Ace Combat вики
в: Летательные аппараты, Истребители
русский

X-29A

Править

X-29A — доведённый до боевого состояния экспериментальный самолёт с крылом обратной стреловидности Х-29.

Grumman X-29 — американский самолёт-прототип с обратной стреловидностью крыла, разработанный корпорацией Grumman Aerospace (сейчас – Нортроп Грумман) в 1984 году. Всего было построено, по заказу Агентства по перспективным оборонным научно-исследовательским разработкам (DARPA), два экземпляра. C 1984 до 1991 год две построенные машины выполнили, в общей сложности, 242 полёта.

Х-29А в играх серии Ace Combat[]

Вооружение[]

X-29A в ангаре (АС2)

X-29A в ангаре (АС2)

Стандартное[]

Особое[]

Летящий задом наперёд[]

С ростом скоростей в авиации вполне закономерным шагом явился переход от прямого крыла к стреловидному — это факт общеизвестный. Но как с аэродинамической, так и с компоновочной точки зрения гораздо более привлекательным решением представлялось применение крыла обратной стреловидности (КОС).

Известно, что на крыле прямой стреловидности набегающий поток стекает от корня к законцовке и образует два мощных вихря, сходящих оттуда. Сопротивление, создаваемое спутными вихрями, называется индуктивным. В случае применения КОС перетекание происходит в обратном направлении - от законцовки к фюзеляжу, спутные вихри, сходящие с крыла в районе стыка с фюзеляжем, имеют меньшую интенсивность, в результате чего индуктивное сопротивление ощутимо снижается. Кроме того, если в спутные вихри за КОС поместить небольшие поверхности аэродинамического управления, отклоняемые по закону элевонов, самолёт сможет совершать гораздо более интенсивные эволюции.

Повышению манёвренности способствует также и тот фактор, что самолёт с КОС имеет значительно меньший запас статической устойчивости, так как аэродинамический фокус летательного аппарата с КОС гораздо проще совместить с его центром масс, нежели в случае применения крыла с прямой стреловидностью.

Ещё одним преимуществом КОС является гораздо более равномерное распределение подъёмной силы по размаху, что упрощает расчёт крыла и способствует повышению аэродинамического качества и управляемости.

Компоновочное преимущество КОС при создании транспортных и пассажирских самолётов состоит в том, что массивный лонжерон крыла проходит далеко позади центра масс машины, где размещается бомбовая нагрузка или пассажирский салон.

Всё это было известно учёным и конструкторам ещё во времена Второй мировой войны. Почему же КОС было применено лишь на считанных образцах авиационной техники?

Дело в том, что у крыла обратной стреловидности есть один, но очень трудно преодолимый недостаток: оно является неустойчивой конструкцией с точки зрения сопромата. Под действием набегающего потока КОС стремится согнуться. Этот процесс называется аэродинамической дивергенцией. Бороться с дивергенцией КОС можно, лишь сделав конструкцию крыла абсолютно жёсткой. А это, в свою очередь влечёт за собой резкий рост массы самолёта.

В 1944 году в Германии был создан экспериментальный самолёт "Юнкерс" Ju-287 с КОС. Это был прототип тяжёлого бомбардировщика. Из-за низкого приоритета программы и множества проблем, возникших в ходе реализации программы, Ju-287 так и не вышел из стадии прототипа. После войны этот самолёт испытывался в СССР в ЛИИ, но идея так и не получила логического развития.

В 1964 году в Германии на фирме "Ганза Флюгцойгбау" был построен административный двухдвигательный самолёт с КОС HFB-320 "Ганза Джет", основной особенностью которого был просторный, высокий пассажирский салон. Лонжероны крыла размещались за его задней гермоперегородкой. "Ганза Джет" был построен малой серией.

