испытателями, Martin Marietta X-24B обладал лучшими летными и пилотажными чертами. Другие АНК размещались в порядке убывания рейтинга последующим образом; HL-10, M2-F3, X-24A. Летные свойства аппарата и мастерство пилотов оказались решающими факторами при решении вопроса о применении в составе корабля системы Space Shuttle движков для активного маневрирования при заходе на посадку. Летчики-испытатели посчитали неоправданным наличии на аппарате доп силовой установки с припасом горючего: выход в зону включения посадочных движков просит высочайшей точности при планировании, а при работающих посадочных движках процесс пилотирования только усложняется, и нагрузки на пилота значительно растут Окончательное решение по дилемме было принято в августе 1975 г., когда летчик-испытатель NASA Джон Мэнке и майор ВВС Майк Лав выполнили штатные полеты на Martin Marietta X-24B с демонстрацией прецезионной посадки на главную железобетонную ВПП авиабазы Эдвардс, приземлившись с высоты 18 км с углом планирования 24° с точностью около 1.5 м. Martin Marietta X-24B пилотировали Джон Мэнке (16 полетов), Майкл Лав (Michael V. Love, 12 полетов), Уилльям Дейна (2), Эйнар Эневолдсон (Einar К. Enevoldson, 2), Томас МакМёртри (Thomas С. McMurtry, 2) и Фрэнсис Скоби (Francis Scobee, 2). В текущее время Martin Marietta X-24B находится в общедоступной экспозиции Государственного музея ВВС США на авиабазе Райт-Паттерсон в штате Огайо. Технические свойства Martin Marietta X-24B Экипаж: 1 Длина: 11,43 м Размах: 5,84 м Высота: 3,15 м Площадь крыла: 31 м2 Вес пустого: 3538 кг (вес без ракетного горючего) Наибольший взлетный вес: 6260 кг Припас горючего: 2041 кг общий вес ракетного горючего (этиловый спирт / аква горючее и окислитель LOX) Силовая установка: 1 х Reaction Motors XLR-11-RM-13 (Thiokol) 4-камерный жидкостный ракетный движок, тяга 8000 фунтов (36 кН) Силовая установка: 2 ракетных твердотопливных ракетных мотора Bell LLRV с тягой 1,8–2,2 кН каждый Наибольшая скорость: 1608 км/ч на высоте 18288 м Наибольшая скорость: 1,52 Маха Практический потолок: 22,590 м Нагрузка на крыло: 210 кг/м2