В результате самолет напоминал бульдога, вцепившегося в огромную кость. Рационально спроектированный каплевидный фонарь давал летчику круговой обзор. Кабина, несмотря на маленькие размеры фюзеляжа, была просторна и эргономична.

ВМС США проявили крайнюю заинтересованность в самолете, ему был присвоен индекс XF5F-1. Вскоре комиссия Бюро по аэронавтике ВМС США уже приняла макет «Скайрокета», и фирма «Грумман» подписала с флотом контракт на изготовление прототипа самолета.

Из-за новизны концепции двухдвигательного палубного истребителя, а также из-за загруженности фирмы работами по одномоторному истребителю-моноплану «Уайлдкэт», прототип нового самолета (без вооружения и установочных мест под него) был готов лишь в начале 1940 года. После наземных проверок и рулежек 1 апреля 1940 года летчик Б. Джиллз поднял «Скайрокет» в воздух. Полет был прерван из-за опасного перегрева масла в обоих двигателях. Прототип подвергся модернизации, в ходе которой была видоизменена неудачная форма воздуховодов системы охлаждения масла. Проблемы с охлаждением и некоторые другие технические недоработки, свойственные любому новому самолету (кстати, на «Уайлдкэте» технических проблем было куда больше), успешно решили, и программа испытаний «Скайрокета» была продолжена. В ее ходе подтвердились оптимистичные оценки горизонтальной маневренности, отмечалась высокая энерговооруженность самолета и прекрасные разгонные характеристики, значительно превосходившие аналогичный параметр одномоторных машин. Вместе с тем из-за небольшого плеча выноса хвостового оперения самолет вяловато выходил на вертикаль и вообще реагировал на дачу руля высоты. Отмечалась также недостаточная устойчивость на курсе. Первую проблему с управляемостью решили увеличением угла отклонения руля высоты и передаточного числа в канале тангажа. Последние параметры подбирались экспериментальным путем, что затягивало программу испытаний с параллельным внесением изменений в конструкцию «Скайрокета». Модернизация самолета была начата в конце марта 1941 года и закончена лишь к январю 1942 года.

Модернизированный «Скайрокет» на земле.

К этому времени ВМС потеряли к самолету всякий интерес, он устаревал, к тому же дефицит двигателей «Циклон» не позволял роскошь запуска в серию двухмоторной машины. «Скайрокет» продолжали использовать в качестве летающего стенда для отработки технических решений, внедряемых в конструкции нового самолета фирмы «Грумман», будущего «Тайгеркэта». В начале февраля 1942 года, спустя три недели после возобновления полетов модернизированного прототипа, на заводском аэродроме в городе Бетпэйдж на посадке «Скайрокет» подломил ногу шасси. В результате получили повреждения мотогондола и законцовка крыла. Самолет, пользовавшийся большой любовью персонала завода, главным образом за свою симпатичную внешность и простоту обслуживания, был быстро отремонтирован и продолжал использоваться в качестве экспериментального ЛА вплоть до 11 декабря 1944 года, когда отказ гидропривода выпуска шасси привел к аварийной посадке на брюхо. Самолет получил значительные повреждения и более не восстанавливался. Его долгое время использовали в качестве учебного пособия для авиационных механиков. Всего самолет успел совершить 211 полетов.

Грумман «Скайрокет» в полете.

«Скайрокет» являлся первым двухдвигательным самолетом, предназначавшимся для использования с авианосцев. Опытный конструктор, Лерой Грумман подошел к проектированию этой во многом революционной машины со всей серьезностью и обстоятельностью. Но основная беда заключалась в том, что заказчик машины – Бюро по аэронавтике ВМС США – на момент создания «Небесной ракеты» плохо представляло себе роль и место авианосцев в структуре флота. Основными задачами, возлагаемыми на палубные самолеты, по старинке считались тактическая разведка и автономное рейдерство, причем самолеты должны были обнаруживать неприятельское судно, а топить его авианосец должен был артиллерийским огнем. В этих условиях мощно вооруженный, скоростной и скороподъемный истребитель, имевший прекрасную маневренность, но при этом весьма небольшую дальность, обусловленную установкой двух прожорливых двигателей, а также небольшими линейными размерами и, как следствие, недостаточными внутренними объемами для размещения топливных баков, оказался не у дел. Появление проекта одномоторного истребителя Грумман F6F «Хеллкэт», превосходившего «Скайрокет» буквально по всем параметрам, поставило окончательный крест на надеждах запустить последний в серийное производство. Но уроки и опыт, полученные при проектировании «Скайрокета», были в полной мере учтены при создании первого серийного двухмоторного истребителя, предназначенного для действий с палубы, – Грумман F7F «Тайгеркэт».

Палубный экспериментальный истребитель Грумман «Скайрокет» представлял собой цельнометаллический одноместный двухдвигательный низкоплан с разнесенным вертикальным оперением.

Самолет «Скайрокет» в ангаре. Вид спереди.

Фюзеляж – полумонокок с несущей обшивкой. В передней части находился отсек вооружения, за ним – кабина летчика с мощной защитой (передний бронешпангоут, бронеспинка и подгон), за бронеспинкой кабины располагались автоматический радиокомпас и радиостанция. Под хвостовой балкой имелся прямой гидравлически отклоняемый посадочный крюк – «жало».

Истребитель «Скайрокет» в полете.

Крыло – двухлонжеронное, с несущей обшивкой, цельнометаллическое. Конструктивно состояло из прямого центроплана и двух отъемных нескладывающихся консолей, имевших значительное сужение и небольшой положительный угол поперечного V. На центроплане располагались мотогондолы с колодцами шасси и вооружение. В центроплане и консолях размещались также основные непротектированные топливные баки. В случае запуска «Скайрокета» в серию все баки должны были получить протектирование и систему продувки инертным газом. В носке левой консоли монтировалась штанга ПВД. На крыле имелись двухсекционные закрылки большой площади. Элероны имели металлическую обшивку и внутреннюю весовую компенсацию.

Горизонтальное оперение – однолонжеронное, с усиленным носком и небольшим положительным углом поперечного V. Рули высоты – с дюралюминиевой обшивкой.

Вертикальное оперение – две шайбы шестиугольной неправильной формы. На верхних кромках шайб имелись небольшие радиомачты. Рули направления – с металлическим каркасом и полотняной обшивкой.

Самолет имел отклоняемые в полете триммеры во всех каналах управления.

Шасси – подкосной схемы, с хвостовым колесом. Основные стойки убирались в мотогондолы поворотом назад посредством гидропривода. Ниши закрывались каждая тремя створками, колесо в убранном положении частично находилось в потоке. Хвостовая опора – неубирающаяся, была снабжена обтекателем. Вместо колеса был применен резиновый цельнолитой каток, вполне приемлемый при использовании на палубе авианосца.

Двигательная установка – два девятицилиндровых однорядных звездообразных поршневых двигателя «Райт» XR 1820-40 (левый) и «Райт» XR 1820-42 (правый), соответственно левого и правого вращения, мощностью по 1200 л. с. с трехлопастными винтами «Гамильтон Стэндард».

Истребитель «Скайрокет».

Вооружение на прототипе не устанавливалось. Предполагалось два варианта компоновки вооружения: четыре 12,7-миллиметровых пулемета Браунинг с 450 патронами на ствол в передней кромке центроплана единым блоком либо шесть 12,7-миллиметровых пулеметов в двух вертикальных блоках с боекомплектом по 300 патронов на ствол, причем нижние пулеметы блоков должны были монтироваться в передней кромке крыла, а остальные – в носу фюзеляжа. Предполагалось также оснастить самолет двумя универсальными узлами подвески для ПТБ или бомб в районе стыков центроплана и консолей.

Размеры, м: размах крыла – 12,77, длина самолета – 8,73.

Самолет V-173 в полете над Коннектикутом

Самолет был настолько необычен, что представители Бюро по аэронавтике ВМС США, по заказу которых строился V-173, настояли на том, чтобы его натурный образец продули в аэродинамической трубе испытательного комплекса «Лэнгли-Филд», для того чтобы доказать, что «эта штука вообще может подняться в воздух». Результаты продувок показали правильность теоретических выкладок Циммермана, и 16 сентября 1941 г., всего через день после завершения продувок, ВМС заключили с фирмой «Чанс-Воут», в сотрудничестве с которой работал Циммерман, контракт на разработку палубного истребителя-дископлана.

23 ноября 1942 года шеф-пилот фирмы «Чанс- Воут» Бун Гайтон поднял V-173 в воздух. После решения некоторых незначительных технических проблем самолет практически безаварийно налетал около полутора сотен часов, демонстрируя невиданные взлетно-посадочные характеристики – в частности, скорость отрыва всего в 40 – 50 км/ч. На рекордную максимальную скорость при столь мизерной мощности двигательной установки рассчитывать не приходилось. Но даже при суммарной мощности моторов, едва превосходящей мощность истребителя времен Первой мировой войны, V- 173 развивал максимальную скорость – 241 км/ч. Единственная авария произошла при вынужденной посадке на песчаный пляж при отказе обоих двигателей – самолет зарылся стойками в грунт и скапотировал, сломав деревянные лопасти винтов. Летчик остался цел, а самолет очень скоро восстановили.

Единственной проблемой, так и не решенной в процессе испытаний V-173, был плохой обзор вперед- вниз на взлете и посадке, обусловленный огромным стояночным углом самолета – около 40°. На макете нового истребителя, получившего индекс XF5U-1 и неофициальные названия «Летающий блинчик» и «Скиммер» («Шумовка»), для улучшения обзора было предусмотрено окошко в нижней части кабины. Макет имел, как и легкомоторный самолет-аналог, трехлопастные винты. Комиссия Бюро по аэронавтике ВМС США приняла макет 7 июня 1943 года. Но из-за низкого приоритета программы и прохладного отношения к самолету флотского командования контракт на изготовление двух прототипов XF5U-1 подписали лишь 15 июля 1944 года. Главным конструктором «Скиммера» был Ю. Гринвуд. Он предложил использовать в качестве материала для корпуса самолета металит – двухслойный материал, состоявший из внешней алюминиевой обшивки, к которой приклеивались бальзовые панели. Металит имел высокую прочность при рекордно низкой массе, допускал формование панелей обшивки штамповкой и при этом был весьма легок. Основной недостаток бальзы как конструкционного материала – ее гигроскопичность, с которой в полной мере столкнулись английские конструкторы, создавшие бомбардировщик «Москито», – в случае с металитом не проявлялся: нежное дерево было надежно защищено от атмосферной влаги внешней алюминиевой обечайкой.

Экспериментальная летающая модель Циммермана с удлинением крыла, равным 1

В результате применения металита конструкция планера сильно упрощалась в результате устранения большого количества внутренних силовых элементов и перераспределения нагрузки на обшивку. Кабина летчика была приподнята. В результате от нижнего окошка отказались, так как даже на стоянке обзор вперед-вниз стал вполне удовлетворителен. Летчик имел круговой обзор в полете благодаря каплевидному беспереплетному фонарю, для входа и выхода сдвигавшемуся назад. Фонарь имел пиропатрон для аварийного сброса.

Натурный самолет V-173 в аэродинамической трубе «Лэнгли-Филд»

В качестве основного вооружения предполагалось использовать шесть пулеметов «Кольт-Браунинг» калибром 12,7 мм, компактно расположенных в двух вертикальных батареях по бокам гондолы летчика вне дисков винтов. В серии предполагалось заменить их частично или полностью на перспективные скорострельные 20-миллиметровые пушки «Темко- Форд» Мк.12, что увеличивало мощь залпа до беспрецедентного для американских самолетов того времени значения. Перед кабиной летчика предполагалось разместить антенну РЛС, что делало «Скиммер» всесуточным самолетом. Под фюзеляжем планировалось разместить до шести пилонов для бомб, баков и НАР (только на центральной паре). Правда, на прототипах вооружение не устанавливалось. Самолет имел неплохую бронезащиту летчика – передний щиток, поддон и спинку – толщиной 12,7 мм. Бронировались также двигатели, редукторы и главный топливный бак. За бронеспинкой кабины располагалась радиостанция, имевшая антенну – растяжку, натянутую на двух подфюзеляжных мачтах.

Авария V-173 на пляже. Самолет практически не пострадал

Кроме цельноповоротных «элераторов» с весовой балансировкой, самолет имел встроенные в заднюю кромку корпуса закрылки. «Элераторы» и вертикальные кили и рули были целиком выполнены из металита. Все поверхности управления были снабжены триммерами.

Высокие стойки шасси консольной схемы со сдвоенными колесами убирались в фюзеляжные колодцы с помощью гидропривода. Аварийный выпуск шасси производился под собственной массой. Хвостовая опора с резиновым сдвоенным литым катком также убиралась в полете. Тормозной крюк имел беспрецедентную конструкцию – он располагался не под, а над корпусом самолета и выдвигался вниз-назад с помощью А-образной поворотной стойки.

Трехлопастные винты уступили место разработанным фирмой «Гамильтон Стэндард» четырехлопастным «разгруженным пропеллерам» с деревянными лопастями оптимизированной сложной формы со значительной геометрической круткой, имеющими во втулках автоматы перекоса наподобие вертолетных. На взлете и посадке с помощью автоматов перекоса компенсировалась ассиметричность обтекания винтов, работающих в косом потоке при угле атаки в 40 – 45°. Как и на V-173, винты были синхронизированы. Они устанавливались на тонких длинных пилонах, расположенных почти на крайних точках размаха крыла – корпуса.

Макет самолета XF5U-1, представленный в Бюро по аэронавтике ВМС США

Высокая энерговооруженность и низкая нагрузка на площадь дисков винтов позволяла самолету взлетать вертикально, по-вертолетному, со специальной рампы. В бою возможность неподвижного зависания также сулила большие тактические преимущества.

В качестве двигательной установки использовались два звездообразных мотора воздушного охлаждения «Пратт-Уитни» R-2000 максимальной мощностью 1350 л. с. (с водяным форсированием). На втором прототипе были установлены турбонагнетатели Райт. Двигатели были снабжены разобщительными муфтами, чтобы в случае повреждения или отказа любой из них можно было отключить от синхронизированных винтов. Топливная система была рассчитана на бесперебойную работу на режиме вертикального взлета и висения по-вертолетному. Воздух для охлаждения двигателей поступал через большие круглые лобовые воздухозаборники. За двигателями на корпусе сверху и снизу имелись створки регулирования тока охлаждающего воздуха. Крутящий момент передавался на низкоскоростные винты через пятикратные понижающие редукторы.

V-173 на земле до первого полета. Обратите внимание на обтекатели шасси

Первый прототип самолета был изготовлен на заводе фирмы «Чанс-Воут» в городе Стратфорд (штат Коннектикут) к 25 июня 1945 года. Приемосдаточные испытания должны были проходить на авиабазе Мюрок в Калифорнии. Первый полет долгое время откладывался из-за запретов, исходящих от руководства ВМС. Лишь 12 января 1947 года Бун Гайтон поднял «Скиммер» в воздух. В ходе заводских испытаний по урезанной из-за недостаточного финансирования программе самолет продемонстрировал отличную управляемость, высокие взлетно-посадочные характеристики, не уступающие показанным V-173, а также рекордную скорость – 811 км/ч на высоте 8808 м. Но к середине 1947 года, когда на вооружение вовсю поступали реактивные самолеты, ВМС США окончательно потеряли интерес к программе, прекратили ее финансировать и даже запретили дальнейшие полеты на самолетах. Весной 1948 года оба прототипа «Скиммера» были уничтожены.

«Скиммер» на аэродроме. Обратите внимание на форму лопастей «разгруженных» пропеллеров

В случае появления «Скиммера» на вооружении ВМС США году в 1943-м, что стало бы вполне реально, если бы приоритет программы был выше, американские конвойные авианосцы получили бы в состав своих авиагрупп компактную, мощно вооруженную машину, обладающую, кроме того, рекордной скоростью, скороподъемностью, живучестью (благодаря интегральной компоновке, наличию двух двигателей и применению металита) и уникальными взлетно-посадочными характеристиками, а также способную на выполнение тактических приемов типа «колокол», перехода из горизонтального полета в висение по-вертолетному и прочих, что при должной подготовке летчиков давало бы «Скиммерам» огромное тактическое преимущество при ведении воздушного боя с истребителями противника. Теснота в ангарах конвойных и эскортных АВ, строившихся на базе транспортных судов, была обусловлена вынужденным разнотипьем и значительными размерами «Корсаров», «Хеллкэтов» и «Эвенджеров», создававшихся в расчете на использование, в первую очередь, с ударных АВ. «Скиммер» же, неплохо подходивший для использования в качестве бомбардировщика, топмачтовика и, возможно, даже торпедоносца, а кроме того, весьма компактный, мог помочь решить проблему разнотипья авиапарка конвойных авианосцев и значительно расширить их боевые возможности.

Первый экземпляр «Скиммера», вид сзади. Обратите внимание на открытые жалюзи охлаждения и оригинальную стремянку

Схема истребителя XF5U-1 «Скиммер»

Параметр компактности можно было улучшить за счет внедрения узлов складывания «элераторов» и лопастей винтов. Технически это не представляло проблемы. Но настроенные консервативно чиновники от авиации из Бюро по аэронавтике предпочли более ортодоксально выглядящие самолеты, для производства которых не надо было радикально менять технологию и на которые можно было готовить летчиков, не меняя программы обучения. В результате один из наиболее многообещающих проектов Второй мировой войны был реализован даже не к началу, а после завершения шапочного разбора. Большой ошибкой, на мой взгляд, как авиационного историка, было бездушное уничтожение обоих прототипов «Скиммера» и его макета, предъявленного в свое время в Бюро по аэронавтике.

В настоящее время в Смитсонианском музее в городе Вашингтоне сохраняется лишь легкомоторный аналог «Скиммера», самолет V-173.

Первый прототип ХВ-42 с экспериментальным ТРД под крылом

Монтаж винтов от истребителя «Корсар» на XF5U-1 на заводе в Стратфорде

Характеристики истребителя-дископлана Чанс-Воут XF5U-1 «Скиммер»

Размеры, м:

размах «элераторов» 9,9

длина 8,7

Максимальная взлетная масса, кг 8453

Силовая установка 2 два двухрядных звездообразных ПД воздушного охлаждения Пратт-Уитни R 2000-7 мощностью по 1350 л. с.

