Экспериментальный самолёт Rockwell-MBB X-31A (США)

Экспериментальный самолёт X-31A был разработан вместе американской компанией «Rockwell» и германской «Messerschmitt-Bolkow-Blohm» (MBB). Это — 1-ый из экспериментальных самолётов американской серии «X», сделанный в итоге совместной программки с ролью другой страны. Он предназначен для исследования технических средств, обеспечивающих ведение близкого маневренного воздушного боя с выходом на закритические углы атаки. Мысль использования закритических углов атаки для увеличения маневренности истребителей — сверхманевренности была в первый раз за рубежом выдвинута компанией MBB, которая приступила к работам в этом направлении в 1977 году. Базирована эта мысль на предсказуемом нраве воздушного боя многообещающих истребителей.

Считается, что воздушный бой должен начинаться на огромных и средних дистанциях за пределами зрительной видимости самолёта противника. При непоражении противоборствующих самолётов на далекой дистанции воздушный бой, обычно, стремительно перебегает в ближний, который в связи с возникновением всеракурсных ракет воздушного боя с инфракрасной головкой самонаведения должен характеризоваться завышенной (по сопоставлению с прошедшим боевым опытом) толикой атак с фронтальной полусферы. Для выживания самолёта в этих критериях требуется способность делать энергичные маневры с высочайшими угловыми скоростями и малыми радиусами разворотов, также вести воздушную стрельбу «навскидку» с независящим управлением траекторией и угловой ориентацией самолёта и возможностью краткосрочного выхода на закритические углы атаки.

В 1983 г. компания «MBB» предложила ВВС ФРГ включить требование «сверхманевренности» при составлении ТЗ на создание многообещающего истребителя EFA и использовать для этого систему управления вектором тяги, но не достигнула реализации собственного предложения из-за его очень высочайшей цены и неисследованности вопроса. В том же году компания «Rockwell» по согласованию с «MBB» приступила к самостоятельным исследованиям экспериментального самолета SNAKE (Энергетическое обеспечение сверхбольших углов атаки). В ноябре 1984 года управление многообещающих исследовательских работ МО США DARPA заключило с компанией «Rockwell» договор на исследование вида такового самолета, при этом «MBB» выступила субподрядчиком. В сентябре 1986 года был заключен договор на предварительное проектирование по программке EFM (Enhanced fighter manoeuverability — завышенная маневренность истребителя) экспериментального самолета, получившего в феврале 1987 года обозначение X-31A.

В согласовании с межправительственным соглашением, подписанным в июне 1986 года, работы конторы «Rockwell» финансировались управлением DARPA через командование авиационных систем ВМС США, а работы конторы «MBB» — министерством обороны ФРГ. Сначала ожидалось, что общие расходы по программке составят около 75 млн. баксов, из которых США оплатят 80%, но по оценкам 1990 г. расходы США должны были достигнуть 135 млн. долл., а ФРГ — 59 млн. долл. Компания.«Рокуэлл» выступила в роли главного подрядчика и производила общее управление работами, также отвечала за аэро сборку самолета, разработку и изготовка фюзеляжа, ПГО, вертикального оперения и подсистем. Компания «MBB» отвечала за проектирование и изготовка крыла и дефлекторов тяги мотора, также за разработку законов управления самолетом.

С целью понижения цены самолёта и сроков его разработки использована упрощённая геометрия самолёта, обеспечивающая уменьшение числа деталей и упрощение технологии производства самолёта; применены завышенные припасы прочности, обеспечивающие уменьшение объема доводочных испытаний (к примеру, расчетный припас по высокоскоростному напору флаттера был увеличен при проектировании с обыденных 32% до 44%, что избавило необходимость в проведении дорогостоящих испытаний флаттерной модели); употребляются 603 элемента от имеющихся самолетов, общая масса которых составляет 43% от массы пустого самолета X-31A.

Схема X-31A базирована на проекте конторы «МВВ», предложенном по программке истребителя EFA. Вид X-31A обусловили требования маневрирования на закритических углах атаки, понижения по крутой линии движения (для исследования посадки многообещающих самолетов на палубу авианосца), усовершенствованной маневренности на докритических режимах, независящего (от траекторного движения) ориентирования фюзеляжа, усовершенствованных черт торможения в полете и маневрирования с отрицательными перегрузками.

