Главная  Новости  Гостевая  Комментарий  Ссылки   Дневник  English  Deutsch  Français  El español

 

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ СВЕРХМАНЕВРЕННЫЙ

САМОЛЁТ  Х-31А

 

 

Опыт ближних воздушных боев показывает, что по мере потери энергии на крутых маневрах самолеты постепенно теряют высоту и скорость и, в конечном итоге, побеждает самолет, сохранивший лучшую управляемость, на малых высотах и скоростях полета. Среди авиастроительных фирм ведущую роль в улучшении маневренности истребителей в воздушном бою на малых скоростях играет западногерманский концерн МВВ. Его поисковые исследования в этой области начались в 1977 г. На Ганноверской авиационной выставке 1980г. (ILA-80) концерн МВВ представил конфигурацию перспективного высокоманевренного боевого самолета ТКF, явившегося предшественником западноевропейского истребителя EFA.

Отличительной особенностью самолета TKF являлось управление аэродинамическими силами и моментами на закритических углах атаки.

В 1983 г. фирма Rockwell (США) начала сотрудничать с концерном МВВ в проведении исследований по программе разработки проекта высокоманевренного демонстрационного самолета. Результатом исследований явился вывод о том, что только поворот вектора тяги двигателя может создать силы и моменты, обеспечивающие управляемый полет при пониженных скоростных напорах. Было установлено также, что в основу разработки системы отклонения вектора тяги могут быть положены поворотные сопловые створки - панели (paddles), применявшиеся ВМС США для улучшения управления самолетом F-14 во время демонстрационных испытаний на штопор. Фирма Rockwell предложила оснастить новый экспериментальный самолет высоконадежным форсированным турбореактивным двухконтурным двигателем (ТРДДФ) General Electric F404-GE-400, обеспечивающим высокую тяговооруженность и допускающим возмущения воздушного потока на входе.

Предпринятая фирмой Rockwell программа исследований привела к разработке конфигурации демонстрационного образца самолета, получившего сокращенное наименование SNAKE (Super Normal Altitude Kinetic Enhancement). Эта конфигурация была испытана в натурной аэродинамической трубе (АДТ) с размерами рабочей части 9,15 х 18,3 м, установленной в центре им. Лэнгли NASA (штат Вирджиния).

В ноябре 1984 г. Управление перспективных исследований министерства обороны США DARPA выдало фирме Rockwell контракт на изучение возможности реализации концепции высокоманевренного самолета. В качестве субподрядчика был назван концерн МВВ, а за программу в целом отвечали ВВС США. Благодаря поддержке конгресса США, оказанной программе, в середине 1986 г. был подписан протокол соглашения между США и ФРГ, а в сентябре 1986г. DARPA выдало фирме Rockwell контакт на эскизное проектирование демонстрационного образца высокоманевренного самолета, которому 23 февраля 1987 г. министерство обороны США присвоило обозначение Х-31А.

Программа создания высокоманевренного истребителя EFM (Enhanced Fighter Manwuverability) состояла из четырех этапов:

Этап 1 - изучение осуществимости концепции и разработка технических требований к самолету Х-31.

Этап П - оценка концепции и эскизное проектирование.

Этап III - рабочее проектирование, постройка двух самолетов Х-31А и ограниченная программа летных испытаний (ЛИ).

Этап IV - основная программа ЛИ для изучения возможности выполнения управляемого полета в области закритических углов атаки, для проведения ближних воздушных боев с однотипными и разнотипными самолетами и разработки тактики маневрирования на сверхбольших углах атаки.

Помимо демонстрации сверхманевренности и других летных качеств, а также исследования влияния средств повышения маневренности на эффективность воздушного боя (в виде соотношения сбитых самолетов противника и своих), программа ЕFМ предусматривает разработку требований к конструкции и формирование базы данных для проектирования перспективных истребителей. Кроме того, программа EFM предоставила возможность для апробации концепции создания опытного образца самолета при минимальных затратах.

Предусматривалось, что программа EFM обойдется приблизительно в 75 млн. долл. 80% этой суммы должны обеспечивать США и 20% - ФРГ.