Максимальная скорость на высоте 4500 м 625 км/ч

Максимальная достигнутая скорость на высоте 8808 м

при использовании турбокомпрессоров 811 км/ч

В 1943 году коллектив фирмы «Дуглас» в городе Санта-Моника предложил вниманию ВВС США эскизный проект среднего бомбардировщика, радующий почти оптимальным сочетанием классических черт и элементов новизны. Это был самолет с двумя двигателями, расположенными в фюзеляже и вращающими посредством длинных валов соосные винты, расположенные в хвостовой части фюзеляжа. Под отсеком двигателей располагался длинный и очень емкий бомбоотсек. Крестообразное оперение служило хорошей защитой для воздушных винтов на взлете и посадке. Экипаж состоял из трех человек: двух летчиков и штурмана-бомбардира.

Казалось бы, проект лишен серьезных недостатков. Еще на стадии аванпроекта были прекрасно продуманы все технические решения, которые предстояло воплотить в этом проекте. Оснащенный рядными двигателями жидкостного охлаждения «Аллисон» V-1710-125 мощностью по 1725 л. с., расположенными тандемно, самолет должен был поднимать до 3600 кг бомб – столько же, сколько несла первая «летающая крепость» В-17А. Причем благодаря большому и длинному бомбоотсеку новая машина могла брать на борт английские 1800-килограммовые и 3600-килограммовые бомбы повышенной мощности. Максимальная скорость оценивалась в 690 – 700 км/ч – для 1943 года фантастическая цифра. Такая невероятная для среднего бомбардировщика скорость достигалась путем максимального зализывания фюзеляжа, облагораживания его аэродинамики и главным образом благодаря применению ламинарного крыла. Расчетная дальность полета превосходила дальность В-17 последних серий.

Необходимо отметить, что в конструкции нового самолета не было использовано никаких принципиально новых на 1943 году материалов и технологий, чье освоение могло задержать передачу самолета в серию. Беда заключалась в другом – постройка, доводка и испытания самолета требовали слишком много времени, что и стало в конце концов приговором этому детищу фирмы «Дуглас».

Основная проблема, стоявшая перед проектировщиками, заключалась в том, как передать вращательный момент от двигателей к винтам. Специалисты фирмы «Дуглас» изучили опыт Белла, накопленный при создании знаменитой «Аэрокобры», и нашли решение: двигатели соединялись с пропеллерами длинным валом, состоявшим из пяти секций, – валов от самолета Р-39. Вращающий момент передавался на большой планетарный редуктор, располагавшийся в районе хвостового оперения. Из редуктора выходили два концентрических вала противоположного вращения, приводивших в движение два трехлопастных пропеллера «Кертисс Электрик» диаметром по 4 м. Система получилась не очень изящная и достаточно перетяжеленная, но эти недостатки с лихвой компенсировались ростом летных данных, полученных путем ее применения. Для безопасного покидания самолета винты можно было отстрелить.

ВВС проявили огромную заинтересованность в подобном сверхсамолете и, не теряя времени, в мае 1943 года заключили с фирмой «Дуглас» контракт на изготовление двух прототипов, получивших наименование ХА-42 «Миксмастер» («Смешивающий коктейли») – такое собственное имя было скорее всего обусловлено винтами противоположного вращения, напоминавшими миксер. В начале 1944 года, когда стало ясно, что основным назначением самолета станет не непосредственная поддержка войск, а тактические и стратегические бомбовые удары, сменили «штурмовое» обозначение ХА на «бомбардировочное» ХВ.

Самолет ХВ-43 в полете

Сроки постройки самолетов поджимали, война близилась к концу. Первый прототип был готов к летным испытаниям в мае 1944 года. Самолет был очень красив и изящен. Кабина летчиков была скомпонована весьма оригинально: командир и второй пилот имели два каплевидных индивидуальных фонаря, расположенных симметрично. Фонари производили впечатление лягушачьих глаз, поэтому ХВ-42 живо получил прозвище «Летающая лягушка». В случае необходимости летчики могли поменяться местами в полете, компоновка позволяла без особых неудобств перебраться из одной кабины в другую. Впереди, закрытый плексигласовым носовым блистером, находился штурман-бомбардир. При серийном производстве предполагалось применить модульную конструкцию носовой части с возможностью установки вместо штурманской кабины батареи из 8-12 пулеметов калибра 12,7 мм по типу штурмовых модификаций бомбардировщика Норт Америкен В-25 «Митчелл».

Новый самолет имел весьма высокую скорость полета, и лишь немногие современные ему истребители могли его догнать. Тем не менее специалисты-вооруженцы не решились полностью отказаться от защиты задней полусферы. Оборонительное вооружение невозможно было разместить в фюзеляже – там просто не было места. Кроме того, винты перекрывали бы сектор обстрела. Пришлось разместить спаренные пулеметные установки в крыле между элероном и закрылком, примерно на половине его размаха. Пулеметные барбеты, почти целиком скрытые в тонком крыле, в походном положении практически не создавали сопротивления. Патронные ящики находились в крыле. Прицеливание осуществлялось дистанционно, стрельбу мог вести любой из летчиков, развернув свое кресло на 180°.

Ввиду малой толщины крыла шасси самолета при уборке пряталось в заднюю часть фюзеляжа, где было достаточно места, – сразу за бомбоотсеком находились лишь два относительно небольших бака, масляный и гликолевый.

Бомбардировщик ХВ-43. Обратите внимание на конструкцию шасси

Крыло было скомпоновано весьма плотно: в его корне размещались воздухозаборники двигателей и системы охлаждения, рядом с ними дальше от фюзеляжа располагались патронные ящики и пулеметные барбеты, а остальной объем занимали протектированные топливные баки.

Фирма «Дуглас» осуществляла параллельную разработку пассажирского варианта «Миксмастера» – самолета DC-8 «Скайбас», неслыханной по тем временам пассажировместимости – 48 человек. К сожалению, эта разработка так и не вышла из стадии аванпроекта.

6 мая 1944 года на авиабазе Райт-Филд состоялся первый полет «Миксмастера». Прототип налетал более 150 часов в процессе летных испытаний, после чего был передан заказчику. В июле был готов и второй прототип, отличавшийся от первого общим фонарем кабины вместо двух «лягушачьих глаз». Программа ХВ-42 держалась в строгом секрете, самолеты были показаны публике лишь в сентябре 1945 года, через месяц после окончания второй мировой войны. К этому времени стало ясно, что самолет в серию не пойдет. Первый прототип переделали в летающую лабораторию для испытаний новых реактивных двигателей «Вестингауз» Х19В-2, получивших в серии наименование J30. Два этих небольших двигателя с тягой по 530 кгс были смонтированы под крылом «Миксмастера».

8 декабря 1945 года второй прототип ХВ-42 совершил рекордный трансконтинентальный перелет из Лонг-Бич, штат Калифорния, в Боллинг-Филд, округ Колумбия. Расстояние в 3790 км было преодолено за 5 часов 17 минут со средней скоростью 717,8 км/ч, что улучшило более чем на час значение предыдущего рекорда. К сожалению, несколькими днями позже, 16 декабря, у самолета вскоре после взлета из Боллинг- Филд отказал один из двигателей и экипаж был вынужден спасаться на парашютах, предварительно отстрелив винты. Самолет разбился возле города Оксен-Хилл, штат Мэриленд. Случайный очевидец катастрофы сообщил о ней в местную газету, после чего в прессе неоднократно заявляли, что причиной катастрофы стало то, что у самолета якобы отвалился мотор: очевидно, отстрел винтов был истолкован таким образом.

В 1946 году на посадке разбился и первый прототип «Миксмастера», видимо, причиной аварии стала высокая посадочная скорость, присущая всем самолетам с ламинарным крылом.

После отказа от программы ХВ-42 фирма «Дуглас» продолжила его линию, спроектировав и построив самолет с реактивными двигателями на его основе. Эта машина получила индекс ХВ-43, на ней установили два двигателя «Дженерал Электрик» TG-180, впоследствии выпускавшиеся серийно фирмой «Аллисон» под названием J35 (2000 кгс). Двигатель был длиннее и тоньше, чем его поршневой предшественник, поэтому их установили рядом в несколько увеличенном двигательном отсеке. Воздухозаборники располагались по бокам верхней части фюзеляжа в районе кабины. Они имели прямоугольную форму и были выполнены заподлицо с обшивкой. На внутренней стенке воздухозаборника имелась пластинка, отсекавшая пограничный слой. Хвостовая часть подверглась коренной переделке, в ней теперь находились реактивные трубы двигателей и весовые балансиры для компенсации веса уменьшенного хвостового оперения. Теперь от нижнего киля, выполнявшего роль пяты безопасности на ХВ-42, отказались полностью, немного увеличив площадь верхнего киля. В отличие от предшественника ХВ-43 имел герметизированную кабину и значительно усовершенствованное бортовое оборудование. Оборонительного вооружения не планировалось, закрылки были увеличены, теперь они продолжались до самых элеронов.

Экспериментальные самолеты ХВ-43 на авиабазе Мюрок Драй-Лейк

Первый прототип ХВ-43, поднявшийся в воздух в мае 1946 года на базе Мюрок Драй-Лейк, был оснащен недоведенными двигателями, разрешенная тяга которых составляла всего 1520 кгс. Несмотря на это, его скорость в горизонтальном полете составила 840 км/ч. Это был первый американский реактивный бомбардировщик, и если ХВ-42 можно было назвать первым бомбардировщиком, развившим скорость 400 миль в час (661 км/ч), то ХВ-43 стал первым бомбардировщиком, давшим 500 миль в час (826 км/ч), – ведь ни один немецкий реактивный бомбардировщик не мог развить такой скорости с подвешенными бомбами. Впрочем, самолет оказался довольно сложным в управлении, на малых высотах он имел низкую устойчивость, а с большой высоты не мог производить прицельное бомбометание – слишком высока была скорость. Как и «Миксмастер», ХВ-43 несколько запоздал появиться на свет, да и был откровенно «сыроват», так что ВВС отдали предпочтение четырехдвигательному самолету Норт Америкен «Торнадо».

Второй прототип, YB-43, прибыл в Мюрок из Лонг- Бич в мае 1947 году. Он отличался непрозрачной носовой частью фюзеляжа, по бокам которого имелось два небольших прямоугольных окна.

В течение шести лет два этих самолета использовались для различных испытаний: первый прототип сбрасывал новейшие бомбы и другие грузы на полигоне, а второй был летающим стендом для реактивных двигателей, причем зачастую летал с двумя разными двигателями. В 1953 году он был списан и отправлен в Смитсонианский музей, где в настоящее время занимает достойное место в коллекции знаменитых самолетов, ведь за годы своей службы YB-43 принял участие в большем количестве испытаний, чем какой-либо другой американский самолет.

Схема бомбардировщиков ХВ-42 и ХВ-43

Сравнительная таблица летно-технических характеристик
Характеристика	Самолет
	Дуглас ХВ-42 «Миксмастер»	Дуглас DC-8 «Скайбас»	Дуглас ХВ-43
Двигатели	2хАллисон V-1710 1725 л.с.	то же	2хДженерал Электрик TG-180 по 2000 кгс
Размах, м	21	33,6	21,5
Длина, м	15,45	23,7	15,7
Площадь крыла, м²	50,23	102,7	52,56
Вес пустого, кг	8460	9700	8343
Взлетный вес, кг	14 460	16 000	14 175
Максимальная скорость, км/ч	725	446	837
Полезная нагрузка	3600 кг	42 пассажира	3600 кг
Дальность с полной нагрузкой, км	3000	500	1980
Перегоночная дальность, км	6300		4700

Наученные горьким опытом первых поражений в тихоокеанской войне, американские военные пришли к выводу, что в определенных условиях их последним бастионом может оказаться Американский континент. Передовые аэродромы были захвачены противником, и американская авиация не могла наносить удары по его территории. В этом случае проблему возможно было решить лишь путем строительства стратегического бомбардировщика с большим радиусом действия. Так родилось техническое задание на самолет, ставший потом чудовищным шестимоторным В-36. Когда эта машина с радиусом действия около 9000 км была уже близка к завершению, выяснилось, что она не совсем вписывается в принятую концепцию применения бомбардировочной авиации: отсутствовал истребитель сопровождения, способный в течение всего полета следовать за своим подопечным. Технически создать такой истребитель было весьма непросто, он бы получился заведомо перетяжеленным и неспособным отразить атаку перехватчика. Не менее важным было то обстоя тельство, что, пролетев вместе с бомбардировщиком шесть-восемь часов, летчик уставал настолько, что становился легкой добычей для вражеских перехватчиков. Представители ВВС пришли к выводу, что проблему сопровождения В-36 можно решить лишь нетрадиционным методом. В декабре 1942 года ВВС США объявили конкурс под названием «Проект МХ-472» – эскортирование тяжелого сверхдальнего бомбардировщика. За два года комиссия ВВС рассмотрела ряд проектов, в том числе такие экзотические, как дистанционно управляемый таранный перехватчик с ПВРД. К осени 1944 года члены комиссии пришли к выводу, что оптимальным решением вопроса при существовавшем на то время уровне техники и технологии стало бы создание бортового «паразитного» истребителя, носимого в бомбоотсеке, запускаемого и принимаемого на борт с помощью специальной трапеции.

Единственной фирмой, представившей на рассмотрение комиссии достаточно серьезно проработанный проект такого самолета, была совсем молодая компания «МакДоннелл», называемая в американских авиационных кругах «Смелый маленький Мак». Несмотря на диапазон возникших проблем от весьма сложных до принципиально неразрешимых, инженеры фирмы под руководством Германа Баркли, работавшего до образования компании «МакДоннелл» на фирме «Кертисс», в короткий срок представили несколько аванпроектов, отвечающих требованиям ВВС. Были варианты как для полуутопленной, так и для внутренней подвески. К началу 1945 года представители ВВС выбрали проект, предусматривавший внутреннюю подвеску, имевший фирменное обозначение «Модель 27D». Длина самолета ограничивалась размером бомбоотсека бомбардировщика-носителя (4,88 х 3,0 м) и составляла всего 4,5 м. Самолет должен был нести нормальное истребительное вооружение – 4 крупнокалиберных пулемета – и по спецификации мог быть выпущен и принят носителем в течение полутора минут на высоте от 10 тыс. до 12 тыс. м.

Конструкция фюзеляжа нового самолета – цельнометаллический полумонокок из алюминиевых сплавов длиной 4,32, шириной 1,27 и высотой 2,0 м. Все оборудование, вооружение и топливные баки устанавливались внутри его, так как крыло было очень тонкое, имело сложную конструкцию и узел складывания у самого корня. Крыло имело стреловидность 37° по передней кромке и отрицательное поперечное V 3°. Турбореактивный двигатель «Вестингауз» J-34WE-22 с максимальной тягой 1361 кг был установлен в носовой части фюзеляжа для того, чтобы сдвинуть вперед центр тяжести самолета, благодаря чему увеличивалось плечо хвостового оперения. От двигателя к срезу сопла шла выхлопная труба длиной 1,32 м. Двигатель и трубу покрывал слой фибергласовой ваты, укутанный алюминиевой фольгой для уменьшения теплоотдачи. Кроме того, снаружи двигатель обдувался воздухом, отбираемым из воздухозаборника.

«Гоблин» на транспортировочной тележке. Обратите внимание на конструкцию крюка

При скорости набегающего потока более 250 км/ч двигатель авторотировал, так что прокрутки турбокомпрессора при старте не требовалось. Зажигание обеспечивалось аккумулятором Виллард ВВ 206/V.

Было рассмотрено несколько вариантов подцепки истребителя к носителю, в том числе с помощью длинного троса с петлей на конце, после захвата которой истребитель просто втягивался в бомбоотсек. Но ввиду нежесткости троса могло произойти столкновение подтягиваемого истребителя с носителем. Чтобы избежать этого, в качестве приспособления для подцепки была выбрана жесткая трапеция сложной конструкции, уводящая паразитный истребитель далеко от фюзеляжа носителя и сводящая на нет риск столкновения.

Подцепочное приспособление, установленное на истребителе, представляло собой убираемый стальной крюк с подпружиненной предохранительной скобкой. Отсоединение от носителя осуществлялось поворотом головы крюка. Привод уборки – электрический. Система подвески была спроектирована на основе аналогичного устройства, установленного в тридцатых годах на дирижаблях «Акрон» и «Мэкон». В выпущенном положении голова крюка находилась над передней частью фонаря кабины в поле зрения пилота.

В фюзеляже были установлены весовые аналоги четырех пулеметов «Кольт – Браунинг» М-3 калибром 12,7 мм и боезапаса в 300 патронов на ствол. Амбразуры оружия на прототипах были закрыты накладками. Предусматривалась установка кинофотопулемета. Впоследствии пулеметы планировалось заменить 20-миллиметровыми пушками «Форд-Понтиак» М-39. Перезарядка оружия осуществлялась пневмосистемой с отбором воздуха от компрессора двигателя.

Кабина самолета имела объем всего 0,74 куб. м. – ничтожно малый даже для такого «карлика». Тем не менее были предусмотрены обогрев, герметизация и наддув – не надо забывать, что рабочий потолок В-36 первых моделей уже составлял 13 000 м. Сверх того, имелись система подачи кислорода высокого давления и баллончик с запасом кислорода для дыхания летчика после аварийного покидания самолета. Система спасения летчика представляла собой один из первых вариантов катапультируемого кресла, Т-4Е, с наклоном спинки 33°. Из-за тесноты его не смогли сделать регулируемым по высоте, пришлось сделать регулируемыми педали и пулеметный прицел.

Натурный макет «Гоблина» и штанги для его причаливания

Приборная доска несла необходимый минимум приборов: навигационные – индикаторы автоматического радиокомпаса (АРК) и гирокомпаса; пилотажные – указатель воздушной скорости, альтиметр и акселерометр; приборы контроля двигателя – указатели оборотов турбокомпрессора, температуры турбины, топливомер и указатель давления топлива. Имелся также указатель давления в кабине. Чтобы при катапультировании летчик не повредил ног, приборная доска должна была отстрелиться вместе с фонарем кабины.

