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, самолет сможет совершать гораздо более интенсивные эволюции.
Повышению маневренности способствует также и тот фактор, что самолет 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.
Еще одним преимуществом КОС является гораздо более равномерное распределение подъемной силы по размаху, что упрощает расчет крыла и способствует повышению аэродинамического качества и управляемости.
Компоновочное преимущество КОС при создании транспортных и пассажирских самолетов состоит в том, что массивный лонжерон крыла проходит далеко позади центра масс машины, где размещается бомбовая нагрузка или пассажирский салон.
Все это было известно ученым и конструкторам еще со времен 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 жесткой. А это, в свою очередь, влечет за собой резкий рост массы самолета.
В 1944 году в Германии был создан экспериментальный самолет Юнкере Ju-287 с КОС. Это был прототип тяжелого 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 самолет испытывался у нас, в ЛИИ, но идея так и не получила логического развития.
В 1964 году в Германии на фирме Ганза Флгагцойгбау был построен административный двухдвигательный самолет с КОС HFB-320 Ганза Джет, основной особенностью которого был просторный, высокий пассажирский салон. Лонжероны крыла размещались за его задней гермоперегородкой. Ганза Джет была построена 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 счет использования композиционных материалов. В связи с этим за рубежом было вновь предпринято изучение возможностей КОС. В ходе предварительных исследований были подтверждены такие преимущества самолета-истребителя с КОС, как меньшее индуктивное сопротивление крыла и большее аэродинамическое качество самолета при маневрировании, меньшие скорость сваливания и посадочная скорость, уменьшенная тенденция к кабрированию, хорошие противоштопорные характеристики, лучшая поперечная управляемость при больших углах атаки, большая свобода для конструктора при разработке компоновки самолета.
Отмечались и недостатки самолотов с КОС, такие как повышенное волновое сопротивление в сверхзвуковом полете, что не позволяет создать самолет с КОС, имеющим сверхзвуковую крейсерскую скорость полета, повышенная чувствительность к порывам ветра, большие изгибающие моменты в корне крыла при выполнении маневра с высокой перегрузкой, сложность правильного подбора формы сочленения крыла с фюзеляжем, неблагоприятное влияние КОС на хвостовое оперение, опасность возникновения связанных движений самолета по тангажу и изгибных колебаний крыла.
В США начиная с 1977 года проводился ряд исследований перспективных схем высокоманевренных боевых самолетов. 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 году фирмы Грумман, Рокуэлл и Дженерал Дайнэмикс разработали проекты самолетов с КОС и для обоснования предложенных конфигураций выполнили испытания моделей самолетов 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 самолетов Х-29А.
Самолет был построен с использованием аэродинамической схемы утка, с КОС и цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО), аэродинамически взаимодействующим с крылом. Крыло имело сверхкритический профиль К Mod. 2, разработанный фирмой Грумман. Удлинение крыла - 3,9, относительная толщина у корня - 6,2, на законцовках - 4,9%, угол поперечного V - нулевой. Передний лонжерон крыла был выполнен из титанового сплава с применением электронной сварки и расположен вдоль линии 15% хорд. Задний лонжерон, расположенный вдоль линии 70% хорд а также продольный и поперечный силовой набор изготовлены из алюминиевого сплава. Обшивка крыла выполнена из углепластика, максимальное число слоев которого составляло 156. По всему размаху крыла расположены трехсекционные двухсегментные зависающие элероны, обеспечивавшие ╚дискретное╩ изменение кривизны профиля.
Фюзеляж полумонококовой конструкции был выполнен из алюминиевых сплавов. Фонарь кабины открывался с помощью гидроцилиндров вверх-назад. Кабина летчика 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 подъемной силы при заходе на посадку и вместе с ПГО и зависающими элеронами для балансировки самолета. ПГО и киль выполнены из алюминиевых сплавов.
С целью снижения стоимости на самолете использованы передняя стойка шасси и носовая часть фюзеляжа самолета Нортроп F-5A, основные стойки шасси, силовые приводы, аварийный генератор и топливные баки от самолета Дженерал Дайнмика F-16, гидравлические фильтры от самолета Грумман Е-2С.
Шасси трехопорное, с одноколесными стойками оснащено масляно-пневматическими амортизаторами фирмы Менаско, колесами и пневматиками фирмы Гудрич. Все стойки убирались поворотом вперед.
Воздухозаборники самолета - боковые, плоские. Двигатель Дженерал Электрик P404-GE-400 имел двухвальную схему и степень двухкоптурности 0,34. Сопло - сходящееся - расходяло сверхзвуковую скорость истечения реактивной струи. Топливо размещалось в двух мягких баках в фюзеляже и в баках-отсеках в корневой части крыла. Самолет также оснащался ВСУ, которая обеспечивала привод аварийных генераторов и гидронасоса.