К середине 1990 г. ожидаемые расходы на программу EFM достигли 194 млн. долл. (135 млн. - США и 59 млн. - ФРГ). Финансирование американской части программы осуществляется DARPA через командование авиационных систем оружия ВМС, а финансирование западногерманской части программы обеспечивается федеральным министерством обороны. Ассигнования, выделяемые  США и ФРГ, поступают соответственно фирме Rockwell и концерну МВВ. Общее руководство программой возложено на DARPA.

Головной организацией является фирма Rockwell которая одновременно отвечает за аэродинамику, за проектирование и изготовление фюзеляжа, переднего горизонтального оперения (ПГО) и вертикального оперения (ВО). Концерн МВВ несет ответственность за проектирование и изготовление крыла, панелей для отклонения вектора тяги и за разработку законов управления полетом (систему управления создает фирма Rockwell).

Повышение маневренности истребителей, реализуемое в программе EFM, предусматривает шесть особенностей:

1)сверхманевренность;

2)способность снижаться по крутой траектории (с учетом возможного использования при заходе на посадку на палубу авианосца);

3)улучшенная маневренность на обычных режимах полета;

4)улучшенные характеристики прицеливания поворотом всего корпуса вне связи с другими видами движения самолета;

5)более эффективное торможение в полете;

6)способность создавать повышенные отрицательные перегрузки.

 

Расчетные характеристики самолета Х-31 следующие:

 

Размах крыла, м                                                                           7,27

Длина фюзеляжа

(без штанги приемника воздушных

давлений, но с панелями для отклонения вектора тяги), м   13,21

Высота самолета, м                                                                    4,46

База шасси, м                                                                               3,54

Колея шасси, м                                                                            2,25

Площадь крыла (с подфюзеляжной частью), кв.м                    21

Площадь ПГО (с подфюзеляжной частью), кв.м                      2,19

Площадь ВО, кв.м                                                                       3,49

Относительное удлинение

-крыла                                                                                           2,3

-ПГО                                                                                             3,18

-ВО                                                                                                1,23

 

Угол стреловидности передней кромки, град:

- корневой части крыла                                                               56,6

- консолей крыла                                                                          45

ПГО                                                                                               45

- ВО                                                                                               50

Относительная толщина профиля:

- крыла                                                                                           5,5

- ПГО                                                                                              5.0

- ВО                                                                                                5,0

Перегрузочная взлетная масса, кг                                                7227

Максимальная взлетная масса, кг                                                6645

Масса конструкции планера самолета, кг                                   2402

Масса пустого самолета, кг                                                           5175

Максимальная масса топлива, кг                                                 1950

                                                                           (по др. данным - 1875)

Нормальная масса топлива, кг                                                      1496

Относительная масса топлива                                                      0,225

Удельная нагрузка на крыло. Па                                                   3170

Удельная нагрузка на крыло при половинном

запасе топлива. Па                                                                         2700

Тяга двигателя, кН                                                                         71

Тяговооруженность                                                                       1,1

Максимальная земная индикаторная скорость

(до высоты 8535м), км,/ч                                                               900

Максимальное число М (начиная с высоты 8535 м)                  1,3

Максимальная эксплуатационная перегрузка                              от +9,0 до -4,0

Скорость полета при заходе на посадку, км/ч                              240

Максимальная удельная избыточная тяга

(SEP – specific excess power), м/с                                                    225

Максимальная угловая скорость, град/ с:

- установившегося разворота                                                        17

- неустановившегося разворота                                                    28

Максимальный радиус неустановившегося разворота, м          335.

 

Аэродинамическая компоновка самолета Х-31А основывается на конфигурации, предложенной концерном МВВ для перспективного западноевропейского истребителя EFA. Она характеризуется треугольным в плане крылом двойной стреловидности со срезанными законцовками и ПГО с большим выносом перед крылом. Крыло имеет скругленную переднюю кромку, отклоняемые носки и двухсекционные закрылки, внешние секции которых служат в качестве элеронов (система поворота вектора тяги двигателя не создает моментов крена), а внутренние секции закрылков используются как аэродинамические поверхности продольного управления. Особое внимание было уделено эффективности внешних секций на больших углах атаки.