В середине 1970-х годов благодаря достижениям в области материаловедения появилась возможность предотвращения дивергенции КОС при малых весовых затратах или вообще без дополнительного увеличения массы благодаря обеспечению требуемых аэроупругих характеристик крыла за счёт использования композиционных материалов. В связи с этим за рубежом было вновь предпринято изучение возможностей КОС. В ходе предварительных исследований были подтверждены такие преимущества самолёта-истребителя с КОС, как меньшее индуктивное сопротивление крыла и большее аэродинамическое качество самолёта при маневрировании, меньшие скорость сваливания и посадочные скорость, уменьшенная тенденция к кабрированию, хорошие противоштопорные характеристики, лучшая поперечная управляемость при больших углах атаки, большая свобода для конструктора при разработке компоновки самолёта.

Отмечались и недостатки самолётов с КОС, такие как повышенное волновое сопротивление в сверхзвуковом полёте, что не позволяет создать самолёт с КОС, имеющий сверхзвуковую крейсерскую скорость полёта, повышенная чувствительность к порывам ветра, большие изгибающие моменты в корне крыла при выполнении манёвра с высокой перегрузкой, сложность правильного подбора формы сочленения крыла с фюзеляжем, неблагоприятное влияние КОС на хвостовое оперение, опасность возникновения связанных движений самолёта по тангажу и изгибных колебаний крыла.

В США начиная с 1977 года проводился ряд исследований перспективных схем высокоманёвренных боевых самолётов. Программа осуществлялась под руководством управления перспективных исследований министерства обороны (DARPA). Помимо аналитических исследований, фирмы "Грумман" и "Рокуэлл" в 1978-1979 годах построили и испытали в аэродинамических трубах модели КОС, выполненные в крупных масштабах, близкие к реальным размерам. Эти продувки доказали практическую возможность создания композиционных конструкций, способных сопротивляться дивергенции.

В 1980-м году фирмы "Грумман", "Рокуэлл" и "Дженерал Дайнэмикс" разработали проекты самолётов с КОС и для обоснования предположенных конфигураций выполнили испытания моделей самолётов в аэродинамических трубах. После рассмотрения представленных проектов управление DARPA выдало в декабре 1981 года фирме "Грумман" контракт стоимостью 80 млн долларов на постройку двух экспериментальных самолётов Х-29.

Самолёт был построен с использованием аэродинамической схемы "утка", с КОС и цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО), аэродинамически взаимодействующим с крылом. Передний лонжерон крыла был выполнен из титанового сплава с применением электронной сварки. Задний лонжерон крыла, а также продольный и поперечный силовой набор изготовлены из алюминиевого сплава. Обшивка крыла выполнена из углепластика, максимальное число слоёв которого составляло 156. По всему размаху крыла расположены трёхсекционные двухсегментные зависающие элероны, обеспечивающие "дискретное" изменение кривизны профиля.

Фюзеляж полумонококовой конструкции был выполнен из алюминиевых сплавов. Фонарь кабины открывался с помощью гидроцилиндров вверх-назад. Кабина лётчика герметизирована, оснащена катапультным креслом Мартин-Бейкер GRQ7A. По бокам фюзеляжа начиная от корня крыла располагались наплывы, которые заканчиваются отклоняемыми щитками для управления вихрями, сходящими с крыла. Щитки также могут использоваться для облегчения отрыва носового колеса при разбеге, увеличения подъёмной силы при заходе на посадку и вместе с ПГО и зависающими элеронами для балансировки самолёта. ПГО и киль выполнены из алюминиевых сплавов.

С целью снижения стоимости на самолёте использованы передняя стойка шасси и носовая часть фюзеляжа самолёта "Нортроп" F-5A, основные стойки шасси, силовые приводы, аварийный генератор и топливные баки от самолёта "Дженерал Дайнэмикс" F-16, гидравлические фильтры от самолёта "Грумман" E-2C.

Шасси трёхопорное, с одноколёсными стойками оснащено масляно-пневматическими амортизаторами фирмы "Менаско", колёсами и пневматиками фирмы "Гудрич". Все стойки убираются поворотом вперёд.