Нa X-29 была установлена цифровая электродистанционная система управления (ЭДСУ) с трехкратным резервированием фирмы ╚Ханиуэлл╩. Самолет изначально имел статически неустойчивую компоновку, что позволяло ему весьма интенсивно маневрировать. ЭДСУ обеспечивала искусственную устойчивость самолета, 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 AN/ARC-164 дециметрового диапазона, систему опознавания Теледайн RT-1063B/APX-101V. На втором самолете была установлена инерциальная навигационная система.
Первый полет первого самолета состоялся 14 декабря 1984 года. Эта машина использовалась для первичной оценки летных и пилотажных характеристик самолета с КОС. Корреспонденты, широко освещавшие начало программы новой экспериментальной машины, были в восторге от необычного внешнего вида Х-29: привыкшим к виду реактивных самолетов с крылом прямой стреловидности дилетантам казалось, что мащина летит задом наперед. Максимальная интенсивность полетов первого самолета достигала четырех полетов в день; в среднем проводилось восемь полетов в месяц. В полете достигались угол атаки 22,5╟, скорость, соответствующая числу М = 1,47, максимальная высота 15 500 м, перегрузка 6,4 (80% расчетной максимальной эксплуатационной) при выполнении форсированных разворотов. Расчетными режимами являлись полеты 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 самолета на околозвуковых скоростях (при М = 0,9). По заявлению летчика-испытателя Г. Уокера, объединение различных технических усовершенствований на самолете 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 расчетов на ЭВМ. Испытания показали, что КОС может выдерживать колоссальный скоростной напор без возникновения дивергенции.
Для обеспечения безопасности полета было предпринято снижение требований к пилотажным характеристикам самолета и разработана система управления полетом с большими запасами по расчетным критериям. В результате на начальном этапе испытаний комментарии летчиков были неблагоприятными: Это истребитель с поведением в полете, 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 маневров отмечались забросы и по крену, тенденция к раскачке самолета летчиком.
Изменения, внесенные в программное обеспечение ЭДСУ, позволили снизить вдвое ход ручки в продольном направлении и уменьшить усилия на ручке по тангажу. В результате реакция самолета но тангажу значительно улучшилась: по отзывам Ч. Йигера, участвовавшего в программе Х-29, самолет стал больше 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 самолет Х-29 прошел серию испытаний для оценки боевой маневренности в рамках программы ВВС, предусматривающей разработку базы данных, которая позволила бы количественно определять и сопоставлять параметры маневренности самолетов.
Второй самолет Х-29, впервые взлетевший 18 мая 1989 года, использовался для исследований границы маневренности при полете на больших углах атаки. На нем было достигнуто довольно высокое значение угла атаки - 67 1рад. 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 самолетов. Оценивалась способность самолета с КОС достигать высокой угловой скорости разворота и эффективности управления по крену на больших углах атаки. Самолет сохранял хорошую управляемость на углах атаки до 45 град.
Высказывались предложения по применению первого самолета Х-29 для экспериментального исследования ламинарного обтекания КОС, установке на самолет осесимметричного сопла с управляемым вектором тяги, дооснащению его системой управления вихрями в носовой части и разработке усовершенствованных методов и алгоритмов управления полетом, 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 самолета 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 самолета Х-29 летчиком-испытателем носила скорее всего рекламный характер. В то же время в ходе реализации программы отмечались большие трудности при разработке ЭДСУ для самолета с КОС из-за сложности устранения перекрестных связей при управлении. Наконец, за время разработки и испытаний Х-29 сменились и акценты в требованиях к новым боевым самолетам: на первый план вышли пониженная заметность боевого самолета и сверхзвуковая крейсерская скорость полета 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 самолет С-37 Беркут с КОС и набором управляющих поверхностей, в целом схожим с Х-29. Но в отличие от чисто экспериментального американского летательного аппарата Беркут представляет собою демонстратор технологии для создания полноценной боевой машины.
Внешне два самолета Х-29 разнились минимально: носовая штанга второго самолета была оборудована тремя датчиками углов атаки, тогда как первый самолет имел только один датчик; выходное устройство системы кондиционирования кабины, расположенное сзади носового колеса, на втором самолете закрыто обтекателем; в нижней части киля второго самолета установлен противоштонорный парашют. Общая стоимость программы разработки и испытаний двух самолетов составила около 250 млн. долл. Программа испытаний первого самолета была завершена 2 декабря 1988 года после выполнения 254 полетов, второго самолета - 30 сентября 1991 года, после выполнения 120 полетов. Таким образом, общее число полетов обоих самолетов составило 374 - это больше, чем для любого другого американского экспериментального самолета серии X. Оба самолета в настоящее время находятся на консервации в летно-исследовательском центре им. Драйдена.
Источник: Rusjet.ru