Из радиооборудования на серийном «паразитном» истребителе должны были быть установлены радиокомпас AN/APN-61 и УКВ- радиостанция AN/ARC-5, чья антенна должна была размещаться в фибергласовой законцовке верхнего левого киля. Впрочем, на прототипах за ненадобностью радиооборудование отсутствовало.

«Гоблин», подвешенный под «Монстро»

Вся электропроводка на самолете для обеспечения пожарной безопасности была упрятана в несгораемые рукава и коробы. В подвесном крюке и в обечайке воздухозаборника имелись разъемы для подключения внешнего электропитания.

Топливная система на прототипах состояла из одного подковообразного протектированного топливного бака емкостью 435 л, опоясывавшего двигатель. Обеспечивалась работа двигателя на полной мощности в течение 20 минут и еще 32 минуты – на крейсерской. Максимальная продолжительность полета составляла 1 час 17 минут. На серийных самолетах предполагалось установить еще два 113-литровых крыльевых бака-отсека и 95-литровый бак в гаргроте. Все баки имели систему заполнения инертным газом. Кроме того, самолет был снабжен углекислотной системой пожаротушения.

Крыло – двухлонжеронный кессон, складное. Узлы складывания находились в самом его корне и имели шпилечные замки выпущенного и сложенного положения с электромеханическим приводом.

Система управления по крену – без гидроусилителей, элероны обычного типа, с аэродинамической компенсацией и регулируемыми в полете триммерами. В отличие от нее, управление по каналу тангажа было организовано весьма своеобразно – путем дифференцированного отклонения четырех расположенных крестообразно рулевых поверхностей. В основе закона их отклонения лежал тот же принцип, что и у самолетов с V-образным оперением: при даче ручки они отклонялись в одну сторону, а при педалировании – в разные. В канале управления хвостовыми поверхностями был установлен оригинальный дифференцирующий механизм. Рули также были снабжены триммерами, регулируемыми в полете, что было особенно важно, гак как центровка самолета по мере выработки топлива сильно менялась.

Перед летными испытаниями из-за явно недостаточной площади вертикального оперения и его малого плеча на обоих прототипах установили по два дополнительных неподвижных киля – сверху и снизу хвостового конуса – ддя повышения путевой устойчивости.

Под фюзеляжем имелся гидравлически-отклоняемый щиток – аэродинамический тормоз, управлявшийся ползуном, расположенным на РУДе. При превышении максимально разрешенной воздушной скорости в 900 км/ч он отклонялся автоматически.

Автоматические предкрылки отклонялись при падении воздушной скорости ниже 297 км/ч. Привод – электромеханический, через червячную пару.

По просьбе представителя ВВС на самолет поставили примитивные посадочные приспособления, чтобы избежать повреждений при посадке на землю. Это были сильно выдававшаяся вперед лыжа-рессора, гнутая из стальной полосы, для предотвращения капотирования, и две маленькие стальные пяты на концах крыла.

Деревянный макет истребителя, получившего официальное наименование ХР-85 (с июня 1948 года – XF) «Гоблин», и подвесная трапеция для него были продемонстрированы представителям заказчика 2 июня 1946 года. 8 июня ВВС заказали два прототипа самолета и один планер для статических испытаний. Все они не имели вооружения и радиоэлектронного оборудования. В конце 1946 года построенный в кратчайшие сроки и с большой тщательностью прототип «Гоблина» номер 1 (серийный номер 46-523) был доставлен с опытного завода фирмы «МакДоннелл» в Сент-Луисе, Миссури, на авиабазу Моффетт-Филд в Калифорнии для продувок в аэродинамической трубе НАСА. Но при перевозке его постигла большая неудача – во время погрузки на трейлер плохо застропленный самолетик сорвался и рухнул с высоты трех метров на бетон. Была сильно повреждена носовая часть, топливный бак и двигатель. Первый «Гоблин» вернули в Сент-Луис для ремонта. Испытания решили продолжить на втором прототипе (серийный номер 46-524).

Программа подвесного истребителя фирмы «Мак- Доннелл» вызвала столь большой интерес у представителей заказчика, что фирме «Конвэр» было дано указание оборудовать все бомбардировщики В-36, начиная с 23-го серийного самолета, трапецией для «Гоблина». Кроме того, десять процентов этих бомбардировщиков должно было быть выпущено в варианте «чистых» воздушных авианосцев с тремя-четырьмя «паразитными» истребителями на борту. Первая серия «Гоблинов» должна была насчитывать 100 машин, имелся проект переделки F-85 в носимый самолет-разведчик – комбинация, воплотившаяся в системе FICON, разведчике Рипаблик F-84F, базирующемся в бомбоотсеке носителя GRB-36.

В начале 1948 года продувки были завершены. В их результате выяснилось, что предкрылки малоэффективны, а крюк в выпущеном состоянии резко, на 75 процентов, понижает путевую устойчивость из-за того, что открытый колодец для его уборки действует на большой скорости как пластина, поставленная поперек потока. Угол отклонения предкрылков увеличили, крюк зафиксировали в выпущеном положении, а его колодец закрыли обтекателем. После всех доработок самолет доставили на авиабазу Мюрок Драй-Лейк, где его дожидался переоборудованный в носитель бомбардировщик ЕВ-29 с собственным именем «Монстро».

«Гоблин» в авиационном музее

Этот самолет некоторое время стоял на вооружении, правда, ни разу не принимал участия в боевых действиях. На момент переделки в носитель для «Гоблина» он налетал всего 180 часов. Главной переделкой было расширение заднего бомбоотсека и установка складной трапеции фирмы «Мак- Доннелл». Эта конструкция, кроме петли подвески, имела подъемный хомут, в опущенном состоянии охватывавший носовую часть «Гоблина» и не допускавший его раскачивания. В выпущенном положении трапеция уходила вниз на 3,2 м. В заднем бомбоотсеке оборудовали герметизированный пост управления трапецией и рядом с ним «зал ожидания» – место, где пилот истребителя ждал сигнала занять свое место в кабине. Во время отцепкиподцепки оператор держал с пилотом «Гоблина» связь по маломощной УКВ-рации.

Для фотографирования и киносъемки процесса выпуска и приема на борт «Гоблина» на нижней поверхности крыла носителя установили фотоаппараты и кинокамеры. Для повышения заметности хвостовую часть «Монстро» выкрасили в ярко-желтый цвет, а на крыло сверху и снизу нанесли широкие черные и желтые полосы. Для того чтобы при взлете висящий в полуутопленном положении под хвостовым бомбоотсеком истребитель не задел случайно за поверхность ВПП, хвостовая опора-пята «Монстро» была удлинена. Из-за недостаточного клиренса бывшего бомбардировщика загрузка «Гоблина» осуществлялась через яму наподобие гаражной. Сначала истребитель на тележке загонялся в нее, затем «Монстро» наезжал на нее сверху и, опустив трапецию, осуществлял подцепку.

Единственным летчиком-испытателем, задействованным в программе испытаний «Гоблина», был шеф-пилот фирмы «Мак- Доннелл», в прошлом летчик ВМС США Эдвин Скош. В начале июня 1948 года были проведены первые полеты «Монстро» с «Гоблином» на борту. Эд Скош настаивал на проведении отцепки и самостоятельного полета уже при втором подъеме, он с первого взгляда буквально влюбился в новый самолет и поверил в него, и, похоже, «Гоблин» отвечал ему взаимностью; несмотря на большое количество нештатных ситуаций в ходе испытаний, ни одна из них не закончилась трагически.

В ходе первых полетов были произведены проверки и пробные запуски двигателя «Гоблина», была разработана предполетная процедура: сначала «Гоблин» опускали на трапеции вниз, летчик должен был выйти через воздушный шлюз из загерметизированного «зала ожидания», по узкой, ничем не огороженной металлической дорожке пройти от шлюза до кабины истребителя, который к тому времени опять втягивали в отсек, без всякой стремянки залезть внутрь, закрыть фонарь и только после этого почувствовать себя в относительной безопасности. В бомбовом отсеке В-36 дело обстояло бы несколько проще, ведь он был закрыт снизу створками, но на «Монстро» их не было, и путь от «зала ожидания» до кабины был не только сложен, но и опасен.

«Гоблин» в первом самостоятельном полете

Первый полет «Гоблина» состоялся 23 августа 1948 года. Отцепка была произведена на высоте 6100 м при скорости около 320 км/ч. Летчик провернул голову подвесного крюка, истребитель просел метров на 40, пока двигатель выходил на режим, а затем перешел в активный полет. В течение десяти минут Эд Скош занимался проверкой летных данных «Гоблина» в диапазоне скоростей от 290 до 400 км/ч. Потом он попытался причалить к трапеции – безрезультатно; как оказалось, для точного выдерживания скорости система управления двигателем была слишком малочувствительной. Кроме того, турбулентность за опущенной трапецией отжимала самолетик вниз. Летчик же столкнулся с трудностью определения расстояния до уха трапеции, по его собственному признанию, «глазомер отказал полностью, иногда мне казалось, что я закрыл один глаз». Не помогали и попытки ориентироваться по полосам на крыле и хвосте «Монстро». Во втором заходе «Гоблин» из-за большой разницы в скоростях ударился фонарем о трапецию и разбил его. Летчик, потерявший кислородную маску и шлем, с почти полностью выработанным топливом был вынужден сесть в пустыне на лыжу-рессору. Пробег составил 400 м, при посадке самолет повреждений не получил. По результатам этого полета был сделан вывод о недостаточной управляемости в канале тангажа.

Для улучшения управляемости были увеличены угол отклонения руля высоты, а также площадь триммера тангажа. Для дополнительной проверки всех систем 11 и 12 октября «Монстро» дважды поднимал «Гоблин» в воздух без отцепки от трапеции, а 14 октября состоялся второй самостоятельный полет. После отцепки Скош произвел на истребителе целый каскад эволюций, проверяя маневренность, скороподъемность, разгонные характеристики и устойчивость на курсе. По комплексу ЛТХ «Гоблин» превосходил любой истребитель своего времени. Основным его достоинством была высокая тяговооруженность – порядка 0,8 с половинным запасом топлива. В сороковые годы о таком значении тяговооруженности приходилось только мечтать из-за малой тяги, прожорливости и большого веса тогдашних реактивных двигателей.

Таким образом, «Гоблин» по скороподъемности и разгонным характеристикам стоял на голову выше своих современников. Но стал проявляться и дурной нрав, присущий нечистой силе: самолет был довольно сложен в пилотировании, что делало его недоступным для летчиков средней квалификации. Кроме того, даже после добавления двух больших килей над и под хвостовой частью фюзеляжа устойчивость на курсе была недостаточной из-за того, что оба киля находились в аэродинамической тени фюзеляжа, и самолет в пикировании был склонен к колебаниям типа «голландский шаг».

По окончании второго полета Скош успешно причалил самолет к трапеции с первого захода, но это был аттракцион сродни «русской рулетке», подцепка прошла успешно лишь благодаря везению.

На следующий день состоялось еще два полета, оба раза «Гоблин» пристыковывался к «Монстро», но в отчете Скош отметил, что подцепке мешает вихревая дорожка, тянущаяся за опущеной трапецией. 22 октября после очередного полета Скош после трех безуспешных попыток пристыковаться был вынужден сесть в пустыне.

XF-85, подвешенный под носитель. Вид из монтажной ямы

Помочь истребителю могли только хорошо продуманные и теоретически просчитанные меры. В Институте Вашижтона второй прототип «Гоблина» продули в аэродинамической трубе. Было принято решение о модернизации обоих прототипов на заводе в Сент-Луисе. Там на самолеты установили обтекатели нижней части крюка, призванные согласно расчетам нейтрализовать влияние его выпуска на путевую устойчивость. Ухо крюка удлинили на 15 см. На концах крыла были установлены стреловидные кили. В конце зимы 1948/49 годов самолеты вернулись на базу Мюрок Драй-Лейк.

8 марта 1949 года второй прототип «Гоблина» совершил свой восьмой полет, затем к программе был подключен первый прототип (бортовой номер 46-523). В первом же полете его постигла неудача – из-за сильного бокового ветра при запуске самолет рыскнул, обломав крюк и сильно повредив трапецию, которую после этого инцидента не смогли убрать. Скош приземлился в пустыне, как обычно, без проблем. Его мнение о модернизированном истребителе было весьма положительным.

Еще около месяца ушло на ремонт трапеции, и 8 апреля состоялся последний полет «Гоблина». Отношение ВВС к программе было уже весьма прохладным, и Эд Скош постарался выжать из самолета максимальные значения характеристик. Но подцепка опять не состоялась, и испытателю снова пришлось сажать истребитель в пустыне.

Схема FX-85A «Гоблин»

Тактико-техническая характеристика самолета XF-85 «Гоблин»

Размеры, м:

размах крыла 6,435

длина самолета 4,53

высота строительная 2,56

Полетная масса, кг 2194

Двигательная установка один ТРД Вестингауз J-34WE-22, тяга 1361 кгс

Летные данные:

максимальная скорость на высоте 4000 м 860 км/ч

макс. скороподъемность 42 м/с

практический потолок 15 520 м

нормальный боевой радиус ок. 350 км

В мае 1949 года программу XF-85 аннулировали. Напрасно представители фирмы и летчик-испытатель доказывали, что у носимого истребителя во время испытаний было выявлено меньше недостатков, чем у любого другого прототипа боевого самолета. Основные неприятности происходили от неудобообтекаемой ферменной трапеции, в спутной струе от которой легкий маленький самолет нещадно бросало из стороны в сторону. Фирма «МакДоннелл» в инициативном порядке в очень короткий срок представила ВВС проект трапеции с выпускной телескопической штангой, захватывающей крюк «Гоблина» в двадцати метрах под самолетом-носителем вне зоны турбулентности и затем подтягивающей его к основному захвату. Прорабатывались также и варианты развития «Гоблина» – самолет со стреловидным крылом и скоростью, соответствующей М = 0,9, и трансзвуковой самолет с дельтавидным крылом. Но эти проекты так и остались на ватмане.

Известны также и другие попытки создать бортовой «паразитный» истребитель, но в отличие от проекта фирмы «МакДоннелл», к ним подходили как к заведомо обреченным на неудачу.

С появлением систем дозаправки в воздухе нужда в них сама собой отпала. На программу «Гоблина» было потрачено 3 млн. 211 тыс. долларов, и даже самые закоренелые скептики были вынуждены признать, что «МакДоннелл» справилась с проблемой лучше всех. Слабым местом был не сам самолет, а условия его запуска и причаливания.

В отличие от большинс тва прототипов оба «Гоблина» уцелели, видимо, благодаря своей оригинальной, весьма симпатичной внешности. Оба они в 1950 году были куплены у фирмы авиационными музеями: первый прототип приобрел передвижной частный музей, впоследствии, в свою очередь, передавший самолет в Музей ВВС США в Дейтоне, Огайо, а второй попал в экспозицию Музея стратегического авиационного командования на авиабазе Оффут в штате Небраска.

Каждая аэродинамическая схема имеет свои достоинства и недостатки. Например, самолет, построенный по классической схеме, с хвостовым оперением, имеет хорошую устойчивость и управляемость, но при этом неоптимален по массе и аэродинамическому сопротивлению, так как ему необходим массивный фюзеляж с длинной хвостовой балкой для размещения оперения. Схема «утка» дает самолету высокую маневренность и улучшает его массогабаритные параметры благодаря более рациональному использованию объемов фюзеляжа и размещению горизонтального оперения в носовой части летательного аппарата. Бесхвостая схема, для которой характерно полное отсутствие оперения, привлекательна благодаря возможности уменьшения аэродинамического сопротивления (за счет отсутствия оперения), а также массы фюзеляжа, который можно полностью занять грузом, топливом и силовой установкой или вовсе от него отказаться, разместив агрегаты и полезную нагрузку внутри собственно крыла. Такая доведенная до экстремума бесхвостая схема получила название «летающее крыло».

Основным недостатком летающего крыла является его неустойчивость по тангажу, усугубляемая малейшими изменениями центровки и положения аэродинамического фокуса, – в этом случае летательный аппарат начинает вращение по тангажу, которое довольно трудно парировать из-за того, что плечо выноса управляемых поверхностей самолета – элевонов – относительно центра масс весьма незначительно и требует больших расходов рулей и зачастую их постоянного отклонения в одну и ту же сторону.

Авиаконструкторы Германии, СССР и США строили бесхвостые самолеты в течение первой половины 20 столетия и, надо признать, достигли определенного совершенства. Правда, дело в основном ограничивалось легкомоторными спортивными самолетами и планерами. В годы Второй мировой войны в Германии В. Мессершмиттом и братьями Р. и В. Хортен были созданы первые боевые бесхвостки. И если ракетоплан Me-163 имел тонкое стреловидное крыло и толстый фюзеляж, в котором размещался летчик, силовая установка, топливо и окислитель, то истребитель Хортен-IX, известный также как Гота-229, по своей компоновке являлся чистым летающим крылом, с двигателями, прочими агрегатами, кабиной летчика и вооружением, «похороненными» внутри утолщенного стреловидного крыла.

Постройка тяжелого самолета с использованием схемы «летающее крыло» сулила высокое значение весовой отдачи, невообразимое для самолета аналогичной массы, построенного по классической схеме. Именно этот фактор стал определяющим в разработках талантливого американского авиаконструктора Джона К. Нортропа.

Нортроп всегда являлся сторонником доведенной до совершенства аэродинамической чистоты летательных аппаратов. Еще работая на фирме «Локхид», он создал в конце двадцатых годов серию легких одномоторных пассажирских монопланов «Вега», имевших очень чистые формы и лишенных многочисленных подкосов и расчалок, являвшихся обязательными элементами конструкции большинства современников «Веги».

Нортроп с середины тридцатых годов начал последовательно претворять в жизнь инженерную мечту своей жизни: создание большого самолета – летающего крыла. На свой страх и риск он в 1940 г. построил легкомоторный деревянный самолетик N1M с двумя поршневыми двигателями «Франклин» мощностью всего по 65 л. с., обладавший несколькими интересными особенностями.

