Фейри FD-2.

В Англии первым самолетом класса 2М стал экспериментальный самолет бесхвостой схемы с треугольным крылом FD-2 фирмы Фейри, установивший 10 марта 1956 года официальный мировой рекорд скорости установившегося горизонтального полета равный 1822 км/час. Фирма Фейри начала заниматься проблемами скоростного треугольного крыла еще в конце второй мировой войны. Первые результаты разработок экспериментального самолета FD-2 были получены в 1951 -1952 годах. Самолет имел крыло со стреловидностью по передней кромке 60 градусов и относительной толщиной 4-5%. Концы крыла были срезаны, корневые части утолщены - в них размещались воздухозаборники с острой передней кромкой и колодцы уборки шасси. На задней кромке крыло имело раздельные элероны и рули высоты. Механизмы их привода выступали под нижней поверхностью крыла и закрывались обтекателями. На верхней поверхности крыла были установлены большие аэродинамические гребни. Фюзеляж постоянного круглого сечения в зауженной носовой части переходил в овальное. Заостренная коническая носовая часть имела обратную кривизну в начале у штанги ПВД. Фонарь почти не выступал из обводов фюзеляжа и имел небольшую площадь остекления. Для улучшения обзора при посадке носовая часть вместе с кабиной отклонялась вниз примерно на 10 градусов при помощи специального гидроцилиндра. Это дало возможность сократить размеры фонаря и уменьшить полное сопротивление самолета. Такое решение было новаторским и впоследствии перекочевало на все крупные самолеты классов 2М и ЗМ - начиная с "Сотки" П. О. Сухого и кончая "Конкордом" и Ту-144. На самолете установлен ТРД Ролле-Ройс "Эйвон" с форсажной камерой и регулируемым соплом. Запуск двигателя производился электростартером. Основные воздухозаборники снабжены были устройством для отвода пограничного слоя. Воздухозаборники охлаждения двигателя располагались на верхней поверхности фюзеляжа и выступали за его обводы. Управляемость самолета явилась сложным конструктивным вопросом, который был решен путем применения дублированного бустерного управления. Главное шасси имело рычажную подвеску. Колеса имели узкие пневматики высокого давления для облегчения уборки в тонкое крыло. Тем не менее створки колодцев шасси имели наружные выступы. В обтекателе в основании киля размещался тормозной парашют. На самолете проводились многочисленные исследования и устанавливались различные новые виды оборудования. В частности проведены испытания новых серебряно-цинковых аккумуляторов емкостью 40 ампер-часов, что обеспечивало 20 запусков двигателя без перезарядки. Самолет FD-2 явился заметной вехой в истории сверхзвуковой авиации. По ряду параметров он обогнал американскую бесхвостку с треугольным крылом F-102 и стал первым самолетом мира класса 2М с треугольным крылом. Проведенные на этом самолете исследования облегчили и создание первого английского боевого самолета этого класса- всепогодного перехватчика "Лайтнинг".

