Раритеты американской авиации

Кудишин Иван Владимирович

YF-23

В процессе демонстрационно-оценочных испытаний оба прототипа «Черной вдовы» до конца 1990 года налетали 65 часов в 50 полетах. Были достигнуты максимальное число М = 1,8 на высоте 15 240 м и крейсерское бесфорсажное число М= 1,6. Самолет показал прекрасные маневренные характеристики, превзойдя своего конкурента по устойчивости и управляемости на больших углах атаки и на сверхзвуке. После отказа ВВС от «Черной вдовы» программа была полностью свернута, несмотря на положительные оценки самолета мировой авиационной прессой и некоторыми представителями Пентагона. Выбор прототипа истребителя пятого поколения фирм «Локхид» и «Боинг» объясняется несколькими факторами: во-первых, консерватизмом мышления военных, всегда предпочитавших самолет, имеющий более привычный вид разного рода «футуризмам»;

во-вторых, финансовое положение фирмы «Локхид» было не в пример хуже, чем у «Нортропа», к моменту начала работ над «Вдовой» уже имевшего в своем портфеле весьма дорогостоящий контракт на разработку стратегического бомбардировщика В-2. И, наконец, в-третьих, «Вдова», как самолет с гораздо более высоким коэффициентом новизны, несмотря на свою очевидную перспективность, требовал на свою доработку до серии гораздо больших финансовых затрат. Оба опытных самолета после отказа от программы были переданы НАСА для исследований калибровки нагрузок. В настоящее время оба они находятся в авиационных музеях в летнопригодном состоянии.

В групповом полете два прототипа YF-23A

Характеристики самолета YF-23 «Блэк видоу 2»

Размеры, м:

размах крыла 13,29

длина самолета 20,54

высота самолета 4,24

площадь крыла 87,8 м^2

Двигатели: 2 ТРДДФ Пратт-Уитни YF119

или Дженерал Электрик YF120 (2 х 15 900 кгс)

Массы и нагрузки, кг:

боевая взлетная с полным запасом топлива во внутренних баках и ракетным вооружением из восьми УР класса «воздух-воздух» около 29 000

масса пустого снаряженного самолета 16 800

запас топлива во внутренних баках 10 900

Летные данные (расчетные):

максимальное число М полета 1,8

число М крейсерского полета при нефорсированном режиме работы двигателей 1,5

практический потолок 18 000 – 20000 м

установившаяся эксплуатационная

перегрузка при числе М› 1 6

потребная длина ВПП 915 м

расчетная вертикальная скорость при посадке 3,05 м/с

Сверхманевренность – американский подход

Самолет Х-31 на аэродроме

Программы создания современных боевых и исследовательских самолетов в конце восьмидесятых и в течение девяностых годов стали с головокружительной быстротой дорожать. Это связано в первую очередь с необходимостью разработки и внедрения новейших технологий, материалов, а также с дорогостоящим процессом интеграции всех бортовых систем в единый комплекс и разработки сверхсложного программного обеспечения для бортового компьютера и ЭДСУ. Даже такая богатейшая страна, как США, в один прекрасный момент столкнулась с необходимостью объединить свои усилия по созданию новых самолетов с другими странами, иначе проект грозил стать совершенно «неподъемным» с экономической точки зрения. В мире аналогичных примеров предостаточно – взять, к примеру, англо-германо-итальяно-испанский истребитель EF 2000 «Тайфун» или американо-английское детище – программу многофункционального истребителя JSF.

Крохотный экспериментальный самолетик Х-31 был разработан совместно американской фирмой «Рокуэлл» и германской «Мессершмитт-Белков-Блом» (МВБ). Это – первый из экспериментальных самолетов американской серии «X», созданный в результате совместной программы с участием другой страны. Он предназначен для исследования технических средств, обеспечивающих ведение ближнего маневренного воздушного боя с выходом на закритические утлы атаки. Идея использования закритических углов атаки для повышения маневренности истребителей – сверхманевренности была впервые за рубежом выдвинута фирмой МВБ, которая приступила к работам в этом направлении в 1977 году. Основана эта идея на прогнозируемом характере воздушного боя перспективных истребителей. Считается, что воздушный бой должен начинаться на больших и средних дистанциях за пределами визуальной видимости самолета противника. При непоражении противоборствующих самолетов на дальней дистанции воздушный бой, как правило, быстро переходит в ближний, который в связи с появлением всеракурсных ракет воздушного боя с инфракрасной головкой самонаведения должен характеризоваться повышенной (по сравнению с прошлым боевым опытом) долей атак с передней полусферы. Для выживания самолета в этих условиях требуется способность выполнять энергичные маневры с высокими угловыми скоростями и малыми радиусами разворотов, а также вести воздушную стрельбу «навскидку» с независимым управлением траекторией и угловой ориентацией самолета и возможностью кратковременного выхода на закритические углы атаки.