Самолет N-9M в полете над Калифорнией. В кабине Джон Нортроп

Большинство бесхвосток и летающих крыльев до этого момента имели прямое крыло, оптимальное с точки зрения создания максимальной подъемной силы. Но эти машины имели плохую управляемость в канале тангажа по причине, описанной выше. N1M имел толстое стреловидное крыло большого удлинения (более 7). Уменьшение коэффициента подъемной силы из-за применения стреловидного крыла с лихвой компенсировалось хорошими несущими свойствами толстого профиля. Стреловидность увеличивала плечо выноса элевонов относительно центра масс самолета до вполне приемлемой величины, обеспечивая самолетику приемлемую управляемость по тангажу. Убирающееся шасси с носовой стойкой, двигатели, баки и прочие агрегаты были утоплены в крыло. Плавные линии самолета нарушал лишь выпуклый фонарь кабины летчика и два небольших кронштейна с толкающими пропеллерами. В передней кромке крыла имелось два больших овальных воздухозаборника двигателей.

Для улучшения путевой устойчивости Нортроп снабдил свое детище отогнутыми вниз законцовками крыла. Правда, в ходе летных испытаний выяснилось, что путевая устойчивость от применения отогнутых законцовок практически не возросла, а конструкцию они значительно усложнили. Кроме того, при грубой посадке существовал риск задеть законцовкой за поверхность ВПП. Поэтому в дальнейшем от этой детали конструкции решили отказаться.

Элевоны N1M монтировались на отогнутых вниз законцовках. А ближе к оси симметрии самолета в заднюю кромку крыла были встроены оригинальные расщепляющиеся щитки. При педалировании щиток на одной из консолей раскрывался вдоль своей хорды, а его половинки отклонялись вверх и вниз, вызывая резкий рост сопротивления и падение подъемной силы. В результате самолет входил в разворот «блинчиком» при одновременном медленном сваливании в вираж. На всех последующих «летающих крыльях» Нортропа эти щитки совмещали в себе функции рулей поворота и элевонов.

Джон К. Нортроп и его любимое детище

Основным недостатком N1M, выявленным еще до первого полета, состоявшегося 3 июня 1940 года, был отвратительный обзор из низкой и расположенной далеко от передней кромки крыла кабины летчика. Но так как самолет предназначался для проверки концептуальной правильности теоретических выводов авиаконструктора, на недостаточный обзор смотрели сквозь пальцы. А после демонстрации N1M, только что прошедшего летные испытания, представителями армейских ВВС США с фирмой «Нортроп» был заключен контракт на разработку более совершенного летающего крыла, легко моторного аналога тяжелого стратегического бомбардировщика.

Контракт пришелся очень кстати: он помог исправить финансовое положение фирмы, находившейся буквально на грани банкротства. Незадолго до начала полетов N1М были аннулированы экспортные заказы на одноместный легкий истребитель и патрульный гидросамолет Нортропа, а ВВС и флот США не проявили заинтересованности в этих, безусловно, неординарных машинах.

Воодушевленный интересом со стороны потенциального заказчика, подкрепленным неплохой суммой, Нортроп на своем небольшом заводе в Калифорнии построил серию из четырех более крупных летающих крыльев, получивших индекс N9M. Размах крыла этих красивых стреловидных самолетов составлял 18,3 м, а взлетная масса – 3220 кг. N9M вообще не имели вертикального оперения: устойчивость на курсе обеспечивалась двумя высокими и массивными пилонами, на которых располагались толкающие винты. Два 300-сильных двигателя «Франклин» разгоняли N9M до вполне солидной скорости – более 400 км/ч.

Обзор из кабины летчика улучшили, приподняв кресло и закрыв его обтекаемым беспереплетным фонарем.

Один из N9M был потерян в ходе летных испытаний из-за отказа двигателя, но три оставшиеся с честью завершили программу летных испытаний в 1942 году. В это время фирма «Нортроп» активно занималась проектированием сразу трех боевых машин бесхвостой схемы.

Первый из них, чистая фюзеляжная бесхвостка, истребитель ХР-56 «Крылатая пуля», был представлен на конкурс ВВС США, предполагавший создание новых истребителей нетрадиционных схем. Оснащенный 2000- сильным ПД «Пратт-Уитни» R-2800, работавшим на два соосных толкающих винта, самолет развивал весьма приличную скорость – до 752 км/ч, но при этом был весьма трудноуправляем и имел огромный радиус виража, так как был не способен, как и любая бесхвостка, к форсированным виражам. Кстати, этим же недостатком страдал и немецкий Me-163. Один из ХР- 56 был разбит, а второй, так и не закончив программу летных испытаний, был от греха подальше отправлен в музей.

Вторая боевая бесхвостка «Нортроп» – уникальный реактивный таранный истребитель ХР-79 – имела уплощенный фюзеляж-капсулу, в котором лежа располагался летчик. Фактически самолет представлял собой относительно чистое летающее крыло, обводы которого нарушали лишь гондолы реактивных двигателей. Для улучшения путевой устойчивости на больших скоростях ХР-79 снабдили двумя надфюзеляжными килями. Острая передняя кромка умеренно стреловидного крыла была усилена для того, чтобы в бою можно было использовать ее для усекновения хвостовых оперений супостатских самолетов. Но если у ХР-56 с управляемостью были серьезные проблемы, то у 79-го эти проблемы, видимо, стали непреодолимыми. В первом же полете самолет разбился, похоронив под своими обломками летчика-испытателя Хэрри Кросби.

Самолет Джона Нортропа, по схеме приближающийся к «летающему крылу». Стабилизатор играет вспомогательную роль. 1929 г.

Итак, стало ясно, что истребитель – «летающее крыло» с умеренной стреловидностью – машина норовистая и неперспективная. А вот тяжелый бомбардировщик… В сентябре 1941 года фирма «Нортроп» начала проектировать гигантский самолет – «летающее крыло» с четырьмя звездообразными двигателями воздушного охлаждения «Пратт-Уитни» R-4360-17 мощностью по 3000 л.с., рассчитанный на доставку 10 000 фунтов (4540 кг) бомб на фантастическую дальность 5500 км. Проектная перегоночная дальность с этой боевой нагрузкой составляла 12 400 км. Перед инженерным коллективом Джона Нортропа встало такое количество инженерных, компоновочных и аэродинамических задач, что процесс НИОКР затянулся до конца 1945 года, а первый опытный самолет ХВ-35 совершил первый полет лишь 25 июня 1946 года.

Самолет поражал гигантскими размерами и мощью – размах крыла ХВ-35 составлял 52,5 м. Это было аэродинамически чистое летающее крыло с симметричным толстым профилем. Компоновка машины была достаточно плотной и весьма рациональной – преимущества выбранной схемы реализовали по максимуму. Конструктивно корпус- крыло ХВ-35 состояло из центральной секции (центроплана) и двух консолей. В носке центральной секции самолета была оборудована просторная и удобная герметизированная кабина для шести членов экипажа. Командир экипажа, он же левый летчик, помещался на возвышении и имел круговой обзор благодаря наличию большого каплевидного фонаря, смещенного от плоскости симметрии самолета влево. Второй летчик располагался справа от первого и несколько ниже. Перед ним имелась прозрачная панель лобового стекла, дававшая неплохой обзор вперед и вниз. Штурман-бомбардир располагался справа от второго летчика. Над его рабочим местом имелся астрокупол.

Самолет N-1M в ангаре

За спиной командира экипажа сидел стрелок – оператор крыльевых пулеметных барбетов. Его основным рабочим инструментом был прицельный перископ, чьи оптические головки выходили как на верхнюю, так и на нижнюю поверхности корпуса – крыла. В левой части кабины сзади располагался радист, в правой – бортинженер с большой панелью приборов контроля двигателей. Между рабочими местами радиста и инженера имелась дверь, ведущая в кабину заднего стрелка, в ведении которого находились верхняя, нижняя и задняя турели. В стенках коридора, ведущего в заднюю кабину, имелись проходы в двигательные отсеки для осмотра и ремонта двигателей в полете, снабженные воздушными шлюзами. В случае выполнения сверхдлительных полетов в центроплане оставалось достаточно места, чтобы разместить подвесные койки для сменного экипажа.

За кабиной экипажа располагалось четыре бомбоотсека, на прототипах в них размещалась регистрирующая аппаратура. Впоследствии скромные размеры бомбоотсеков, в которых невозможно было разместить ранние атомные бомбы, сыграли роковую роль в судьбе больших летающих крыльев Нортропа.

Двигатели располагались в передней кромке крыла группами по два. Каждая группа имела общий воздухозаборник большой площади в передней кромке крыла. Крутящий момент от двигателей посредством длинных валов передавался к сложным планетарным редукторам, расположенным в индивидуальных обтекателях над задней кромкой крыла. На осях редукторов крепились пары соосных четырехлопастных толкающих винтов «Гамильтон Стэндард». Между валами каждой из групп двигателей размещались колодцы основных стоек шасси. Каждый двигатель имел два реактивных выхлопных патрубка, выходивших на поверхность корпуса самолета в районе передней кромки крыла снизу. Ближе к задней кромке между пилонами и по бокам от рудиментарного фюзеляжа сверху и снизу имелись жалюзи выхода охлаждающего воздуха от двигателей.

Задержки и проволочки в разработке соосных винтов и редукторов к ним привели к тому, что первый полет ХВ-35 состоялся на восемь месяцев позже, чем намечалось ранее.

В консолях крыла кессонной конструкции размещались протектированные топливные баки, барбеты оборонительных пулеметов и ящики для их боекомплекта, а также приводы закрылков и расщепляющихся элевонов. Привод открывания последних имел, кстати, весьма оригинальное устройство: воздух из набегающего потока свободно поступал в щели, проделанные в нижней поверхности передней кромки консолей крыла, и выходил через щель на верхней поверхности. При нажатии педали летчиком выходная щель перекрывалась, воздух под давлением поступал в сильфон, который обеспечивал расщепление элевона. Применив эту остроумную систему, отработанную также на истребителях-бесхвостках, Нортроп сэкономил значительную массу, которой пришлось бы пожертвовать, устанавливая на самолет гидроприводы расщепления элевонов.

Шасси самолета – трехопорное, с носовой стойкой. Основные стойки имели спаренные колеса большого диаметра с пневматиками низкого давления. Носовая стойка – одноколесная, полуарочная. Все стойки имели консольную схему. При уборке основные стойки поворачивались вперед, носовая убиралась в носок центроплана поворотом влево. Привод выпуска и уборки – гидравлический, аварийный выпуск шасси мог осуществляться под собственной массой.

«Таранный» истребитель ХР-79. В первом же полете разбился, похоронив летчика

Оборонительное вооружение В-35 должно было состоять из 20 пулеметов «Браунинг М-3» калибра 12,7 мм. Все они располагались в удобообтекаемых, дистанционно управляемых барбетах. На прототипах были установлены лишь барбеты, без пулеметов. Верхний и нижний барбеты, а также кормовая стрелковая точка (прозванная «осиным брюшком» и устроенная аналогично) должны были содержать по 4 пулемета, а четыре крыльевых барбета (два верхних и два . нижних) – по 2. Барбеты управлялись стрелками дистанционно, посредством сельсинных телемеханических цепей. Основным рабочим инструментом стрелка был визир-перископ, управляющий сигнал от которого передавался к барбетам. Кормовой стрелок управлял тремя центральными стрелковыми точками, стрелок, размещавшийся в кабине экипажа, крыльевыми барбетами. В отличие от большинства хвостовых стрелковых точек тогдашних самолетов, отличавшихся теснотой и неудобством, на ХВ-35 хвостовой стрелок располагался под каплевидным просторным фонарем и был защищен от неприятельского огня большим броневым шпангоутом.

15 июня 1946 года ХВ-35, управляемый экипажем из пяти человек под командованием летчика-испытателя майора Макса Стэнли, отправился в первый полет. С соосных винтов во избежание неприятностей, связанных с возможной конденсацией влаги и обледенения, были демонтированы коки- обтекатели. Стэнли был в восторге от управляемости самолета; по его мнению, законы и особенности управления тяжелого «крылышка» абсолютно не отличалось от «одноклассника» - тяжелого самолета классической аэродинамической схемы. Вот его слова: «Я бы в жизни не подумал, что лечу на «бесхвостке», если бы не оглядывался назад!»

Прототип бомбардировщика ХВ-35 на заводе фирмы «Нортроп»

В ходе испытаний самолет, несмотря на толстый профиль крыла, достиг весьма высокой скорости – 630 км/ч – с половинным запасом топлива и весовым аналогом полезной нагрузки. При такой скорости даже наиболее современные перехватчики имели шансы рассчитывать на 1 – 2 захода на В-35, при этом плотный заградительный огонь из двадцати стволов гарантировал летчику истребителя массу острых ощущений.

Выяснилось и слабое место в конструкции крыла – редукторы соосных винтов. Массивные сложные агрегаты, чьи системы смазки и охлаждения были спроектированы фирмой-подрядчиком без учета условий работы (длительное время эксплуатации на больших оборотах, переменные нагрузки при переходе с режима на режим и т. п.), очень сильно грелись в полете. Температура масла иногда доходила до 120-130°, когда оно начинало спекаться в сгустки. В связи с этим пришлось ограничивать время работы двигателей на режимах номинальной и максимальной мощности несколькими минутами. После нескольких нештатных ситуаций, когда перегревшиеся редукторы грозили пойти вразнос или загореться, подрядчику было дано задание модернизировать эти агрегаты, а ХВ-35 продолжил программу испытаний с четырьмя одиночными четырехлопастными винтами фирмы «Кертисс Электрик». Эти агрегаты отражали последние достижения в аэродинамике пропеллера: их эффективность была повышена на 10% благодаря применению обрубленной прямоугольной законцовки. Но эффективно снять мощность в 3000 «лошадок» с одиночного, пусть даже и эффективного, винта представлялось невозможным. Скорость и скороподъемность «крыла» резко снизились.

Другой проблемой, выявленной в ходе испытаний, была недостаточная устойчивость «крыла» в каналах тангажа и рыскания. Эти недостатки, свойственные всем бесхвосткам резко снижали боевую ценность самолета как бомбардировщика. Проблему частично решили, установив на самолет модернизированный автопилот фирмы «Сперри».

По контракту, заключенному фирмой «Нортроп» с ВВС США в мае 1946 года, первая должна была построить два прототипа ХВ-35 и десять предсерийных самолетов YB-35. Самолет серьезно рассматривался как конкурент конвэровского мастодонта – бомбардировщика В-36. Но последний имел преимущества перед «крылом» по максимальной боевой нагрузке (38 100 кг у В-36 против примерно 26 000 кг у В-35) и по боевому радиусу действия с 10 000 фунтов бомб (5495 км у В-36 против расчетной 5200 у В-35). По остальным же параметрам В-35 был равен, а по скороподъемности, дистанции разбега и пробега и крейсерской скорости превосходил В-36, причем значительно. Кроме того, «крыло» было значительно легче, проще по конструкции и компактнее В-36. Погубило программу «крыла» то обстоятельство, что компактные, ограниченные строительной высотой профиля крыла, бомбоотсеки не могли вместить ранние американские ядерные бомбы, сделанные на основе печально знаменитого «Толстяка», убийцы города Нагасаки.

Первый полет ХВ-35

К концу 1946 года фирма «Нортроп» передала ВВС два прототипа ХВ-35 и один предсерийный самолет YB-35A. Остальные девять предсерийных самолетов, законченных постройкой, дожидались установки двигателей на территории нортроповского завода в Калифорнии, когда ВВС США возжелали передать контракт на производство нового бомбардировщика фирме «Мартин». Для Джона Нортропа и его компании подписание контракта на серийное производство В-35 было вопросом жизни и смерти: производство ночного истребителя «Черная вдова» с окончанием войны было свернуто, разведывательная модификация «Вдовы» – «Рипортер» – заказывалась в мизерных количествах: в условиях сокращения военного бюджета делу Нортропа впрямую грозил финансовый крах. Поэтому Джон Нортроп в ультимативном порядке отказался от передачи контракта на серийное производство «Мартину». Представители ВВС после недолгих раздумий заявили, что реактивная эра уже началась, поршневое «крыло» свой век уже отжило, да и атомных бомб нести не может, поэтому ВВС США отказываются от дальнейшего финансирования программы бомбардировщика В-35.

На этом этапе программу «крыла» спасло то, что лоббисты Нортропа сумели заинтересовать этим самолетом конгрессменов и президента Трумэна. Основным аргументом в пользу В-35 была его относительно низкая стоимость (особенно по сравнению с В-36), а также перспектива создания более компактных атомных бомб. Фирма «Сперри» вовсю работала над созданием более совершенной модели автопилота, применение которого превратило бы «крыло» в абсолютно устойчивую бомбардировочную платформу.

Фирма «Нортроп» углубленно прорабатывала возможность постройки авиалайнера на базе В-35 вместимостью 80 пассажиров. Такой самолет мог перелететь с Восточного на Западное побережье США всего за шесть часов, он был вполне пригоден и для трансатлантических маршрутов. Просторный салон с купейной компоновкой пассажирских кресел должен был иметь большие панорамные окна в носке крыла. Но несмотря на все маркетинговые усилия и демонстрацию макета салона представителям ведущих авиакомпаний, проект не вызвал интереса у авиационных перевозчиков. Видимо, сказался необычный, экзотический внешний вид самолета, который мог отпугнуть клиентов.

В качестве «утешительного приза» Нортропу было предложено доработать В-35 под реактивные двигатели. Эта работа была завершена в рекордные сроки – уже осенью 1947 года реактивный вариант «крыла» под индексом YB-49 был готов к полетам.