Х-29 А

В 1976 году Управление перспективного плани- рования министерства обороны США и лаборатория динамики полета ВВС заключили контракты с фирмами Дженерал Дайнемикс, Грумман и Рокуэлл Интернейшнл на осуществление исследований по созданию самолета с крылом обратной стреловидности. Целью исследований являлась оценка снижения веса самолета, определение преимуществ и расширение научно-технической базы для разработки боевых самолетов этой схемы. Из представленных проектов для практической работы был выбран проект фирмы Грумман, с которой в 1981 году был подписан контракт (в сумме 71,3 млн. долларов) на постройку двух экспериментальных образцов самолета, получившего обозначение Х-29 А. Для скоростных самолетов обратная стреловидность крыла обеспечивает повышение аэродинамического качества на околозвуковых скоростях на 10-20%, что снижает требования к мощности двигателя, сокращает расход топлива и позволяет в конечном итоге получить более легкую и компактную конструкцию. Но, до середины 70-х годов практическое осуществление такой схемы сдерживалось недостаточной стойкостью алюминиевых сплавов к повышенным нагрузкам на кручение, чем отличается крыло обратной стреловидности. Преодолеть этот барьер позволили новые композиционные материалы с высокой удельной прочностью, что и позволило перейти от теории к практике. Самолет Х-29 А в компоновочном отношении представляет собой однодвигательный однокилевой моноплан, построенный по аэродинамической схеме "утка", с крылом обратной стреловидности, имеющим в корневой части вытянутые к хвосту наплывы с закрылками на концах. Крыло сверхкритического профиля имеет сложную механизацию для дискретного изменения кривизны профиля. Переднее горизонтальное оперение большой площади расположено близко к крылу. С целью снижения стоимости самолета в его конструкции и оборудрвании использованы компоненты серийных самолетов. Носовая часть фюзеляжа - от истребителя F-5, основные стойки шасси - от F-16, двигатель (тягой на форсаже 7300 кг) - от F-18. На задней кромке крыла по всему размаху установлены флапероны, отклоняемые симметрично для управления по тангажу, и ассиммет-рично - по крену. Они разделены на три секции, каждая из которых разделена по хорде на две части, подвешенные на шарнирах (основные шарниры находятся на 75%, а вспомогательные - на 90% хорды). Участки каждой секции механически связаны между собой так, что на каждый градус отклонения переднего участка, задний отклоняется дополнительно на один градус. Переднее горизонтальное оперение трапециевидной формы цельно-поворотное, и также используется для управления по тангажу. Центр тяжести самолета находится на 35% средней аэродинамической хорды позади центра приложения сил комбинации крыла и стабилизатора. Смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковой скорости на 40% делает самолет нейтрально устойчивым, хотя в целом он в высшей степени статически неустойчив. Управление по тангажу осуществляется как стабилизатором, так и флаперонами крыла и закрылками на наплывах. Работая совместно, они обеспечивают минимальное балансировочное сопротивление на всех режимах, и улучшают реакцию самолета при входе в маневр, увеличивая угловое ускорение. Все три вида поверхностей отклоняются непрерывно - стабилизатор для основного управления по тангажу, флапероны для управления по крену, изменения подъемной силы и кривизны профиля, закрылки дополняют стабилизатор в управлении по тангажу на малых скоростях и при выводе из крутого пикирования. Высокая степень статической неустойчивости в сочетании со сложностью управления всеми аэродинамическими поверхностями потребовали создания специальной компьютеризованной электродистанционной системы управления с 3-х кратным резервированием. Каждый канал управления имеет двойной цифровой процессор обработки сигналов и дополнительный аналоговый процессор для дублирования при аварии. Датчиками системы управления служат система измерения углов тангажа, крена и рысканья, устройство получения воздушных данных, а также гироскопы и акселерометры. Первый полет самолет совершил летом 1984 года. Летние испытания предполагалось завершить в 1985 году, однако, фирма Грумман решила продолжить исследования для отработки на этом самолете перспективных технических решений, которые могут быть применены в программе ATF 90-х годов (имелись в виду перспективные разработки истребителей F-22 и F-23).

Х-31А

Созданный фирмой Рокуэлл Интернейшнл при участии фирмы Мессершмидт-Волков-Блом, первый экземпляр Х-31А взлетел в октябре 1990 года. Самолет разработан как тактический истребитель из семейства экспериментальных машин "X" в рамках программы DARPA по обновлению систем вооружения США, и предназначен для опробования нового метода экстремального управления на закритических режимах, где другие самолеты теряют управляемость. Решить эту проблему предполагалось путем управляемого отклонения вектора тяги по всем трем осям посредством газодинамических рулей - лопаток из жаропрочных материалов, помещенных за соплом. Бортовая ЭВМ позволяет автоматически сочетать управление аэродинамическими поверхностями и газодинамическими рулями при маневрировании. Самолет Х-31 А представляет собой однодвигательный одноместный моноплан с треугольным крылом и однокилевым оперением, построенный по схеме "утка" с передним управляемым стабилизатором и центральным подфюзеляжным нерегулируемым воздухозаборником. В конструкции применены комбинированные композиционные материалы и использовано до 43% готовых агрегатов от серийных машин (F-16, A-7, V-22, F-20, F.-18). Крыло двойной стреловидности по передней кромке имеет толщину профиля 5,5% и оборудовано предкрылками по всему размаху, закрылками и элеронами. Передний стабилизатор цельноповоротный. В силовой установке использован двигатель от F-18 тягой на форсаже 7200 кг. Топливные баки размещены в фюзеляже. Программа испытаний предусматривает 400 летных часов. В первую очередь предполагается проверить летные характеристики в части маневренности и определить границы управляемости. Если данная система управления окажется пригодной, то она найдет применение на новейших перспективных машинах 90-х годов.

Самолет Х-31 А имеет следующие характеристики:

Размах крыла 7.3m
Длина самолета 13,2 м
Высота 4,3m
Площадь крыла 21,1 кв. м.
Колея шасси 2,2 м
База шасси 3,5 м
Вес пустого самолета 5175 кг
Полезная нагрузка 1449 кг
Макс, взлетный вес 6623 кг
Запас топлива 1496 кг
Макс, скорость 1,3 М
Макс, эксплуатационная перегрузка 9