Самолет Х-29 буксируют к старту
Отмечались и недостатки самолетов с КОС, такие как повышенное волновое сопротивление в сверхзвуковом полете, что не позволяет создать самолет с КОС, имеющий 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.
Сборка первого Х-29
Фюзеляж полумонококовой конструкции был выполнен из алюминиевых сплавов. Фонарь кабины открывался с помощью гидроцилиндров вверх-назад. Кабина летчика герметизирована, оснащена катапультным креслом Мартин-Бейкер GR07A. 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 Дайнмикс» 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» F404-GE-400 имел двухвальную схему и степень двухконтурности 0,34. Сопло – сходящееся-расходящееся имело 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.
На Х-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-1063В/АРХ-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.
Сборка первого Х-29. Обратите внимание на надпись «U.S. AIR FORCE», доставшуюся этому самолету от серийного F-5A
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 по 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.