Интерьер салона «Люкс» авиалайнера, проект которого прорабатывался на основе ХВ-35

В качестве «подопытного кролика» для конверсии в реактивный бомбардировщик был выбран первый предсерийный YB-35A. Первоначально планировалось установить на нем шесть двигателей фирмы «Вестингауз», но после того как выяснилась не выдерживающая никакой критики надежность этой силовой установки, выбор пал на небольшие, относительно слабые, но очень надежные двигатели «Аллисон» J-35A-15 с номинальной тягой 1600 кг. Для обеспечения потребной энерговооруженности вместо четырех поршневых звезд «Пратт-Уитни» было установлено восемь реактивных «Аллисонов» в двух плотных «пакетах» по четыре двигателя. Их сопла располагались в задней кромке крыла. Двигатели использовали общие воздухозаборники, доставшиеся конверсированному самолету от В-35. Из-за демонтажа пилонов для винтов «крыло» лишилось вертикальных поверхностей, обеспечивавших ему устойчивость на курсе. Для решения этой проблемы на месте пилонов были установлены небольшие верхние и нижние кили, значительно улучшившие устойчивость самолета по рысканью. Дело было в том, что верхние вертикальные поверхности, будь то пилоны или кили, при положительном угле атаки 5 – 7 градусов – рабочем для бомбардировщика, практически полностью находились в аэродинамической тени «крыла», а вот нижние кили несли свою службу исправно при любом угле атаки.

Конверсированный самолет должен был нести до 14 900 кг бомб, в хвостовом конусе – «осином брюшке» - планировалась установка счетверенной дистанционно управляемой турели с пулеметами «Браунинги М-3 калибра 12,7 мм. От барбетных установок решили отказаться, чтобы сэкономить массу. Все равно, любой из существовавших на то время перехватчиков мог атаковать «крыло» только с задних курсовых углов.

Демонтаж многих тяжелых агрегатов: двигателей, редукторов, барбетов и т. п. – дал существенную экономию в массе, около пяти с половиной тонн. Первые же полеты, начавшиеся 21 октября 1947 года, подтвердили правильность концепции Дж. Нортропа: самолет развивал скорость 700 км/ч, а его потолок вырос с 11 250 до 12 800 м. Правда, в связи со значительным возрастанием удельного расхода топлива перегоночная дальность конверсированного бомбардировщика сократилась до 7800 км. Программа летных испытаний проводилась с известной осторожностью – испытатель Глен Эдвардс обнаружил, что с ростом скорости ни летчик, ни автопилот уже не справляются с резкими рысканьями и рывками по тангажу. В конце 1948 года на YB-49 был установлен рекорд продолжительности полета для реактивной машины – 9 часов 31 минута. Со временем к испытаниям подключились еще два YB-49, переделанных из готовых планеров YB-35, хранившихся на заводском аэродроме «Нортропа». И вот в июне 1949 и в марте 1950 года последовали одна за другой две катастрофы YB-49 в пустыне Мохаве. Первая из них произошла из-за выхода самолета на нештатный режим вследствие неустойчивости. В этой катастрофе погиб Г. Эдвардс. В память о нем авиабаза Мюрок Драй-Лейк, откуда он летел, была переименована в Эдвардс. Вторая машина сильно «приложилась» на посадке. Никто не пострадал, но самолет был разбит.

Передний пассажирский салон авиалайнера «летающее крыло» с огромными панорамными окнами в передней кромке крыла

Этот удар оказался смертельным для программы «крыла». ВВС запретили дальнейшие полеты последнего YB-49 и распорядились уничтожить незавершенные «крылья» и прототип реактивного самолета в связи с аннулированием программы.

Мечта Джона Нортропа погибла… Но этот неутомимый талантливый и прозорливый человек предпринял еще одну попытку спасти «крыло»! На свой страх и риск Нортроп подверг YB-49 еще одной конверсии, на сей раз превратив его в фоторазведчик. Ведь основной претензией, предъявленной к «крыльям»-бомбардировщикам со стороны ВВС, была невозможность нести ядерное оружие.

В бомбоотсеках нового самолета, YRB-49, разместили дополнительные топливные баки и фоторазведывательпую аппаратуру. Силовая установка теперь состояла из шести двигателей «Аллисон» J-35A-19 тягой по 2025 кгс, четыре из которых размещались в задней кромке крыла, а два, для сохранения центровки и уменьшения крейсерского угла атаки, разместили на пилонах под передней кромкой центроплана. Самолет совершил первый полет 4 мая 1950 года, но буквально через месяц ВВС официально заявили о том, что эта морально устаревшая и опасная для собственного экипажа машина не представляет никакого интереса для военного ведомства. В целях сохранения тайны (?!) все уцелевшие «крылья» были в течение 1950 г. раздавлены бульдозерами – варварство, которому нет ни названия, ни оправдания. До настоящего времени, кроме старых схем и фотографий, материальным свидетельством существования в далекие годы программы самолета – летающего крыла является единственный сохранившийся легкомоторный самолет – аналог В-35, N9M, хранящийся в Национальном музее авиации и астронавтики США.

Экспериментальная серия «летающих крыльев» на заводе фирмы «Нортроп»

Тактико-технические характеристики «летающих крыльев» ХВ-35, YB-49 и YRB-49

Размеры, м (одинаковые для всех)

размах 52,46

длина 16,2

площадь крыла 372,1 м²

Двигатели: ХВ-35: 4Х ПД Пратт-Уитни

R-2800 (3000 л. с.) YB-49A: 8Х ТРД Аллисон J-35A-5 (1620 кгс) YRB-49A: 6Х ТРД Аллисон J-35A-19 (2025 кгс)

Массы и нагрузки, кг:	ХВ-35	YB-49A	YRB-49A
пустого	41 100	35 680	35 840
нормальная взлетная	85 450	83 025	83 430
макс. взлетная	86 265

Летные данные:

ХВ-35А

максимальная скорость 635 км/ч на высоте 11 000 м

практический потолок 11 950 м

максимальная расчетная перегоночная

дальность полета 12 100 км

радиус действия с бомбовой

нагрузкой 4540 кг 5400 км

YRB-49A

макс. скорость 858 км/ч

практический потолок 12 800 м

максимальная дальность полета 7400 км

боевой радиус действия 1900 км

Не выдержав краха мечты своей жизни и откровенного хамства со стороны представителей военного ведомства, Джон Нортроп в середине 1950 года ушел с поста президента своей фирмы и больше не принимал активного участия в разработке новых самолетов.

«Си Мастер» на взлете

К концу Второй мировой войны эволюция «летающей лодки» с поршневыми двигателями достигла апогея. Благодаря нелимитированным дистанциям взлета и посадки новые мощные самолеты, такие как «Маринер» и «Марс» фирмы «Мартин», могли поднимать значительно больший груз, чем их сухопутные собратья аналогичной взлетной массы. Благодаря обводам своих корпусов они могли использоваться и в неспокойном море с волнением до четырех баллов. С полной заправкой топливом эти самолеты могли «висеть» над морем сутки.

Единственным, казалось, непреодолимым недостатком «летающих лодок» было наличие днища с реданом, который создавал большое аэродинамическое сопротивление, не позволял развить большую скорость и срезал дальность полета. А между тем с началом «холодной войны» основные потенциальные противники США стали вводить в строй огромное количество подводных лодок. ВМС США потребовался самолет, который мог бы базироваться на гидродромах и при этом нести эффективное противолодочное оружие, в том числе противолодочные торпеды и атомные глубинные бомбы «Лулу», да-да, и такое людоедское оружие поступило во флотские арсеналы.

Фирма «Мартин» спроектировала после войны весьма удачную «летающую лодку» «Марлин», которая отвечала практически всем требованиям ВМС, кроме одного – скорости. В 1952 году специалисты этой компании решили перевести количество своего колоссального опыта проектирования «летающих лодок» в качество и создать реактивный тяжелый морской самолет нового поколения, который по своим летно-техническим данным мог бы дать фору своему сухопутному собрату. Проект этого самолета получил фирменное обозначение «Модель 275». Основными задачами новой машины должны были стать борьба с подводными лодками и кораблями противника, скрытные минные постановки, перевозка грузов и личного состава и тактическая фоторазведка. ВМС проявили крайнюю заинтересованность в подобной машине. Ей был присвоен индекс Р6М (патрульный бомбардировщик) и, несколько позже, гордое наименование «Си Мастер» – «Хозяин моря».

В отличие от своих прямокрылых предков, этот самолет, рассчитанный на скорость более 900 км/ч, имел многолонжеронное высокорасположенное стреловидное крыло – кессон с тонким профилем. В корне крыла плотными «пакетами» попарно располагались четыре турбореактивных форсированных двигателя. Их воздухозаборники были приподняты на достаточную высоту, чтобы не всасывать брызги при рулении, взлете и посадке. Конструкция двигательных отсеков была такова, что силовую установку можно было заменить прямо в открытом море, с плавбазы, без вытягивания самолета на сушу. Управление по крену осуществлялось, как у скоростных истребителей, – с помощью интерцепторов.

Летающая лодка «Си Мастер»

Кроме того, имелась мощная взлетно-посадочная механизация для снижения посадочной скорости: двухщелевые закрылки и отклоняемые носки. Несмотря на это, посадочная скорость была чрезмерно высока – 290 км/ч. Мощный многолонжеронный киль венчал стабилизатор с изменяемым углом установки. Фюзеляж- лодка имел однореданную схему, редан в полете убирался в фюзеляж, не создавая дополнительного донного сопротивления. Впоследствие подобная конструкция получила наименование клавишной. Кресла летчиков, как на самых современных бомбардировщиках того времени, были сделаны катапультируемыми, остальные члены экипажа: штурман-постановщик мин, бортинженер и стрелок-радист, располагавшиеся в герметизированном отсеке за кабиной летчиков, покидали самолет в нештатной ситуации через специальные люки. За кабиной экипажа располагался «вестибюль», где хранились швартовочные принадлежности и якоря. В вестибюле по левому борту имелась входная дверь. Между грузоотсеком и вестибюлем имелся довольно объемистый отсек для размещения электрики и электроники. По бокам и в верхней части грузоотсека располагались топливные баки, агрегаты системы кондиционирования и емкости для спирта, питавшего противообледенители. Все эти объемы были герметизированы – предполагалось, что «Си Мастер» будет использоваться и в качестве транспортного средства для перевозок личного состава. В хвостовой балке располагались ВСУ, боекомплект и приводы пушечной турели, а также радиоприцел.

Поплавки боковой устойчивости были в соответствии с последней конструкторской модой выполнены из пластмассы, имели удобообтекаемую форму, практически не портя аэродинамику «Хозяина», и крепились непосредственно к законцовкам крыла, без стоек. Снизу по бокам хвостовой части фюзеляжа имелись аэродинамические тормоза, при рулении они могли отклоняться дифференцированно, служа рулями направления. Грузоотсек с поворотной створкой не портил аэродинамики и не нарушал герметичности фюзеляжа. Поворотная створка грузоотсека была разработана на базе аналогичного агрегата – бомбардировщика «Мартин» В-57. Единственной проблемой была подвеска вооружения: для этого лодку необходимо было ставить на ложное шасси, выкатывать по слипу из воды на сушу и после этого вооружать самолет. Правда, в рекламных проспектах сообщалось, что эту операцию можно осуществить и на плаву, но, как говорится, «свежо предание…». Эта процедура оказалась впоследствии самым тонким местом в концепции применения «Си Мастера» в роли бомбардировщика. На плаву можно было загружать торпеды и мины с помощью крана через люк в верхней части фюзеляжа, но из-за не совсем удачного расположения этого люка за крылом, в районе сопел двигателей, вооружение необходимо было перемещать внутри фюзеляжа на значительное расстояние – задача не из легких.

Сухопутного шасси на «Си Мастере» не было, но в бортах фюзеляжа имелись четыре мощных узла крепления для двухколесных ног ложного шасси. Сами ноги хранились в вестибюле и могли в случае необходимости монтироваться в рабочее положение экипажем лодки.

Самолет имел весьма современное и мощное бортовое оборудование. Прицельный комплекс был построен вокруг поисковой РЛС AN/APS-44A фирмы «Хьюз», сопряженной с радиолокационным бомбовым прицелом. На серийных самолетах предусматривалась возможность установки детектора магнитных аномалий для поиска подводных лодок. Оборонительное вооружение состояло из двух 20-миллиметровых пушек «Темко-Форд» Мк.12А с боекомплектом в 300 снарядов на ствол в дистанционно управляемой хвостовой турели. Наведение пушек осуществлялось в полуавтоматическом режиме с помощью радиолокационного прицела. Боевая нагрузка, подвешиваемая на поворотной створке бомбоотсека, состояла из обычных или глубинных бомб, в том числе и атомных «Лулу», а также торпед, мин или акустических буев. Над поворотной створкой грузоотсека имелся рельсовый путь для тележки, на которой член экипажа мог производить визуальный осмотр грузоотсека в полете.

Прототип «Си Мастера» в полете

Несмотря на высокую стоимость новой летающей лодки, флот щедро профинансировал программу: первоначальный контракт предусматривал строительство двух прототипов ХР6М-1 и четырех опытных самолетов YP6M-1. По отдельному контракту фирма «Мартин» начала проектирование аэромобильного сухого дока и другого оборудования для обслуживания «Си Мастера» вдали от баз, так как предполагалось, что самолеты будут крейсировать в море длительное время, дозаправляясь от подводных лодок и плавбаз.

Опытные образцы решили оснастить отработанными и очень надежными, правда, уже устаревающими и достаточно тяжелыми двигателями «Аллисон» J71 с форсажными камерами. Постройка двух самолетов опытной серии завершилась очень быстро – к концу весны 1955 года. 14 июля «Хозяин моря» отправился в первый полет над Чесапикским заливом. Летчики отмечали очень хорошую управляемость и высокие летные данные летающей лодки, которая по максимальной скорости превосходила своего предка «Марлина» почти на 500 км/ч и сравнялась по этому параметру с реактивным сухопутным авиалайнером «Боинг-707». Проблемы, и серьезные, возникли на режиме посадки. 7 декабря 1955 года первый опытный ХР6М-1 разбился на посадке. Весь экипаж погиб. Причина катастрофы была определена сразу: неполадка в цепи управления по тангажу. Из-за высоких неучтенных нагрузок на хвостовое оперение от выхлопных струй двигателей горизонтальное оперение заклинило в крейсерском положении. Второй опытный самолет подвергли модернизации, в ходе которой были переделаны и усилены крепления приводов закрылков, интерцепторов и хвостового оперения. Испытания продолжились 18 мая 1956 года. Воодушевленные перспективами, связанными с огромными возможностями сверхскоростной «летающей лодки», ВМС США в августе 1956 года заключили контракт с фирмой «Мартин» на сумму 120 млн. долл., предусматривающий постройку серии из 24 самолетов Р6М-2 «Си Мастер», оснащенных более современными ТРДФ «Пратт-Уитни» J75PW-12. Адмирал Арли Берк, присутствовавший на испытаниях лодки и внимательно ознакомившийся с ее потенциальными возможностями, заявил, что «Си Мастер» – это в настоящее время самый скоростной маловысотный ударный самолет».

Прототип «Си Мастера» отправляется в свой последний полет

Для того, чтобы исключить нежелательные последствия обдува хвостового оперения реактивными струями от двигателей, на шести самолетах УР6М-1 были радикально переделаны гондолы двигателей – их разместили под углом к диаметральной плоскости, полностью исключив киль и стабилизатор из поля скоростей реактивных струй, аналогично английским самолетам с похожей компоновкой силовой установки – «Комета» и «Виктор». На Р6М-2 эта конструкция мотогондол должна была быть повторена. Кроме того, воздухозаборники были перенесены от передней кромки крыла на его верхнюю поверхность для того, чтобы обеспечить дополнительную защиту от брызг.

Усовершенствованный «Си Мастер» на рулежке в Чесапикском заливе. Обратите внимание на «развал» мотогандол двигателей

Для снабжения «летающих лодок» в море в конце 1955 года ВМС США переоборудовали подводную лодку «Гьюэвина» класса «Тэнч» в плавбазу гидроавиации. «Гьюэвина» участвовала в нескольких маневрах в 1956-1958 годах и вполне успешно дозаправляла и снабжала патрульные «Маринеры». Если бы «Си Мастер» был принят на вооружение, он бы также активно работал в паре с подводными лодками. Единственной проблемой при этом была бы замена двигателей и подвеска вооружения, так как на подводной лодке не было соответствующего оборудования.

Полноценной плавбазой для «Си Мастеров» должен был стать старый (1940 года постройки) авиатендер «Эл-

бемарл», выведенный из резерва и основательно модернизированный в 1956-1957 годах. Корабль снабдили усовершенствованной кормовой рампой – пандусом и всем необходимым для ремонта гидросамолетов в море, в том числе специально спроектированной стабилизированной штангой, к которой можно было швартовать обслуживаемый самолет даже в сильное волнение без риска разбить его о борт плавбазы. В объемистых складах и хранилищах 163- метрового корабля должны были разместиться запчасти, двигатели, топливо и вооружение для «Хозяев моря». Интенсивная служба «Элбемарла» должна была начаться в 1959 году.

Программа «Си Мастера» получила сокрушительный удар в конце 1956 года, когда от бафтинга хвостового оперения в воздухе разрушился второй ХР6М-1. Интерес ВМС США к новой «летающей лодке» начал сходить на нет. В начале 1957 г. заказ на «Си Мастеры» был урезан с 24 до 18 машин.

«Си Мастер» на взлете

Фирма «Мартин» начала испытывать сильнейшие финансовые затруднения, так как производство самолетов «Марлин» заканчивалось, а больше в портфеле заказов не предвиделось. Бросив последние средства на доработку предсерийных YP6M-1, фирма к концу 1957 года довела до летной кондиции один самолет. 20 января 1958 года модернизированный «Си Мастер» с сильно видоизмененным обтекателем узла перестановки горизонтального оперения и переделанными мотогондолами после серии рулежек и подлетов в Чесапикском заливе поднялся в воздух. Проблем с бафтингом хвостового оперения больше не возникало. Успех летных испытаний, к которым в течение 1958 года подключились еще две предсерийные машины, позволял взглянуть в будущее с оптимизмом. Остальные пять предсерийных машин, находившиеся в сборочном цехе завода «Мартин» в городе Балтимор, имели высокую степень готовности, и их предполагалось модернизировать в серийные Р6М-2 путем установки двигателей «Пратт-Уитни», недостающего бортового оборудования, штанг приемки топлива в полете и оборонительного вооружения, которое на предсерийных «Си Мастерах» не монтировалось.