Успешная реализация сверхманевренности требует, чтобы самолет мог вращаться вокруг своего вектора скорости (вокруг траектории полета) без бокового скольжения. Для этого координируются движения продольной оси самолета по рысканию и крену. Поверхности управления самолетом должны сохранять достаточную эффективность на больших углах атаки на случай вывода самолета из необычного положения при отказе двигателя или системы управления вектором тяги. Х-31 является первым самолетом, на котором управление вектором тяги используется для создания моментов тангажа и рыскания. Он может пилотироваться только с помощью ручки, а педали путевого управления служат только для создания преднамеренного бокового скольжения и для выполнения посадки при боковом ветре.

Отклонение закрылков при продольном управлении координируется с отклонением ПГО. Последнее слабо нагружено аэродинамическими силами и используется главным образом для восстановления угла тангажа при выводе из маневра. Положение отклоняемых носков программируется в функции угла атаки и числа М. Минимизация балансировочного сопротивления в сверхзвуковом полете достигается созданием 5%-ой отрицательной неустойчивости.

Все топливо размещается в одном фюзеляжном баке, установленном над центром тяжести самолета. Приборы для ЛИ располагаются в носовой части фюзеляжа, а противоштопорный парашют - в хвосте самолета (над сопловыми створками системы управления вектором тяги).

Воздухозаборник двигателя спроектирован с использованием данных, представленных концерном МВВ. Он имеет подвижную нижнюю кромку обечайки, которая существенно уменьшает возмущения потока на входе при больших углах атаки. В сверхзвуковом полете эта кромка отклоняется вверх, снижая сопротивление слива  воздуха.

Двигатель F404 отличается высоким отношением тяги к весу и может работать на максимальном режиме даже при сверхбольших углах атаки, благодаря воздухозаборнику изменяемой геометрии.

Три створки управления вектором тяги первоначально были разработаны ВМС США для самолета F-14, предназначенного для демонстрации штопорных режимов. Они изготовлены из жаростойкого углерод-углеродного композиционного материала, хотя и погружаются в струю газов двигателя только на очень короткое время. Отклонение створок на угол до 10° приводит к повороту вектора тяги на 17° в любом поперечном направлении.

Цифровая электродистанционная система управления (ЭДСУ) с полной ответственностью опирается на законы управления, разработанные концерном МВВ в ходе обширного моделирования обобщенной конфигурации сверхманевренного самолета. В состав ЭДСУ входят трехкратно резервированные БЦВМ. Четвертая БЦВМ используется как устройство связи с информационной шиной и для дополнительного резервирования. Система управления позволяет пилотировать самолет с изменением углового положения фюзеляжа независимо от траекторного движения. Программное обеспечение БЦВМ написано на языке JOVIAL, а не Ada, принятом министерством обороны США. Язык JOVIAL позволяет более полно использовать существующие программы.

На коллиматорном индикаторе высвечивается специальная символика, предохраняющая летчика от пространственной дезориентации при выполнении необычных маневров. К дополнительным символам относится отметка направления вектора скорости самолета, который может оказываться под  большим углом к продольной оси фюзеляжа. Кстати, эта особенность затрудняет противнику прогнозирование траектории полета самолета Х-31. Судя по официальным заявлениям, сверхманевренные качества самолета Х-31. обеспечат атаку цели с передней полусферы и стрельбу из пушки по цели под большим ракурсом, благодаря прицеливанию всем корпусом самолета - независимо от траекторного движения. Эта особенность более чем вдвое повысит эффективность сверхманевренного самолета в ближнем воздушном бою.

Концепция маневрирования самолета Х-31 на сверхбольших закритических углах атаки иллюстрируется на риc.2, где сверхманевренный Х-31 может выполнять развороты с очень небольшим радиусом на около и закритических углах атаки.

 

Цифрами обозначены:

1 - обычный истребитель;

2 - положение обычного истребителя в момент пуска управляемой ракеты с самолета Х-31;

3 - сверхманевренный Х-31;

4 - пуск ракеты;

5 - равные интервалы времени.