Воздухозаборники самолёта — боковые, плоские. Двигатель "Дженерал Электрик" F404-GE-400 имел двухвальную схему и степень двухконтурности 0,34. Сопло — сходящееся-расходящееся обеспечивало сверхзвуковую скорость истечения реактивной струи. Топливо размещалось в двух мягких баках в фюзеляже и в баках-отсеках в корневой части крыла. Самолёт также оснащался вспомогательной силовой установкой, которая обеспечивала привод аварийных генераторов и гидронасоса.

На Х-29 была установлена цифровая электродистанционная система управления (ЭДСУ) с трёхкратным резервированием фирмы "Ханиуэлл". Самолёт изначально имел статически неустойчивую компоновку, что позволяло ему весьма интенсивно маневрировать. ЭДСУ обеспечивала искусственную устойчивость самолёта, осуществляя согласованное отклонение ПГО, элеронов и фюзеляжных щитков.

Радиоэлектронное оборудование включало в себя пространственно-курсовую систему Литтон LR-80 и прочее навигационное оборудование, связную аппаратуру "Магнавокс" дециметрового диапазона, систему опознавания "Теледайн". На втором самолёте была установлена инерциальная навигационная система.

Первый полёт первого самолёта состоялся 14 декабря 1984 года. Эта машина использовалась для первоначальной оценки лётных и пилотажных характеристик самолёта с КОС. Корреспонденты, широко освещавшие начало программы новой экспериментальной машины, были в восторге от необычного внешнего вида Х-29: привыкшим к виду реактивных самолётов с крылом прямой стреловидности дилетантам казалось, что машина летит задом наперёд. Максимальная интенсивность полётов первого самолёта достигала четырёх полётов в день; в среднем проводилось восемь полётов в месяц. В полёте достигались угол атаки 22,5°, скорость, соответствующая числу М=1,47, максимальная высота 15 500 м, перегрузка 6,4 (80% от расчётной максимальной эксплуатационной) при выполнении форсированных разворотов. Расчётными режимами являлись полёты со скоростью, соответствующей числам М=0,9 и М=1,2 на высоте 9145 м.

Испытания показали, что применение КОС может обеспечить улучшение на 20% характеристик самолёта на околозвуковых скоростях (при М=0,9). По заявлению лётчика-испытателя Г. Уокера, объединение различных технических усовершенствований на самолёте Х-29 привело к уменьшению на 35% лобового сопротивления при числе М=0,9, аэродинамическое качество оказалось на некоторых режимах на 30-40% выше, чем у обычных американских истребителей с крылом прямой стреловидности. На дозвуковых скоростях характеристики были лучше на 15% в сравнении с прогнозировавшимися на основе продувок в трубах и расчётах на ЭВМ. Испытания показали, что КОС может выдерживать колоссальный скоростной напор без возникновения дивергенции.

Для обеспечения безопасности полёта было предпринято снижение требований к пилотажным характеристикам самолёта и разработана система управления полётом с большими запасами по расчётным критериям. В результате на начальном этапе испытаний комментарии лётчиков были неблагоприятными: "Это истребитель с поведением в полёте, как у бомбардировщика". Указывалось на несоразмерность усилий на ручке управления, требовались большие усилия и расходы ручки для выхода на большие углы и скорости тангажа. Реакция по тангажу была вялой с чрезмерным демпфированием и возможностью забросов, но реакция по крену оценивалась как плавная и предсказуемая. Правда, при выполнении боковых манёвров отмечались забросы и по крену, тенденция к раскачке самолёта лётчиком.