Самолёт X-31A построен по схеме «утка» с цельноповоротным среднерасположенным ПГО и низкорасположенным крылом двойной стреловидности. Толика (по массе) материалов в конструкции самолета составляет; дюралевые сплавы — 51%, эпоксидный углепластик - 17%, сталь — 5%, титановые сплавы — 5%, алюминиево-литиевый сплав - 4%, материал типа углерод-углерод — около 2%. Расчетный ресурс самолёта составлял 300 часов.

Крыло имеет дюралевую силовую конструкцию (15 лонжеронов — фронтальный стреловидный, другие прямые — и четыре нервюры на каждой консоли) и обшивку из эпоксидного углепластика. Удлинение крыла — 2,5, стреловидность по фронтальной кромке внутренней части крыла - 56,6 наружной части — 45', средняя относительная толщина профиля: 5,5% (в корневом сечении 7,0%; внутренней части крыла 5%; наружной части, утолщенной для размещения приводов отклоняемых носков, 5,75%). Двухсекционные отклоняемые носки, занимающие около 2/3 размаха крыла, и двухсекционные элевоны также с углеволоконной обшивкой, при этом элевоны имеют сотовый заполнитель на всю толщину. Носки отклоняются автоматом зависимо от угла атаки и числа М. Кривизна крыла возрастает при маневрировании на дозвуковых скоростях за счет отличия вниз носков и элевонов и уменьшается в сверхзвуковом полете за счет отличия ввысь элевонов. Приводы носка крыла взяты от самолета F/A-18, элевонов — от конвертоплана V-22.

ПГО имеет размах 2,64 м, площадь 2,19 м, стреловидность по фронтальной кромке 45°, симметричный профиль с относительной шириной 5% и может отклоняться в спектре от +20° до -70°, выполнено с обшивкой из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем. Шарнирный узел поворота консолей ПГО был взят от бомбовоза «Рокуэлл» В-1B, где он употребляется для крепления поверхностей системы угнетения упругих колебаний фюзеляжа.

Фюзеляж самолёта X-31A — типа полумонокок с 4 главными продольными опорами и 11 усиленными шпангоутами; 9 шпангоутов получены фрезерованием из цельных дюралевых заготовок, 2 других шпангоута составные. Для уменьшения трансзвукового сопротивления верхняя центральная секция фюзеляжа в согласовании с правилом площадей скошена вниз в направлении от кабины к килю, в то же время для понижения производственных трат большая часть этой секции имеет неизменное поперечное сечение с схожими упрессованными вспомогательными шпангоутами. Стапель для сборки фюзеляжа был упрощен, фюзеляжные шпангоуты при всем этом использовались как элементы стапеля.

Большая часть обшивки фронтальной секции фюзеляжа трехслойная, из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем, боковая обшивка центральной части фюзеляжа выполнена из алюминиево-литиевого сплава, обшивка хвостовой части — из титанового сплава. Кабина одноместная, герметичная, лобовое стекло и фонарь кабины, катапультируемое кресло, также значимая часть кабинного оборудования взяты от самолета F/A-18. По краям хвостовой части фюзеляжа установлены воздушные тормоза, под носовой частью фюзеляжа — штанга ПВД. Киль пятилонжеронной конструкции с дюралевыми лонжеронами и обшивкой из эпоксидного углепластика; стреловидность по фронтальной кромке 50". Шасси трехопорное, с одноколесными стойками. Употребляются стойки от самолета F-16, главные колеса и тормоза от административного самолета «Сайтейшн» III, пневматики главных колес от штурмовика A-7D, носовой пневматик от F-16. Колея шасси составляет 2,25 м, база — 3,54 м. На обоих самолётах X-31A имелся противоштопорный парашют.

Двухконтурный форсированный ТРД General Electric F404-GE-400, примененный в первый раз на истребителе F/A-18D, установлен в хвостовой части фюзеляжа. Система управления движком — цифровая с полной ответственностью (FADEC). За кабиной летчика размещены вспомогательная силовая установка от самолета F-16 и аварийная система воздушного пуска мотора от самолета F-20.