 

Ожидают, что сверхманевренность позволит удвоить количество первых выстрелов и утроит соотношение сбитых самолетов противника и своих. Повышенная маневренность должна снизить на 15% небоевые потери и на 160% улучшить соотношение сбитых в бою самолетов. Инженеры, занятые в программе EFM,  прогнозируют четырехкратное улучшение этого соотношения при пушечных атаках. По их мнению, крутое снижение сверхманевренного самолета с высоты при атаке наземных целей приведет к уменьшению на 75% потерь самолетов от огня с земли.

По сведениям из другого источника, летчики ВВС ФРГ и ВВС США, участвовавшие в моделировании полетов сверхманевренного истребителя. которое проводилось в ФРГ и на фирме McDonnell Aircraft (( в г. Сен-Луи (США), считают, что благодаря сверхманевренности можно вдвое улучшить соотношение самолетов, сбитых в бою "один-на-один", и увеличить эффективность поражения самолетов противника при ведении воздушного боя двумя или более сверхманевренными истребителями против многочисленных самолетов противника. Было выполнено свыше 25000 сеансов моделирования (с участием и безучастия летчиков) с целью изучения управляющих усилий при маневрировании сверхманевренного истребителя, а также выбора обобщенной конфигурации самолета, обладающего сверхманевренностью.

В стремлении удешевить проектирование и постройку самолета Х-31А было решено использовать целый ряд готовых агрегатов и систем от существующих самолетов, в том числе:

 

устройство для кондиционирования воздуха - от F-5Е;

топливные насосы, педали путевого управления, аварийный энергоагрегат, пневматик переднего колеса - от F-16;

силовые приводы отклоняемого носка крыла, козырек и откидная часть фонаря кабины летчика, катапультное кресло, генераторы системы первичного электроснабжения и коробка приводов - от F/А-18;

пневматики основных колес шасси – от А-7;

система аварийного запуска двигателя - от F-20;

подъемники закрылков и модули управления закрылками - от V-22;

колеса и колесные тормоза - от самолета Cessna Citation;

бортовое ЦВМ системы управления полетом от летающей лаборатории Lockheed HTTB. В общей сложности 603 таких агрегата составляют 43% массы пустого самолета Х-31А.

 

В конструкции планера самолета широко применяются новые материалы: графитоэпоксидные (17% массы), алюминиево-литиевые (4%), углерод-углеродные (2%), стальные (5%) и титановые (5%). 51% конструкции выполнен из алюминиевых сплавов.

В конечном итоге, два экспериментальных самолета Х-31А построены примерно за те же деньги, что и два серийных истребителя F-16. Стоимость оснастки для производства Х-31 составила лишь треть той суммы, которая обычно расходуется для нового самолета такого класса. Чтобы не строить третий образец самолета для испытаний на прочность, DARPA, германское министерство обороны и ВМС США договорились о том, чтобы подвергнуть статическим испытаниям летный образец самолета Х-31А, доведя его нагружение до 110% от расчетной максимальной эксплуатационной нагрузки. Сертификация самолета Х-31А возложена на западногерманское управление ML и на ВМС США.

Основная аэродинамическая компоновка самолета, получившая обозначение Р-20, была испытана в 1985 г. в АДТ Федерального авиазавода Швейцарии (г. Эммен). Еще одна модель в конфигурации Р-20 прошла испытания на крутильных весах в штопорной АДТ центра им. Лэнгли NАSА; при этом была получена предварительная информация о характеристиках сваливания, подверженности штопору и способе вывода из штопора. На основании результатов трубных испытаний носовой части самолета была придана более округлая (в поперечном сечении) форма, а площадь ВО была увеличена. Что былоbсделано с целью улучшения противоштопорных характеристик. Дальнейшие испытания проводились в малоскоростной АДТ фирмы Rockwell. В ходе испытаний было окончательно определено положение крыла, обеспечившее на малых скоростях отрицательный запас продольной статической устойчивости, равный - 5% САХ. Были дополнительно установлены корневые наплывы, предназначенные для улучшения спектра обтекания на режимах перехода к полету на закритических углах атаки и для уменьшения продольного момента на пикирование при больших углах атаки.