Х-31 демонстрирует выход на закритический угол атаки

В 1983 г. МВВ предложила

ВВС ФРГ включить требование «сверхманевренности» при составлении ТЗ на создание перспективного истребителя EFA и использовать для этого систему управления вектором тяги, но не добилась реализации своего предложения из-за его слишком высокой стоимости и неисследованности вопроса. В том же году фирма «Рокуэлл» по согласованию с МВВ приступила к самостоятельным исследованиям экспериментального самолета SNAKE (Энергетическое обеспечение сверхбольших углов атаки). В ноябре 1984 года управление перспективных исследований МО США DARPA заключило с фирмой «Рокуэлл» контракт на изучение облика такого самолета, причем МВВ выступила субподрядчиком. В сентябре 1986 года был заключен контракт на предварительное проектирование по программе EFM (Enhanced fighter manoeuverability – повышенная маневренность истребителя) экспериментального самолета, получившего в феврале 1987 года обозначение Х-31 А. В соответствии с межправительственным соглашением, подписанным в июне 1986 года, работы фирмы «Рокуэлл» финансировались управлением DARPA через командование авиационных систем ВМС США, а работы фирмы МВВ – министерством обороны ФРГ. Вначале ожидалось, что общие расходы по программе составят около 75 млн. долларов, из которых США оплатят 80%, но по оценкам 1990 г. расходы США должны были достичь 135 млн. долл., а ФРГ – 59 млн. долл. Фирма.«Рокуэлл» выступила в роли основного подрядчика и осуществляла общее руководство работами, а также отвечала за аэродинамическую компоновку самолета, разработку и изготовление фюзеляжа, ПГО, вертикального оперения и подсистем. Фирма МВВ отвечала за проектирование и изготовление крыла и дефлекторов тяги двигателя, а также за разработку законов управления самолетом.

С целью снижения стоимости самолета и сроков его разработки применена упрощенная геометрия самолета, обеспечивающая уменьшение числа деталей и упрощение технологии изготовления самолета; использованы повышенные запасы прочности, обеспечивающие уменьшение объема доводочных испытаний (например, расчетный запас по скоростному напору флаттера был увеличен при проектировании с обычных 32% до 44%, что устранило необходимость в проведении дорогостоящих испытаний флаттерной модели); используются 603 компонента от существующих самолетов, общая масса которых составляет 43% от массы пустого самолета Х-31.

Схема Х-31 основана на проекте фирмы «МВВ», предложенном по программе истребителя EFA. Облик Х-31 определили требования маневрирования на закритических углах атаки, снижения по крутой траектории (для исследования посадки перспективных самолетов на палубу авианосца), улучшенной маневренности на докритических режимах, независимого (от траекторного движения) ориентирования фюзеляжа, улучшенных характеристик торможения в полете и маневрирования с отрицательными перегрузками.

Интерьер кабины Х-31

Самолет построен по схеме «утка» с цельноповоротным среднерасположенньж ПГО и низкорасположенным крылом двойной стреловидности. Доля (по массе] материалов в конструкции самолета составляет: алюминиевые сплавы – 51%, эпоксидный углепластик – 17%, сталь – 5%, титановые сплавы – 5%, алюминиево-литиевый сплав – 4%, материал типа углерод-углерод – около 2%. Расчетный ресурс самолета составлял 300 часов.

Крыло имеет алюминиевую силовую конструкцию (15 лонжеронов – передний стреловидный, остальные прямые – и четыре нервюры на каждой консоли) и обшивку из эпоксидного углепластика. Удлинение крыла – 2,5, стреловидность по передней кромке внутренней части крыла – 56,6°, внешней части – 45°, средняя относительная толщина профиля: 5,5% (в корневом сечении 7,0%; внутренней части крыла 5%; внешней части, утолщенной для размещения приводов отклоняемых носков, 5,75%). Двухсекционные отклоняемые носки, занимающие около 2/3 размаха крыла, и двухсекционные элевоны также с углепластиковой обшивкой, причем элевоны имеют сотовый заполнитель на всю толщину. Носки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М. Кривизна крыла увеличивается при маневрировании на дозвуковых скоростях за счет отклонения вниз носков и элевонов и уменьшается в сверхзвуковом полете за счет отклонения вверх элевонов. Приводы носка крыла взяты от самолета F/A-18, элевонов – от конвертоплана «Боинг Вертол» V-22.

ПГО имеет размах 2,64 м, площадь 2,19 м^2 , стреловидность по передней кромке 45°, симметричный профиль с относительной толщиной 5% и может отклоняться в диапазоне от + 20° до – 70°, выполнено с обшивкой из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем. Шарнирный узел поворота консолей ПГО был взят от бомбардировщика «Рокуэлл» В-1В, где он используется для крепления поверхностей системы подавления упругих колебаний фюзеляжа.

Фюзеляж – типа полумонокок с 4 основными продольными балками и 11 усиленными шпангоутами; 9 шпангоутов получены фрезерованием из цельных алюминиевых заготовок, 2 остальных шпангоута составные. Для уменьшения трансзвукового сопротивления верхняя центральная секция фюзеляжа в соответствии с правилом площадей скошена вниз в направлении от кабины к килю, в то же время для снижения производственных расходов наибольшая часть этой секции имеет постоянное поперечное сечение с идентичными прессованными вспомогательными шпангоутами. Стапель для сборки фюзеляжа был упрощен, фюзеляжные шпангоуты при этом использовались как элементы стапеля.