Летающая лодка «Си Мастер»

Фирма «Флайт Рефыоэллинг», специализировавшаяся на оборудовании для дозаправки топливом в полете, спроектировала для «Си Мастера» систему «шланг -конус», которая позволила бы использовать самолет в качестве летающего танкера. Но этим планам уже не суждено было сбыться: в середине 1959 года ВМС США коренным образом пересмотрели свое отношение к доктрине применения «Си Мастера», решив, что существующие палубные самолеты и вертолеты справятся с задачами охоты на подводные лодки фоторазведкой и минными постановками гораздо лучше, чем гидроплан, штормующий-бедующий в открытом океане по нескольку месяцев. В этом была определенная логика: «летающая лодка», хоть и большая, все же не корабль, она недостаточно мореходна для океана, да и психологическая и физическая нагрузка на экипаж «Си Мастера», вынужденный несколько дней, а то и десятков дней проводить в тесноте фюзеляжа, была бы чрезмерной. Исходя из этого ВМС приняли решение отказаться от программы «Си Мастера» и аннулировали заказ. После этого все сохранившиеся машины были отправлены под пресс, несмотря на просьбы руководства фирмы «Мартин» о сохранении хотя бы одного экземпляра этой, безусловно, незаурядной и технически доведенной до совершенства машины.

20 декабря 1960 года авиационная фирма «Мартин» официально объявила о прекращении авиационного производства и переходе к разработкам в области электроники и ракетной техники. Всего с момента своего образования в 1909 г. она произвела и поставила ВВС и ВМС США и других стран более 2300 самолетов, большинство из которых составляли «летающие лодки» «Маринер» и «Марлин». «Си Мастеру» не суждено было логически продолжить линию развития этого класса самолетов.

«Си Мастер» на рулежке

Летно-технические характеристики «летающей лодки»

Мартин «Си Мастер»

Размеры, м:

размах зо,5,

длина 40,8,

высота строительная 9,45

площадь крыла 177 м²

Двигатели: ХР6М-1, YP6M-1: 4хТРДФ Аллисон

J71-A-4 (4540/5900 кгс), Р6М-2: 4хТРДФ Пратт-Уитни J75-PW-12 (5050/6950 кгс)

Массы и нагрузки, кг:

пустого 25 200

взлетная 72 600

максимальная боевая нагрузка 13 600

Летные данные:

максимальная скорость 960 км/ч

крейсерская скорость 785 км/ч

практический потолок 12 800 м

перегоночная дальность 4900 км

В начале 1950-х годов стратегическая авиация США представляла собой грозную силу: на ее вооружение поступили средние дозвуковые бомбардировщики Боинг В-47, начались испытания тяжелого дозвукового самолета Боинг В-52. Развивая линию высотных бомбардировщиков в направлении перехода к сверхзвуку, американцы одновременно вплотную приступили к разработке четырехдвигательного сверхзвукового среднего бомбардировщика фирмы «Конвэр» В-58 «Хастлер». Высокая скорость должна была обеспечить бомбардировщикам в первую очередь неуязвимость от еще достаточно несовершенных средств ПВО противника при проходе над его территорией.

Развернулись также масштабные работы по межконтинентальным крылатым (Норт Америкен «Навахо» и Нортроп «Снарк») и баллистической (Конвэр «Атлас») ракетам, на которые возлагались огромные надежды, вплоть до полной замены ими пилотируемых самолетов. Командование стратегической авиации не проявляло особого энтузиазма в отношении «Хастлера», в конструкции которого применялись технологии реактивных самолетов первого поколения. Обладая весьма скромной дальностью полета и боевой нагрузкой, «Хастлер» не мог претендовать на роль сверхзвукового эквивалента «Стратосферной крепости» В-52. В то же время полноценный сверхзвуковой преемник В-52 считался необходимым, поскольку перспективность межконтинентальных ракет еще предстояло доказать и грядущее долголетие В-52 никто не мог предвидеть.

Отправной точкой работ по новому сверхзвуковому стратегическому самолету стало предложение командующего стратегической авиацией ВВС США генерала Кертисса Ле Мея, который в конце 1954 г. поднял вопрос о создании бомбардировщика, обладающего дальностью без дозаправки в полете не менее 11 тыс. км при «максимально возможной» скорости. Этот самолет, пригодный для эксплуатации с существующих аэродромов, должен был заменить В-52 и состоять на вооружении ВВС в 1965- 1975 годах. В октябре 1954 года было выпущено техническое задание по системе оружия WS-110A и объявлен конкурс предварительных проектов стратегического бомбардировщика с крейсерским числом М = 0,9 и максимально возможной скоростью на максимальной высоте при прорыве в воздушное пространство потенциального противника на расстояние 1600- 1850 км. Поставки нового самолета намечались с 1963 года. В июле 1955 года шесть фирм представили предварительные проекты, а 11 ноября этого же года фирмы «Боинг» и «Норт Америкен» получили заказы на дальнейшую проработку своих эскизных проектов, которые были готовы в апреле следующего года.

Самой трудной проблемой при проектировании WS-110A было одновременное достижение высокой сверхзвуковой скорости и межконтинентальной дальности полета. Для этого требовалось получить высокое сверхзвуковое аэродинамическое качество – задача, не решенная полностью и в наши дни. В 1950-х годах трудности усугублялись малой экономичностью имевшихся двигателей, недостаточной изученностью аэродинамики сверхзвуковых скоростей, отсутствием высокопроизводительных ЭВМ для проведения расчетов. В результате оба спроектированных самолета по заданию WS-110A имели небывало огромные размеры. Проектом фирмы «Норт Америкен» предусматривалось создание бомбардировщика массой 340 т с треугольным крылом, к которому крепились дополнительные консоли с расположенными посередине огромными топливными баками. В районе цели консоли с баками, в которых размещалось по 86 т топлива, должны были сбрасываться с последующим разгоном самолета до М = 2,3. Фактически это было «звено» из трех аппаратов. Эксплуатировать его с существующих аэродромов не представлялось возможным.

Самолет Норт Америкен ХВ-70

Оба представленных проекта были отклонены в октябре 1956 года и после переработки вновь представлены фирмами-разработчиками через девять месяцев – к июлю 1957 года. Проектировщики учли требование ВВС уменьшить взлетную массу. Но главное, они существенно изменили свои проекты под вновь поставленную задачу обеспечить полностью сверхзвуковой полет. Требовалась дальность до 9600 км с крейсерским числом М = 2 и возможностью броска с М = 3 в районе цели. ВВС, формулируя новое ТЗ, опирались на рекомендации ученых из НАСА, которые, по словам X. Драйдена, тогдашнего директора этой организации, добились к тому времени крупных успехов в изучении аэродинамики, прочности и силовых установок сверхзвуковых самолетов.

Для уменьшения потребного запаса топлива и размерности самолета фирмы «Боинг» и «Норт Америкен» решили перейти к бороводородному топливу, предложенному как горючее еще в 1929 году в Советском Союзе химиком Ю. В. Кондратюком. Предпочтение отдали пентаборану, хотя исследовались также диборан и декаборан. Пентаборан имеет меньшую плотность по сравнению с керосином и соответственно занимает больший объем, но, отличаясь высокой теплотой сгорания («высокой калорийностью», как говорили в то время), позволяет снизить массу топлива дальнего самолета. По проекту фирмы «Норт Америкен» при уменьшенной почти до 200 т взлетной массе крейсерское число М повысилось с дозвукового до 1,5 -2,0, максимальное число М – до 3, дальность полета 9600 км достигалась на крейсерской высоте 15 000 м.

Самолет Норт Америкен ХВ-70 «Валькирия»

Первое время программа самолета В-70 все же, не смотря на растущую оппозицию, относилась к числу приоритетных. Однако это продолжалось недолго. Первый сбой был связан с бороводородным топливом. Оно оказалось очень дорогим, высокотоксичным и сложным в производстве. В то же время дальность полета при его использовании увеличивалась, как выяснилось, только на 10%. К весне 1959 года, когда завершилось изготовление макета самолета, по заказу ВВС был построен завод стоимостью 45 млн. долларов для производства бороводородного топлива, который, правда, так и не был пущен, поскольку в августе этого же года разработка бороводородного топлива и двигателя J95-GE-5, который на нем работал, была аннулирована. Месяцем позже прекратились работы по трехмаховому истребителю-перехватчику Норт Америкен F-108 «Рапира», двигатели которого также должны были работать на бороводородном топливе. В результате стоимость разработки В-70 увеличилась, так как часть исследований полета с М = 3 проводилась по программе самолета F-108.

Конструкторы фирмы «Норт Америкен» применили ряд компоновочных мер, направленных на повышение сверхзвукового аэродинамического совершенства. Первым шагом стал традиционный способ – установка цельноповоротного переднего горизонтального оперения (Г1ГО), играющего роль дестабилизатора и уменьшающего балансировочное сопротивление самолета на сверхзвуке. Но этого оказалось недостаточно, и фирма «Норт Америкен» пошла на риск, использовав новое оригинальное техническое решение. Идея, которая и лежала, главным образом, в основе перехода к полностью сверхзвуковому бомбардировщику, состояла в повышении подъемной силы за счет сжатия воздушного потока. Она была предварительно опробована в ходе экспериментальных исследований НАСА в 1955 – 1956 годах, а в проекте фирмы Норт Америкен успешно реализована путем размещения двигателей в единой подкрыльевой гондоле с применением плоского воздухозаборника, имеющего выдвинутый вперед неподвижный клин. Создаваемая при этом на сверхзвуке система косых скачков уплотнения приводила к образованию области повышенного давления под крылом.

Еще одним техническим новшеством стали отклоняемые вниз концевые части крыла. Главным их предназначением было повышение путевой устойчивости самолета. Это позволило уменьшить размеры килей и способствовало росту аэродинамического качества.

Самолет Норт Америкен ХВ-70 (2-й прототип)

Одновременно отклонение концов крыла приводило к перемещению аэродинамического фокуса самолета вперед благодаря уменьшению площади крыла вблизи задней кромки и дополнительному снижению балансировочного сопротивления в сверхзвуковом полете. Кроме того, отклонение концевых частей давало увеличение подъемной силы от сжатия потока, так как скачки уплотнения, создававшиеся клином воздухо заборника, отражались от отклоненных законцовок, что еще более повышало давление под крылом. Все это дополнительно увеличивало аэродинамическое совершенство самолета.

В то же время поворотные законцовки крыла нового бомбардировщика существенно снижали безопасность полета: при их заклинивании в полностью отклоненном положении самолет не мог совершить безопасную посадку и экипаж должен был катапультироваться.

Проект фирмы «Норт Америкен» был признан перспективным, 23 декабря 1957 года она была объявлена победителем конкурса проектов и получила контракт на разработку самолета, которому в феврале следующего года дали обозначение В-70, а в июле – название «Валькирия». Название это было выбрано стратегическим командованием в результате конкурса имен, на который летчики и авиаторы всего мира предложили более 20 тысяч вариантов. Название «Валькирия» – девы, забирающая души павших воинов в иной мир из скандинавской мифологии, – предложил сержант Фрэнк В. Сейлер с авиабазы Марч (штат Калифорния), фотодешифровальщик из разведывательного управления. Ему был присужден приз в размере 500 долларов и путевка для трехдневного посещения Голливуда.

В выборе военными проекта «Норт Америкен» сыграло свою большую роль и желание ВВС поддержать эту фирму, портфель заказов которой к тому времени оскудел, так как работы по ракете «Навахо» незадолго до этого прекратились, а производство истребителя F-100 «Супер Сейбр» уже близилось к завершению, и ее финансовое положение было не в пример хуже, чем у «Боинга». Предусматривалась постройка 62 самолетов, из них 12 опытных и 50 строевых для формирования первого авиакрыла. Первый полет опытного самолета намечался на январь 1962 года, первое авиакрыло планировалось сформировать к августу 1965 года.

Самолет был спроектирован по схеме «утка» с тонким треугольным крылом и двухкилевым вертикальным оперением. При числе М = 3 температура обшивки, согласно расчетам, могла достигать 330°С, поэтому в конструкции широко использовались нержавеющая сталь, высокопрочная инструментальная сталь Н11 и титановые сплавы. Нашел применение и довольно экзотический сплав на никелевой основе Рене-41. Эти материалы сохраняли высокую прочность в расчетном диапазоне рабочих температур для В-70, равном 230 – 330° С.

Для В-70 были первоначально разработаны обычные листовые металлические обшивки, усиленные панели различной конструкции и слоистые панели. Исследования показали, что наилучшие характеристики для большей части планера имеют именно слоистые панели. В значительной мере это обусловливалось требованием хорошей теплоизоляции. В противном случае вследствие кинетического нагрева обшивки температура топлива в баках-отсеках могла превысить 150°С, предельно допускаемый уровень температуры топлива на входе в двигатель. В пользу слоистых конструкций говорили и их высокая жесткость (а следовательно, сохранение гладкой поверхности и высокого аэродинамического качества на больших скоростях), устойчивость к акустической усталости (от колебаний воздушного давления в скоростном полете и шума двигателей) и относительно малая масса.

Нортон Америкен ХВ-70А на посадке

Слоистые панели выполнялись из нержавеющей стали и имели сотовый или гофрированный заполнитель. Из них были изготовлены обшивка большей части крыла, нижней и верхней поверхности фюзеляжа, килей и многие другие узлы. От склейки панелей отказались из-за нестойкости имевшихся в то время в распоряжении авиапромышленности клеев к высоким температурам. Сотовый заполнитель припаивался к листам обшивки, а гофрированный приваривался точечной сваркой. Пришлось отказаться от применения титана, как как лучшие из имевшихся титановых сплавов нельзя было одновременно подвергать пайке и термообработке, а листы из них нельзя было гнуть под углами, требуемыми для получения гофра.

Значительная часть остальной конструкции, не образующей топливных баков-отсеков, выполнялась из высокопрочных титановых сплавов. Из них, в частности, были изготовлены носовая секция фюзеляжа – монокок длиной 18,6 м, ПГО, хвостовая часть фюзеляжа в зоне отсеков двигателей, лонжероны килей и часть внутренней конструкции поверхностей управления и крыла. Всего в конструкции В-70 использовалось около 5400 кг титана. Из стали HI 1 были изготовлены многие важные элементы конструкции, в том числе шасси и механизмы складывания крыла, главные лонжероны передней части фюзеляжа и центроплана над отсеками двигателей. Этот материал оказался настолько прочен, что до В-70 применялся главным образом для изготовления инструментов, а в самолетной конструкции применялся в небольшом количестве только на бомбардировщике A3J «Сэвидж». Всего в конструкции В-70 было использовано около 10 400 кг стали НИ.

Крыло В-70 имело удлинение 1,75 м, длину хорды у корня 35,89 м и 0,67 м у законцовок и относительную толщину от 2% у корня крыла до 2,5% у законцовок. Носок крыла в корневой части имел небольшую кривизну, на участке между фюзеляжем и шарнирами поворота концевых частей имела место коническая крутка носка. Управление тангажом и креном осуществлялось с помощью двенадцати секций элевонов общей площадью 36,74 кв. м, управление по рысканию – с помощью рулей направления общей площадью 35,52 кв. м. Рули направления занимали большую часть килей, предельные углы их отклонения составляли -I- 12° при выпущенном шасси и + – 3° при убранном шасси.

Концевые части крыла (2 х 48,39 кв. м.) отклонялись вниз. При разработке самолета намечалось, что они будут фиксироваться в трех положениях: 0° при дозвуковой скорости, 25° при околозвуковых скоростях и 65° при сверхзвуковых скоростях. В реальных полетах отклонение концов крыла в среднее положение практиковалось раньше – на скорости 500 км/ч, почти сразу после уборки шасси. Это было связано с тем, что неблагоприятный разворачивающий момент рыскания при отклонении элевонов по крену оказался значительно большим, чем предполагалось. Отклоненные вниз законцовки стабилизировали самолет по курсу, а кроме того, выключали из работы четыре секции элевонов, что способствовало уменьшению нежелательного разворачивающего момента.

Норт Америкен В-70 «Валькирия»

Фюзеляж типа полумонокок был выполнен в соответствии с правилом площадей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась, открывая летчикам хороший обзор на полосу. Кабина экипажа, состоявшего из двух человек, была герметизирована. На бомбардировщике численность экипажа предполагалось довести до четырех человек за счет включения в него, помимо двух летчиков, штурмана- бомбардира и оператора оборонительной системы. В кабине поддерживалось давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м, что позволяло экипажу обходиться без высотных скафандров. Катапультируемые кресла-капсулы имели две створки, образующие при закрытии индивидуальные герметические спасательные «спускаемые аппараты» с автономной системой наддува и кислород- ] ной системой. Капсулы обеспечивали аварийное покидание самолета на высотах от уровня моря до 24 000 м. Входная дверь располагалась с левого борта впереди ПГО.

Переставное (диапазон углов отклонения 6°) ПГО площадью 24,64 кв. м со стреловидностью по передней кромке 31,7° использовалось для продольной балансировки самолета на дозвуке и как дестабилизатор при числе М›1. Закрылки ПГО отклонялись на угол до 25° совместно с элевонами на взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парировали момент тангажа, возникавший при взлетно- посадочном зависании элевонов, что давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при числах М‹0,88, даже при отклонении расположенных на нем закрылков. Это приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Тряска исчезала по мере роста скорости.

Шасси трехопорное с передней опорой. Двухколесная носовая стойка и основные стойки с четырехколесными тележками убирались разворотом назад, причем тележки основных стоек при уборке поворачивались на 90°, а затем становились вертикально вдоль стойки и укладывались плашмя вдоль вертикальных стенок канала воздухозаборника. Кинематика уборки основных стоек отличалась большой сложностью. Все колеса и пневматики имели одинаковый размер (диаметр 1060 мм) и рассчитывались на температуру нагрева до 180°С. Отсеки шасси имели принудительное охлаждение. Тормоза дисковые, устанавливались отдельно от колес для повышения эффективности охлаждения. Имелись автоматы торможения. Масса шасси составляла более 5400 кг.