Воздухозаборник — подфюзеляжный прямоугольный, с отклоняемой на 26° нижней панелью. Верхняя панель воздухопоглотителя служит отсекателем фюзеляжного пограничного слоя, который направляется в систему кондиционирования, а излишек воздуха выбрасывается через отверстия по краям фюзеляжа над носком крыла. Стены воздухопоглотителя имеют трехслойную конструкцию с обшивкой из углепластика и сотовым заполнителем. Предусмотрена возможность установки до 40 сенсоров давления для исследования потока на входе в воздухозаборник на огромных углах атаки.

С целью экономии средств, на самолётах X-31A была использована облегченная схема отличия вектора тяги мотора с внедрением 3-х поворотных дефлекторов либо периферийных газовых рулей, установленных за соплом мотора по его периметру. Эта система была разработана на базе дефлекторной системы управления рысканием, прошедшей тесты на измененном самолете F-14. Периферийные рули выполнены из материала углерод-углерод с теплозащитным покрытием и имеют железные вкладыши для цапф приводов. Они крепятся к фюзеляжу при помощи титановых фитингов. При комбинированном отклонении дефлекторов может быть отклонение струи выходящих газов в любом направлении на угол до 10" относительно продольной оси самолета с обеспечением поперечной составляющей силы тяги до 17% от полной силы тяги. Отклонение вектора тяги употребляется для управления тангажом и рысканием самолета на малых скоростях, может быть также и симметричное отклонение газовых рулей как воздушных тормозов для резвого торможения самолета.

Горючее располагается в одном баке в центральной части фюзеляжа, обеспечено питание топливом мотора в большенном спектре углов тангажа: имеются два бачка отрицательных перегрузок и топливный аккумулятор для нулевой перегрузки. Системы дозаправки в полете не предвидено.

Система управления полетом — цифровая электродистанционная, с центральной ручкой управления, от самолёта F/A-18; вычислители системы взяты от экспериментального самолета НТТВ. Самолёт X-31A очень статически неустойчив. Требованиями предусматривалось обеспечение полной маневренности самолёта и отсутствие тенденции к сваливанию при работающем движке на углах атаки до 70°. Поставлено также требование вывода самолёта из критичных режимов при помощи только аэродинамических органов управления при отказе мотора либо поворотных дефлекторов тяги. Главным аэродинамическим органом продольного управления являются элевоны. ПГО также употребляется для продольного управления и балансировки самолёта вместе с элевонами и служит сначала для вывода самолета на неопасные углы тангажа; оно может также обеспечивать конкретное управление подъемной силой и повышение подъемной силы.

В отсеке за кабиной летчика установлена система кондиционирования от самолета F-5E. Генераторы системы электроснабжения были взяты от самолета F/A-18. Связное оборудование ДМВ-диапазона. Контрольно-измерительное оборудование расположено в носовой части фюзеляжа. Имеются аварийные гидравлическая и электронная системы для обеспечения работы системы управления полетом, также аварийный источник энергии для пуска мотора. В кабине установлен индикатор на лобовом стекле, на котором отображается символика, предупреждающая утрату лётчиком ориентировки при выполнении необычных маневров.

В процессе разработки X-31A были проведены тесты бессчетных моделей в аэродинамических трубах, также 25 тыщ сеансов моделирования пилотажных черт самолёта. В итоге было выстроено два самолета X-31A. 1-ый полёт первого самолёта состоялся 11 октября 1990 года, второго — в 1991 году. Лётные тесты должны были продлиться до середины 1992 года. В процессе испытаний планировалось выполнить 400 полетов, из них 80 в обыкновенной области режимов полета (на докритических углах атаки) и 200 на закритических режимах, также 120 с имитацией воздушного боя. Осенью 1992 года в процессе испытаний самолёт X-31A достигнул угла атаки 70".