Изменения, внесённые в программное обеспечение ЭДСУ, позволили снизить вдвое ход ручки в продольном направлении и уменьшить усилия на ручке по тангажу. В результате реакция самолёта по тангажу значительно улучшилась: по отзывам Ч. Йингера, участвовавшего в программе Х-29, самолёт стал более похож на истребитель, не превосходный в пилотировании, но безусловно лучший, чем ранее. Доводка ЭДСУ оказалась одной из главных проблем и отняла много времени: ежегодно разрабатывалось в среднем 4-5 модификаций, внесение которых иногда приводило к большим перерывам в графике осуществления программы.

Осенью 1988 года первый самолёт Х-29 прошёл серию испытаний для оценки боевой манёвренности в рамках программы ВВС, предусматривающей разработку базы данных, которая позволила бы количественно определять и сопоставлять параметры манёвренности самолётов.

Второй самолёт Х-29, впервые взлетевший 18 мая 1989 года, использовался для исследований границы манёвренности при полёте на больших углах атаки. На нём было достигнуто довольно высокое значение угла атаки — 67°. Потенциальный заказчик — ВВС США — производил оценку пригодности схемы "утка" с КОС и схемы с тремя поверхностями управления по тангажу — ПГО, рулевыми поверхностями крыла и фюзеляжными щитками для военных самолётов. Оценивалась способность самолёта с КОС достигать высокой угловой скорости разворота и эффективности управления по крену на больших углах атаки. Самолёт сохранял хорошую управляемость на углах атаки до 45°.

Высказывались предложения по применению первого самолёта Х-29 для экспериментального исследования ламинарного обтекания КОС, установке на самолёт осесимметричного сопла с управляемым вектором тяги, дооснащению его системой управления вихрями в носовой части и разработке усовершенствованных методов и алгоритмов управления полётом, но впоследствии от использования Х-29 для проведения указанных испытаний было решено отказаться. Эти исследования осуществлялись на других машинах (Х-31, модифицированных F-16, F-18 и F-15). Также не были реализованы высказывавшиеся одно время предположения о создании боевого самолёта с КОС. Причины этого заключаются в том, что аэродинамические преимущества от использования КОС, с точки зрения американцев, оказались не столь высоки, как ожидалось — отмеченная выше положительная оценка самолёта Х-29 лётчиком-испытателем носила скорее всего рекламный характер. В то же время в ходе реализации программы отмечались большие трудности при разработке ЭДСУ, для самолёта с КОС из-за сложности устранения перекрёстных связей при управлении. Наконец, за время разработки и испытаний Х-29 сменились и акценты в требованиях к новым боевым самолётам: на первый план вышли пониженная заметность боевого самолёта и сверхзвуковая крейсерская скорость полёта при сохранении достаточно большой максимальной скорости. При установке КОС максимальные скоростные качества ухудшаются из-за повышенного волнового сопротивления на сверхзвуке.

Все проблемы, связанные с противодействием дивергенции и сложностью законов управления, были успешно решены в девяностых годах в российском ОКБ им. П.О. Сухого, где был создан самолёт Су-47 "Беркут" с КОС и набором управляющих поверхностей, в целом схожим с Х-29. Но в отличии от чисто экспериментального американского летательного аппарата "Беркут" представляет собой "демонстратор технологии" для создания полноценной боевой машины.

Внешне два самолёта Х-29 разнились минимально: носовая штанга второго самолёта была оборудована тремя датчиками углов атаки, тогда как первый самолёт имел только один датчик; выходное устройство системы кондиционирования кабины, расположенное сзади носового колеса, на втором самолёте закрыто обтекателем; в нижней части киля второго самолёта установлен противоштопорный парашют. Программа испытаний первого самолёта была завершена 2 декабря 1988 года, второго самолёта — 30 сентября 1991 года. Первый X-29 в настоящее время экспонируется в галерее исследований и разработок Национального музея ВВС США на авиабазе "Райт-Паттерсон" недалеко от Дейтона, штат Огайо.  Второй самолёт экспонируется в Лётно-исследовательском центре Армстронга на авиабазе "Эдвардс".

English
Материалы сообщества доступны в соответствии с условиями лицензии CC-BY-SA, если не указано иное.