Испытания в АДТ NASA, используемой для экспериментальных исследований аппаратов вертикального и короткого взлета и посадки, показали необходимость перестановки штанги ПВРД с оси фюзеляжа под носовой обтекатель, так как в первоначальном положении штанга ПВРД оказывала неблагоприятное влияние на боковую устойчивость, особенно при больших углах атаки. Затем были проведены дополнительные испытания в трансзвуковой АДТ фирмы Rockwell и в гидроканале фирмы Тгасог.

Ввиду неблагоприятного вихреобразования, возникающего в месте перехода обводов фонаря к гаргроту фюзеляжа, было решено отказаться от гаргрота и проложить проводку управления и электропровода внутри фюзеляжа.

Испытания на различных моделях позволили подучить большой массив данных о поведении самолета в диапазоне углов атаки от -20° до + 20°, а также при углах скольжения до 20°. Проводились также дополнительные испытания по расширению исследуемой области углов атаки до - 90°.

Статические испытания на прочность под расчетными нагрузками проводились на первом образце самолета в Эль-Сегундо в сентябре-октябре 1989 г. Затем самолет был передан на завод фирмы Rockwell в г.Палмдейл (штат Калифорния), где 1 марта 1990г. состоялась официальная церемония, посвященная завершению постройки первого самолета. 23 марта 1990г. было проведено первое рулежное испытание.

Согласно имевшимся планам, программа ЛИ двух опытных самолетов Х-31А рассчитана на 1,5 - 2 года и на 400 полетов. Первоначально ЛИ должны проводиться в летно-испытательном центре (ЛИЦ) на авиабазе им.Эдвардса ВВС США, а затем в ЛИЦ ВМС США в г.Патаксент Ривер (штат Мериленд). Первый полет первого опытного самолета Х-31А состоялся 11 октября 1990 г. с аэродрома г. Палмдейл на пять месяцев позднее запланированного срока. Задержка в проведении ЛИ объясняется работами по отладке ЭДСУ. Полет продолжался 38 мин. В полете была достигнута скорость 540 км,/ч и высота 3000 м. Первый полет протекал почти без дефектов. Все маневры были выполнены быстрее, чем планировалось. Шасси в полете было убрано.

Задачей ЛИ первого самолета является оценка боевой применимости на малых скоростях и больших углах атаки. Большая часть испытаний по отработке характеристик маневренности на малых скоростях будет связана с системой поворотных сопловых створок-панелей, которые намечалось установить на самолет перед пятым полетом.

В г.Палмдейл должны выполняться около 100 испытательных полетов по программе первоначальной оценки летной годности. На программу летных исследований в области закритических режимов отводится 200 полетов. 80 полетов будет посвящено выбору и отработке тактики боевого применения сверхманевренного истребителя, а 40 полетов - окончательной войсковой оценке самолета. Войсковая оценка будет выполняться не только в ЛИЦ Патаксент Ривер, но и на измерительных трассах полигонов с имитацией воздушных боев против штатных (не сверхманевренных) истребителей, а также боев между обоими опытными самолетами Х—31А.

Фирма Rockwell отвечает за ЛИ, проводимые на ее аэродроме и включающие расширение области полетных режимов. Она будет контролировать определение летно-технических характеристик и маневренности на штатных режимах. Летчики концерна МВВ будут демонстрировать маневренные характеристики самолета на закритических режимах.

Второй самолет Х-31А должен был поступить на ЛИ к концу 1990г.

Испытания сверхманевренности начнутся в г. Палмдейл, а будут продолжаться в 1991г. в г. Патаксент-Ривер, где в ЛИ станут принимать участие и летчики ВМС США. Программа EFM должна завершиться в начале 1992 г.

Второй полет первого опытного самолета Х-31А состоялся 17 октября 1990 г. Впервые в полете была включена форсажная камера. Полет длился 52 мин. Самолет достиг высоты 6100 м и числа М = 0,6. Дальнейшие ЛИ предполагают проводить с темпом шесть полетов в месяц. Отмечаются высокие (порядка 315 км,/ч) взлетные и посадочные скорости самолета, объясняемые выбранной аэродинамической схемой с треугольным крылом и ограничениями по углу тангажа (во избежание повреждений при касании взлетно-посадочной полосы хвостовой частью)

 

А. М. Мурашкевич

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Найти: на

создана 18 апреля 2005 года / 21 мая 2006 года обновление