X-31A удачно выполнил один из главных маневров, для совершения которого он был предназначен. На огромных углах атаки с внедрением 3-х дефлекторов отличия тяга самолёт выполнил разворот на 180° с радиусом, существенно наименьшим, чем при обычном развороте с наклоном. Этот разворот именуется маневром Хербста — в честь В.Хербста, бывшего технического директора конторы «МВВ», приверженца использования закритического маневрирования в воздушном бою. Маневр начался на высоте 6000 м при скорости 371 км/ч, самолёт стремительно затормозился с повышением угла атаки до 70°. Прямо за этим летчик отклонил дефлекторы для выполнения резвого наклона с конфигурацией направления полета самолёта на оборотное, после этого самолёт вновь набрал скорость. Этот маневр был повторен несколькими летчиками пару раз.

По словам представителей ВВС США. время разворота X-31A на сверхкритическом режиме меньше на 30% по сопоставлению с обыденным разворотом с большой перегрузкой. Оценка боевой продуктивности X-31A в бессчетных исследовательских поединках с самолетом F-18 «дала примечательные результаты». Эта оценка была ориентирована на исследование продуктивности закритического маневрирования. В процессе совместного маневрирования были исследованы и освоены три главных боевых маневра: резкое изменение тангажа, разворот с выходом на закритические углы атаки и маневр атаки вертолета. В последнем случае, по словам летчика, «сопровождение цели продольной линией фюзеляжа по рысканию достигалось хорошо».

До октября 1993 года самолёт летал лишь на дозвуке. 24 ноября 1993 г. X-31A сделал собственный 1-ый сверхзвуковой полет, достигнув числа М=1,11 на высоте 11 430 м. Скоро после чего система управления полетом была перепрограммирована таким образом, чтоб вопроизвести аэродинамику полета без вертикального оперения при М=1,3 и использовать отклонение вектора тяги для управления в «квазибесхвостовой конфигурации». В 1994 году тесты X-31A предугадывали полеты с постепенным уменьшением толики вертикального оперения в процессе пилотирования самолёта для оценки его маневренности вообщем без роли вертикального оперения. Уменьшение площади вертикального оперения самолета-истребителя обещало сделать лучше боевую продуктивность самолета благодаря понижению его лобового сопротивления, массы и радиолокационной заметности.

В 1994 году создатели X-31A получили премию Южноамериканского института аэронавтики и космонавтики за необычную концепцию самолета, приведшую к достижению прорыва в летно-технических свойствах. В январе 1995 года, после окончания полного цикла испытаний и исследовательских работ, для которых создавался X-31A, финансирование программки было свернуто. А 19 января один из 2-ух самолётов был потерян. После оледенения приемного отверстия штанги ПВД ЭДСУ самолёта стала генерировать некорректные сигналы управления, что привело к потере контроля над самолётом. Летчик был обязан катапультироваться. В мае такого же года уцелевший X-31A демонстрировался на авиационной выставке в Ле-Бурже.

Единственный сохранившийся экземпляр X-31A простоял на консервации четыре года, но потом он был вновь восстановлен до лётнопригодного состояния из-за появления энтузиазма к этой, непременно, незаурядной машине в связи с новым интернациональным проектом. Сначала 1999 г. представители компании «Даймлер-Венц Аэроспейс / DACA» (Германия) заявляли, что высокоманевренный экспериментальный самолет X-31A будет применен в интересах исследовательской программки ВЕКТОР. Лидирующую роль в программке занимала снова же южноамериканская сторона. Главный «игрок» американской команды, компания «Боинг», была заинтересована в исследовательских работах самолетов схемы «утка» и «бесхвостка», лишённых вертикального оперения. Предполагалось, что в процессе программки ВЕКТОР площадь вертикального оперения самолета X-31A будет уменьшена, а потом вертикальное оперение вообщем будет упразднено.

Тактико-технические свойства X-31A Размах крыльев, м   7.26 Длина, м   14.85 Высота, м   4.44 Площадь крыла, м2   21.02 Уд. нагрузка на крыло (средняя),кг/м2   270 Масса, кг обычная взлетная   6623 наибольшая взлетная   7228 Масса горючего во внутренних баках, кг   1870 Двигатель   1 ТРД General Electric F404-GE-400 Тяга, кН   1 х 71.17 Тяговооруженность   1,1 Наибольшее число Маха, М   1,3 Наибольшая скорость, км/ч   2752 Наибольшая скороподъемность, м/мин   13106 Практический потолок, м   12190 Экипаж, чел   1