При посадке использовались три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси составляла 14,1 м, колея – 7,1 м.

Выкатывание самолета Норт Америкен ХВ-70А

Двигатели – шесть одноконтурных ТРДФ YJ93- GE-3 – были установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя был 1,33 м, длина – 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещался под фюзеляжем и имел центральный клин, разделявший воздухозаборник на два канала, каждый из которых подавал воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществлялось перемещением трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. На верхней части крыла располагались перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором – полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м состоял из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сужающиеся-расширяющиеся сопла двигателей обеспечивали непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями, но в конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой «Норт Америкен» на истребителе-перехватчике F-86D.

Статическая тяга двигателя YJ93-3 на уровне моря составляла около 13 600 кгс, из которых приблизительно 34% создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги шло непрерывно. ТРД имел одновальный компрессор с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпуса компрессора и двухступенчатой турбины были сделаны разъемными для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины имели воздушное охлаждение, что позволяло повысить рабочую температуру турбины на несколько десятков градусов по сравнению с температурой лопаток у других тогдашних ТРДФ. По данным фирмы «Норт Америкен», самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета уменьшалась при этом приблизительно на 7%.

ТРДФ YJ93 специально рассчитывался на число М = 3, и в нерасчетных условиях его характеристики значительно ухудшались. Так, при скорости, соответствующей числу М = 2, вследствие снижения аэродинамических характеристик и КПД двигателей дальность полета самолета ХВ-70 уменьшалась приблизительно на 15%.

При газовках на земле двигатели охлаждались воздухом, поступавшим через вспомогательные створки. В полете при М = 3 двигатель ! охлаждался избыточным воздухом, отводимым из воздухозаборника и циркулировавшим по каналам вокруг двигателя. Температура выхлопных газов была очень высока. Хотя конструкция самолета в зоне двигателей сравнительно мало нагревалась и форсажная камера эффективно охлаждалась воздушным потоком, при максимальном форсировании тяги из сопла двигателя вырывался длинный поток сильно нагретых газов, значительно демаскировавших самолет в ИК и видимом диапазоне.

Запуск двигателей на земле осуществлялся с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался твердотопливным стартером и затем использовался для привода гидродвигателя, от которого производился пуск остальных двигателей.

Стандартное топливо – авиационный керосин JP-4 – нельзя было использовать из-за высокого давления паров и чрезмерного испарения. Более подходящим оказалось его производное – JP-6, с более низким давлением паров, повышенной термической стабильностью и меньшим осадкообразованием. Топливо размещалось в 11 баках-отсеках (шесть в крыле и пять в хвостовой части фюзеляжа). В ходе постройки самолета встретились трудности с герметизацией топливных баков. На первом самолете один из баков не использовался из-за того, что так и не удалось добиться необходимой герметичности. Начало летных испытаний второй машины было сдвинуто на полгода в основном из-за дополнительных работ по уплотнению баков. Уплотнение выполнялось вручную, причем техников, занимавшихся этой работой, приходилось буквально заваривать внутри баков, извлекая их затем через минимально возможное по размерам отверстие в герметизации, после чего работу заканчивали уже снаружи. У техников было зафиксировано несколько случаев приступов клаустрофобии.

Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 часа из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших крейсерских высотах. Вначале топливо перекачивалось из заправщика во второй пустой заправщик, где продувалось сухим азотом под высоким давлением для вытеснения кислорода, и лишь потом поступало в топливные баки, которые в полете также наддувались азотом. На серийном бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.

Система управления самолетом – бустерная необратимая, с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления – тросовая, ПГО – жесткая. Было возможно ручное управление рулями направления и ПГО в случае аварии. Имелась электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивавшая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.

Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 280 кгс/кв. см, способной работать при температуре от – 54 до 230°С, а кратковременно – даже до 340°С. Гидросистема состояла фактически из четырех независимых одновременно работавших систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначалась она для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, а также аварийного генератора.

Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) запитывалась через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ, приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ приводился от гидродвигателя.

Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входили: инерциальная навигационная система с гиростабилизированными платформами и астронавигационная система с блоком астросопровождения. Вычислитель позволял осуществлять полет по запрограммированному маршруту, непрерывно определял текущее местоположение самолета, время полета и расстояние до цели. Использовалась также радионавигационная система TACAN, система опознавания госпринадлежности, аппаратура для встречи бомбардировщика с самолетом-заправщиком и для посадки по приборам. На бомбардировщике предполагалось применить доплеровский радиолокатор фирмы «Дженерал Электрик» с высокой разрешающей способностью. Экспериментальный образец РЛС прошел летные испытания. Оборонительная система, разрабатывавшаяся фирмой «Вестингауз», должна была включать радиолокационные и ИК-станции помех. Рабочее место оператора оборонительной системы располагалось за креслом командира экипажа. Предполагалось, что общая масса целевого оборудования на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.

Самолет Норт Америкен ХВ-70А в сопровождении учебного самолета «Тэлон»

Бомбоотсек длиной 9,1 м располагался в нижней центральной части фюзеляжа, между изогнутыми каналами воздухозаборника. В нем предполагалось размещать ядерные и неядерные бомбы. В начале программы намечалось также подвешивать в отсеке баллистические ракеты, а под крылом крылатые ракеты – то есть планировалась схема, реализованная позднее на дозвуковом бомбардировщике В-52. Однако впоследствии от внешней подвески отказались. Программа баллистической ракеты Мартин WS-199B «Болд Орион», первоначально предназначавшейся для В-70, была со временем аннулирована. Двухступенчатая баллистическая ракета AGM-48 «Скайболт», разработка которой началась в 1959 году также с прицелом на внутреннее размещение в грузоотсеке В-70, при длине 11,6 м не умещалась в отсеке не только «Валькирии», но и В-52, для которого предназначалась прежде всего. Предлагалось использовать на «Валькирии» одноступенчатый вариант «Скайболта», но это предложение также не было реализовано.

После того как В-70 переклассифицировали в экспериментальную машину, в бомбоотсеке расположили аппаратуру системы управления воздухозаборником массой 2,0 т и аналого-цифровую записывающую аппаратуру массой 2,7 т, способную регистрировать до 1050 параметров. Регистрирующая аппаратура вначале могла работать непрерывно в течение 40 минут. К июню 1965 года время записи было увеличено до 63 – 64 минут, в дальнейшем благодаря применению более тонкой ленты его увеличили до 90 минут. До 80 млн. бит информации собиралось за один полет.

Американская авиационная пресса высказывалась о новом самолете поначалу весьма оптимистично.

В мае 1956 года сообщалось, что бомбардировщик WS- 110с двигателями на «химическом» топливе должен иметь дальность 10 тыс. статутных миль (около 16 500 км) при полете на высоте 21 км и способность достигать числа М = 2 над целью. В ноябре 1956 года писали, что, по сообщению хорошо информированных источников, сверхзвуковые бомбардировщики по проектам «Боинга» и «Норт Америкен» будут иметь двигатели на редком химическом топливе (на базе лития, бора и т. д.), смогут достигать М = 3…4 и высоты полета около 23 км. Сообщалось и о том, что генерал К. Ле Мей вначале требовал создания бомбардировщика с рабочей высотой 38 км и дальностью около 7200 км. Этот бомбардировщик должен был сближаться с целью на средней сверхзвуковой скорости, сбрасывать нагрузку и уходить от цели при числе М = 4…5. В сентябре 1959 года утверждалось, что В-70 предназначен для доставки ядерного оружия – водородной бомбы с зарядом мощностью 10 Мт «вместе» с баллистическими ракетами. В официальных заявлениях представителей Пентагона и ВВС перечислялись требования к «проектируемым сверхзвуковым бомбардировщикам», в частности: бомбардировщик должен был быть способен длительное время патрулировать в воздухе в состоянии боевой готовности в возможных зонах пуска ракет. Основная цель этого требования – снизить уязвимость бомбардировщиков на земле. Бомбардировщик также должен был быть экономичным при доставке обычного оружия, что могло стать необходимым в случае запрещения атомного оружия. В-70 в этом отношении, кстати, был еще менее экономичен, чем ракеты, так как стоимость самолета по сравнению с ущербом, который он смог бы нанести с применением обычного оружия, настолько высока, что закупка самолетов В-70 становилась совершенно нецелесообразной.

Первым ударом стало прекращение в декабре 1959 года разработки В-70 как системы оружия. Новыми планами предусматривалась постройка одного экспериментального ХВ-70 без навигационно-бомбардировочной системы и системы вооружения. ВВС США все же не теряли надежды довести работы по бомбардировщику до серийного производства и в октябре 1960 года добились восстановления программы разработки самолета как системы оружия. Однако в апреле 1961 года, после прихода президента Кеннеди на смену Эйзенхауэру, программа была вновь сокращена до постройки трех экспериментальных машин, в том числе двух ХВ-70А без боевых систем и с экипажем из двух человек, а также одного ХВ-70В с навигационной системой, вооружением и экипажем из четырех человек.

К этому времени успешные запуски первой американской МБР «Атлас» подтвердили перспективность ракетного оружия и поставили под сомнение саму необходимость пилотируемых бомбардировщиков. Но главное, появление в СССР первых дальних мобильных зенитных ракетных комплексов заставило сделать вывод, что по уязвимости сверхзвуковой В-70 будет ненамного лучше дозвукового В-52. Такое все более распространявшееся мнение в дальнейшем подтвердилось, но в то время абсолютной уверенности в подобных прогнозах не было, и программа самолета В-70 вступила в полосу неопределенности, продолжавшуюся в течение почти пяти лет.

Было предложено три пассажирских варианта бомбардировщика (от минимально модифицированного варианта до глубокой модификации), проводились исследования варианта бомбардировщика В-70 с ядерной силовой установкой. В 1960 году рассматривалась возможность применения самолета В-70 в качестве сохраняемой первой ступени космических ДА и, в частности, для ракетоплана «Дайна Сор», но этот проект был отклонен. В 1962 году одно время изучалось создание разведчика-бомбардировщика RS-70, однако решение было принято в пользу разработки стратегического разведчика «Локхид» SR-71, а программа ХВ-70 осталась без изменений. Наконец, в марте 1964 года произошло последнее сокращение программы – до двух двухместных экспериментальных самолетов ХВ-70А без боевых систем. Р. Макнамара, министр обороны в администрации Кеннеди, известный введением критерия стоимость-эффективность для оценки оружия, высказался о «Валькирии» так: «Мы пришли к заключению, что В-70 не сможет повысить мощь наступательного оружия настолько, чтобы оправдать его чрезвычайно высокую стоимость. Учитывая все повышающиеся характеристики ракет класса «земля-воздух», а также скорость и высоту полета самолета В-70, он не будет иметь существенных преимуществ (перед имеющимися бомбардировщиками). Мы планируем завершить сокращенную программу разработки, продемонстрировать техническую осуществимость конструкции самолета, а также некоторых основных систем, необходимых для полета с большой скоростью и на большой высоте».

Рекламный полет самолетов «Валькирия», «Старфайтер», «Фантом», «фридомфайтер» и «Тэлон»

Несмотря на исследовательскую направленность работ по ХВ-70А, сохранялась вероятность дооборудования самолета в бомбардировщик в случае изменения обстановки, и в СССР испытания «Валькирии» с полным основанием рассматривались как реальная угроза. Даже в 1966- 1967 годах эта машина в нашей стране считалась не экспериментальной, а боевой.

Трудоемкость инженерно-технических работ по созданию самолета составила 14,5 млн. чел./ч, было израсходовано 1,3 млрд. долларов. Первому полету самолета предшествовали обширные испытания моделей в аэродинамических трубах, объем которых достиг 14 тысяч.

Первый самолет ХВ-70 был построен в мае 1964 года и впервые поднялся в воздух 21 сентября 1964 года. Расчетная скорость, соответствующая числу М = 3, была достигнута в 17-м полете 14 октября 1965 г.

Во время испытаний возникла проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток отодрал от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02x0,91 м и 0,20x0,97 м) вздувшиеся участки листов.

В ходе летных испытаний имели место неприятности с шасси – в частности, неразворот тележек основных стоек. На стенде сложная кинематика работала без сбоев, но в полете, после длительного пребывания на сверхзвуке, тележки шасси вышли из отсеков, но в горизонтальное положение не развернулись. После уборки и повторного выпуска шасси тележки все же заняли штатное положение. Причиной этого происшествия оказалось термическое расширение тяг и качалок кинематики основных стоек. Были также случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В ходе одной из таких посадок левая тележка шасси воспламенилась от трения об полосу, а обода двух колес сточились более чем на треть. В то же время шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень высокой массе самолета – 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3 – 4 посадки, затем он был доведен до 5 – 10 посадок.

Силовая установка также доставила немало хлопот испытателям. Как и на «трехмаховом» разведчике SR-71, в полете неоднократно нарушалась расчетная работа воздухозаборника из-за образования выбитой ударной волны на входе. Особенно неблагоприятные последствия от этого явления наступали при числе М = 3: резко падала тяга, возникали грохот и тряска, самолет совершал непроизвольные движения по крену, тангажу и рысканию. Одной из крупных эксплуатационных проблем с двигателями были их частые повреждения посторонними предметами: заклепками, птицами, льдом из дренажных каналов. Но в то же время подсос предметов с ВПП в воздухозаборники на взлете не отмечался ни разу. Титановые лопатки, использованные в компрессоре ТРД YJ93, имели значительно большую повреждаемость по сравнению со стальными. Только за неполные первые два года испытаний потребовалось 25 раз снимать двигатели с самолета для ремонта по причине выхода из строя компрессоров.

Второй самолет совершил первый полет 17 июля 1965 года, но просуществовал он менее года: в 46-м полете 8 июня 1966 года он разбился в результате столкновения с сопровождавшим его истребителем F-104.

Столкновение самолетов «Старфайтер» и «Валькирия»

Эта случайная трагедия, приведшая к потере многомиллионного самолета, получила широкий резонанс в американской печати. Она произошла в полете, организованном по заказу фирмы «Дженерал Электрик» для рекламной съемки самолетов, на которых установлены двигатели ее разработки. С фотосъемщика «Лир Джет» планировалось запечатлеть полет строем «клин» пяти самолетов – «Валькирия», Локхид F-104N «Старфайтер», Макдоннелл-Дутлас F-4B «Фантом», Нортроп F-5 «Фридомфайтер» и Т-38 «Тэлон». «Дженерал Электрик» просила включить в состав этой группы и бомбардировщик Конвэр В-58 «Хастлер», но ей отказали. Полет управлялся с командного пункта авиабазы Эдвардс, поскольку радиооборудование «Лир Джета» и ХВ-70 было несовместимо. Съемки практически уже завершились, когда «Старфайтер», летевший справа от «Валькирии», ударился левым концевым крыльевым баком об отклоненную правую концевую часть ее крыла. Повредив свое левое полукрыло, «Старфайтер» резко наклонился влево и, перевернувшись, скользнул над хвостом «Валькирии», срезав часть ее правого киля и почти полностью снеся левый киль. Своим носом «Старфайтер» также ударил сверху по левой консоли «Валькирии». Сразу после этого «Старфайтер» взорвался из-за того, что топливо, хлынувшее из его разрушенного бака, мгновенно воспламенилось от выхлопных газов «Валькирии». Летчик Джозеф А. Уокер погиб.

45-летний Дж. Уокер был старшим летчиком-испытателем НАСА и считался одним из наиболее опытных американских пилотов. При общем налете около 5 тысяч часов он совершил 25 полетов на экспериментальном гиперзвуковом самолете Норт Америкен X-15, причем установил на нем рекорды скорости и высоты полета. Все же расследовавшая катастрофу комиссия склонилась к мнению, что вероятная причина столкновения – ошибка Уокера, поскольку бортовые системы самолетов работали нормально, атмосфера была спокойной, видимость хорошей, признаков внезапного заболевания у летчиков не обнаружено, а гипотезу, что соударение обусловлено подсосом истребителя вследствие завихрения воздушного потока между ним и «Валькирией», признали несостоятельной. Уокер, по-видимому, выдерживал дистанцию до ХВ-70, визуально контролируя расстояние от своего самолета до передней секции фюзеляжа ХВ-70. Если это так, то крыло «Валькирии» находилось вне поля зрения пилота.

«Валькирия» продолжала лететь прямо еще 10- 15 секунд, после чего накренилась вправо, опустила нос и вошла в интенсивное движение по рысканию. Часть ее левой консоли отлетела из-за чрезмерной перегрузки, а затем самолет попал в плоский штопор. Первый летчик Элвин С. Уайт, шеф- пилот фирмы «Норт Америкен», благополучно спасся, отделавшись небольшими травмами, так как вовремя привел в действие систему аварийного покидания, второй летчик Карл С. Кросс погиб.

Самолет «Валькирия» в плоском штопоре

К. Кросс был опытным пилотом с общим налетом более 8500 часов, но на «Валькирии» он совершал первый вылет, который для него оказался и последним. Вероятная причина того, что он не смог катапультироваться, попадание ХВ-70 в плоский штопор. Дело в том, что закрытие створок капсулы и ее катапультирование происходили только после предварительного смещения кресла назад давлением сжатого газа. Центробежная сила, возникающая при вращении самолета в плоском штопоре, оказалась на «Валькирии» весьма значительной из-за большого выноса кабины экипажа относительно центра масс самолета и воспрепятствовала перемещению кресла назад. Аварийная ручная система перемещения кресла также не могла преодолеть действия центробежных сил.

Потеря второй «Валькирии» стала большим ударом по программе скоростных испытаний, так как этот образец самолета был оборудован автоматической системой управления воздухозаборником и летчики предпочитали выходить на числа М›2,5 именно на этом образце ХВ-70. Именно на втором самолете была выполнена оговоренная контрактом задача – продемонстрировать установившийся полет при М = 3 продолжительностью не менее 30 минут. Полет с М = 3, проходивший 19 мая 1966 года на высоте около 21 км, длился 32 минуты. Тем самым фирма заработала 275 тысяч долларов – вознаграждение, предусмотренное контрактом с ВВС. Испытания оставшегося первого самолета продолжались еще два с половиной года: последний испытательный полет он совершил 17 декабря 1968 года, а 4 февраля 1969 года был передан в музей ВВС. Налет обоих самолетов составил 249 часов 22 минуты в 128 полетах, из них 106 часов 48 минут на сверхзвуковых скоростях и 51 час 34 минуты при М›2.

На ХВ-70 предполагали достичь сверхзвукового аэродинамического качества 8 – 8,5, дозвукового – около 12-13. Достаточно высокое крейсерское качество «Конкорда» и Ту-144 – бесхвосток без ПГО, было получено благодаря совершенствованию методов аэродинамического расчета, что позволило применить крыло оживальной формы.

В отличие от В-58, который одно время предлагалось модифицировать в маловысотный бомбардировщик, по «Валькирии» подобных предложений не было. Одна из причин этого – ее чрезмерная чувствительность к турбулентности атмосферы. «Валькирия» обладала таким недостатком, несмотря на то что удлинение крыла у нее было несколько меньше, чем у других самолетов, рассчитанных на длительный сверхзвуковой полет. Вызывалось это главным образом сравнительно малой жесткостью длинного фюзеляжа, хотя играла роль и достаточно низкая удельная нагрузка на крыло.

Падение самолета «Валькирия»

Самолет ХВ-70 стал первой за рубежом крупной сверхзвуковой аэроупругой конструкцией. Его большие размеры, применение тонкого треугольного крыла и длинного гибкого фюзеляжа обусловили необходимость масштабных расчетов на аэроупругость. Эти расчеты выполнялись с применением новейшего по тому времени инструментария – цифровых и аналоговых ЭВМ, но все же не дали хороших характеристик самолета при полете в турбулентной атмосфере. Поэтому важной экспериментальной работой стали исследования на ХВ-70 системы GASDSAS, предназначенной для парирования нагрузок от воздушных порывов и подавления аэроупругих колебаний конструкции. Эта программа являлась продолжением работы, проводившейся на самолете Боинг В-52 (системы SAS и LAMS). Система GASDSAS предусматривала отклонение элевонов по тангажу и крену, а также рулей направления по сигналам датчиков перегрузок. Исследования показали, что для уменьшения интенсивности изгибных колебаний фюзеляжа целесообразно использовать небольшие горизонтальные и вертикальные поверхности, расположенные по схеме «утка». В дальнейшем подобная система была применена на бомбардировщике В-1.

Летные исследования с участием НАСА проводились также в области аэродинамики (флаттер панелей обшивки, сопротивление трения обшивки, донное сопротивление фюзеляжа и т.д.), конструкции (аэродинамический нагрев, полетные нагрузки) и эксплуатации (шум на местности).

Пилотажные характеристики самолета оценивались летчиками в целом как очень хорошие в полете и на малых, и на больших скоростях, особенно отмечалась легкость и мягкость посадки, как у пассажирских самолетов. Большое треугольное крыло создавало у земли воздушную подушку, увеличивавшую подъемную силу на 15%. В результате вертикальная скорость в момент приземления составляла всего 0,3- 1,2 м/с.

Создание самолета ХВ-70 было крупным техническим достижением. Но хотя он и оставил глубокий след в авиации, его роль в основном свелась к освоению авиационной промышленностью новых технологических процессов производства конструкций из высокопрочных сталей и титана, которые были впоследствии применены на бомбардировщике Дженерал Дайнэмикс F-111, военно-траиспортньгх самолетах Локхид С-5 и С-141, истребителе Макдоннелл Дуглас F-4 и на других самолетах. В то же время компоновка ХВ-70 не стала образцом для последующих сверхзвуковых самолетов, хотя на нем и были предприняты масштабные исследования в рамках изучения сверхзвуковых пассажирских самолетов. Крупный недостаток пакетного размещения двигателей – увеличение массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Поэтому, например, на англо-французском сверхзвуковом пассажирском самолете «Конкорд» было решено применить более короткие разнесенные гондолы двигателей, установленные под консолями крыла. На российском Ту-144 было применено промежуточное решение – отдельные гондолы, но со сравнительно небольшим разносом и размещением под фюзеляжем.

Характеристики самолета ХВ-70 «Валькирия»

Размеры:

размах крыла 32,00 м

длина самолета 57,61м

высота самолета 9,14 м

площадь крыла 585,07 м²

угол стреловидности крыла:

по передней кромке 65,57°

по линии 1/4 хорд 58,79°

Двигатели: ТРД Дженерал Электрик

YJ93-GE-3 (тяга форсированная/ нефорсированная 6х 14 060/11 350 кгс)

Массы и нагрузки, кг:

взлетная масса:

максимальная расчетная при полном запасе топлива и боевой нагрузке более 251 500

типовая фактическая во время испытательных полетов 236 000- 240 000

нормальная посадочная масса около 143 000

масса пустого самолета около 58 000

полный запас топлива более 138 000

Летные данные:

максимальное число М = 3,08

расчетная максимальная скорость

на большой высоте 3220 км/ч

взлетная скорость 350 км/ч

нормальная посадочная скорость около 335 км/ч

практический потолок более 21 000 м

расчетная максимальная дальность 12 000 км

радиус виража при М = 3 не менее 160 км

время выполнения разворота на 180° с креном 20° 13 мин.

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 Флюгцойгбау» 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.

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.

Самолет Х-29 N1 в полете

Самолет Х-29 N1 на посадке

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 утла атаки – 67 град. 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.

Неосуществленный проект самолета F-16 с КОС

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 противоштопорный 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.

Проекции самолета Х-29

Характеристики самолета Х-29

Размеры, м:

размах крыла 8,29

длина самолета со штангой ПВД 16,44

длина фюзеляжа 14,66

высота самолета на стоянке 4,36

размах ПГО 4,15

угол стреловидности крыла по передней кромке 30°

площадь крыла 17,54 м²

Экипаж 1 чел.

Двигатель: ТРДДФ Дженерал Электрик

F404-GE-400, 4800/7260 кгс

Массы и нагрузки, кг:

максимальная взлетная 8074

масса пустого самолета 6260

максимальный запас топлива 1804 кг

Летные данные:

максимальное достигнутое

число М полета 1,47

Истребитель YF-23 в полете

Истребитель YF-23

В соответствии с последними достижениями аэродинамики и технологии «Стеле» YF-23 имел интегральную аэродинамическую схему с ромбовидным в плане среднерасположенным крылом со срезанными законцовками и V-образным оперением. Разработчики сделали упор на улучшение сверхзвуковых характеристик и уменьшение радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности самолета. На YF-23 были применены малоотражающие внешние формы и радиопоглощающие материалы. Самолет имел в плане контуры, образованные прямыми линиями. В результате число направлений пика отражения радиолокационных волн было снижено до четырех, а на других ракурсах радиолокационная заметность самолета была снижена весьма значительно. Передние и задние кромки цельноповоротных хвостовых V-образных поверхностей были параллельны кромкам крыла в плане. Кромки всех створок и основных панелей обшивки, включая передние и задние кромки отсеков вооружения, задние кромки верхних створок сопел и хвостовой части фюзеляжа, имели зигзагообразную форму, соединениям подвижных и неподвижных элементов конструкции самолета также была придана специфическая форма для уменьшения отражения приходящего радиолокационного сигнала. С этой же целью фюзеляж- гондола, в которой размещались кабина летчика и отсек вооружения, имела шестигранное поперечное сечение. Фюзеляж, гондолы двигателей и крыло имели очень плавное сопряжение. Точно такое же решение было применено на бомбардировщике-«стелсе» Нортроп В-2 «Спирит».

В конструкции обоих истребителей, создававшихся по программе ATF, были использованы перспективные конструкционные материалы, в частности, полимерные композиты, композиты с металлической матрицей, алюминиево-литиевые сплавы. Наиболее широкое применение нашли полимерные композиты, доля которых (по массе) в конструкции планера опытного самолета YF-23 достигала 25%. Для применения в конструкции самолета изучался термопластичный материал на основе полиэфиркетонового связующего и углеродных волокон с индексом AS-4.

Крыло имело односекционные отклоняемые носки, а также элероны и закрылки, служащие также воздушными тормозами (при торможении внутренние поверхности отклонялись вниз, а внешние – вверх, вспомним конструкцию расщепляющихся элевонов на «летающих крыльях» Джона Нортропа). Удлинение крыла составляло 2,0, угол стреловидности по передней кромке составлял 40°, по задней кромке -40°, центральная хорда 12,22 м, концевая хорда – 1,01 м, сужение крыла – 12,1.

«Черная вдова II». Дозаправка в воздухе

От носа самолета вдоль его бортов к корневым частям крыла шли небольшие узкие боковые наплывы с внешней острой кромкой, при виде в плане образованной тремя прямыми линиями. Эти наплывы служили для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, с целью предотвратить неуправляемое рыскание самолета. Кабина одноместная, располагалась высоко и была значительно вынесена вперед относительно крыла, что в сочетании с изогнутыми бортами кабины и кромкой лобового стекла обеспечивало летчику прекрасный обзор вперед-вниз и назад- вбок. Катапультируемое кресло Макдоннел Дуглас NACES II обеспечивало аварийное покидание самолета на стоянке и в полете на скорости до 1150 км/ч.

Стремление получить высокие характеристики на больших углах атаки обусловило широкое разнесение поверхностей V-образного оперения, наклоненных наружу на 45°, поворачивающихся целиком и обеспечивающих управление самолетом как по тангажу, так и по рысканию.

Трехопорное шасси с одноколесными стойками рычажной схемы было рассчитано на посадку без выравнивания с вертикальной скоростью 3,05 м/с. Передняя стойка убиралась поворотом вперед, основные – назад.

Два форсированных двухконтурных ТРД «Пратт- Уитни» F119-PW-100 с постоянной умеренной степенью двухконтурности являются дальнейшим развитием ставших классикой двигателей семейства F100. ТРДДФ первых серий имели максимальную статическую тягу 13 900 кгс, в дальнейшем возможно ее увеличение до 15 900 кгс.

Двигатель «Дженерал Электрик» F120 имел гораздо более интересную конструкцию. С целью оптимизации удельного расхода топлива на разных режимах полета F120 мог менять в полете степень двухконтурности: на дозвуке она была больше, на сверхзвуке – уменьшалась благодаря наличию створок перепуска воздуха между трактами компрессора и вентилятора. Но несмотря на безупречную работу, по стоимостным характеристикам да и по сложности конструкции двигатель Дженерал Электрик проигрывал изделию фирмы «Пратт-Уитни». Кстати, именно поэтому в дальнейшем именно F119 был выбран в качестве силовой установки для победившего в конкурсе ATF истребителя F-22.

Боковые подкрыльевые воздухозаборники двигателей трапециевидного сечения имели S-образные каналы для экранирования первых ступеней компрессоров двигателей – самых отражающих элементов конструкции любого самолета – от прямого облучения вражескими РЛС. Тракты заборников были изнутри покрыты радиопоглощающим материалом. Наклон боковых стенок воздухозаборников примерно соответствовал наклону поверхностей V-образного оперения. Сверху в передних корневых частях крыла располагались створки перепуска воздуха для регулирования режима работы воздухозаборников.

YF-23 в полете

Сопла двигателей были плоскими. Несмотря на потери тяги от неоптимальной формы сопел, такая форма значительно снижала заметность самолета. Системы управления вектором тяги в отличие от самолета F-22 предусмотрено не было: подвижной выполнили лишь верхнюю створку сопла. Она использовалась для регулирования площади проходного сечения сопла и для реверса тяги на посадке. Реактивные струи из сопел истекали сверху хвостовой части фюзеляжа между консолями оперения над плоской поверхностью, подавлявшей инфракрасное излучение и дополнительно экранировавшей двигатели от прямого наблюдения сзади. Система управления вектором тяги, необходимая построенному по классической аэродинамической схеме F-22, на F-23 представлялась дорогим, тяжелым и ненужным излишеством: схема с V-образным сильно разваленным оперением, не теряющим эффективности ни на малых скоростях, ни на больших углах атаки, позволяла «Черной вдове» выполнять интенсивные маневры и с неподвижными соплами. Требовалось лишь разработать соответствующие законы управления.

На самолете была установлена цифровая ЭДСУ с волоконно-оптическими линиями передачи данных и с центральной ручкой управления в кабине летчика. Архитектура бортового комплекса серийного самолета должна была включать в себя мощнейший многократно резервированный бортовой IBM-совместимый компьютер, который взял бы на себя функции множества бортовых систем, в том числе ЭДСУ, системы жизнеобеспечения, управления навигационным комплексом, системой связи, обнаружения и опознавания целей, управления вооружением, силовой установкой, системой постановки активных и пассивных помех и т. п. Фактически летчик полностью изолировался непосредственно от органов управления самолетом: он лишь должен был давать команды бортовому компьютеру, а тот – управлять самолетом по собственному усмотрению. Кстати, в настоящее время эта архитектура (хороша она или плоха – покажет время) реализована на серийных F-22. По мере совершенствования элементной базы компьютера платы и целые блоки в электронном мозгу самолета должны заменяться на более совершенные.

Для получения данных о воздушной скорости, барометрической высоте, сносе, угле атаки и т. п. самолет был оборудован многофункциональными штангами ПВД по бокам носовой части фюзеляжа. Сбоку и снизу носовой части имелись также несколько отверстий для невыступающих датчиков воздушного давления. Фирма «Нортроп» разработала систему, способную получать все необходимые воздушные параметры с помощью невыступающих датчиков, даже в сверхзвуковом полете. Штанги ПВД предполагалось использовать для проверки невыступающих датчиков и затем вообще демонтировать для понижения заметности. Предполагалось использование на серийном самолете средств защиты оборудования и летчика от лазерного оружия, в частности поляризации остекления кабины.

В состав целевого оборудования серийного. F-23 должен был входить мощный радиолокатор с многочисленными фазированными антенными решетками (ФАР), «размазанными» по кромкам фюзеляжа, крыла и оперения. В результате самолет имел бы круговой радиолокационный обзор на дальностях до 70 – 90 км. Но применение в бою активной радиолокации сильно демаскирует самолет, поэтому основную ставку создатели бортового комплекса «Черной вдовы» делали на пассивные датчики, улавливающие излучение вражеских РАС, а также на тактическую развединформацию, поступающую в реальном масштабе времени от спутников и самолетов АВАКС и JSTARS. Таким образом, истребитель пятого поколения был призван стать одним из элементов информационнобоевого поля, ориентированным не на одиночные действия, а на игру «в команде». Сигналы, поступившие от пассивных датчиков и от внешних источников, должны были обрабатываться бортовым компьютером и выдаваться летчику уже в виде списка целей с отметками их местоположения, приоритетности в соответствии с полетным заданием и степенью потенциальной угрозы, указанием типа летательного аппарата и его национальной принадлежности. Летчик должен был лишь выбрать цель и осуществить по ней пуск ракеты с активным радиолокационным или пассивным инфракрасным наведением.

Самолет мог нести до восьми управляемых ракет класса «воздух-воздух» AIM-120 AMRAAM средней дальности и AIM-9 «Сайдуиндер» малой дальности в различных комбинациях в соответствии с полетным заданием. Ракеты размещались в тандемно расположенных в фюзеляже внутренних отсеках вооружения, закрывающихся двумя большими створками длиной более 5 метров. Перед пуском ракеты должны были выталкиваться из отсека с помощью гидравлических направляющих – толкателей. Планировалась также установка встроенной пушки – варианта шестиствольной М61А1, хорошо зарекомендовавшей себя в ВВС и на флоте, с удлиненным блоком стволов. Пушка на прототипах не устанавливалась. Возможные варианты ее размещения предусматривали установку в нижней части носового конуса, перед кабиной летчика либо в корне левого крыла. На четырех внешних узлах подвески могло устанавливаться существующее вооружение или топливные баки для перегоночных полетов. «Черная вдова» проектировалась исключительно как перехватчик и истребитель воздушного боя, так что подвеска бомб или ракет класса «воздух-земля» вообще не рассматривалась.

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 м²

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

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 м² , 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.

Компоновочная схема Х-31

Наибольшая часть обшивки передней секции фюзеляжа трехслойная, из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем, боковая обшивка центральной части фюзеляжа выполнена из алюминиево-литиевого сплава, обшивка хвостовой части – из титанового сплава. Кабина одноместная, герметичная, лобовое стекло и фонарь кабины, катапультируемое кресло, а также значительная часть кабинного оборудования взяты от самолета F/A-18. По бокам хвостовой части фюзеляжа установлены воздушные тормоза, под носовой частью фюзеляжа – штанга ПВД.

Киль пятилонжеронной конструкции с алюминиевыми лонжеронами и обшивкой из эпоксидного углепластика; стреловидность по передней кромке 50°.

Шасси трехопорное, с одноколесными стойками. Используются стойки от самолета «Дженерал Дайнэмикс» F-16, основные колеса и тормоза от административного самолета Цессна «Сайтейшн» III, пневматики основных колес от штурмовика «Воут» A-7D, носовой пневматик от F-16. Колея шасси составляет 2,25 м, база – 3,54 м.

На обоих самолетах имелся противоштопорный парашют.

Двухконтурный форсированный ТРД «Дженерал Электрик» F404, примененный впервые на истребителе F/A-18D, установлен в хвостовой части фюзеляжа. Система управления двигателем – цифровая с полной ответственностью (FADEC). За кабиной летчика расположены вспомогательная силовая установка от самолета F-16 и аварийная система воздушного запуска двигателя от самолета F-20.

Воздухозаборник – подфюзеляжный прямоугольный, с отклоняемой на 26° нижней панелью. Верхняя панель воздухозаборника служит отсекателем фюзеляжного пограничного слоя, который направляется в систему кондиционирования, а избыток воздуха выбрасывается через отверстия по бокам фюзеляжа над носком крыла. Стенки воздухозаборника имеют трехслойную конструкцию с обшивкой из углепластика и сотовым заполнителем. Предусмотрена возможность установки до 40 датчиков давления для изучения потока на входе в воздухозаборник на больших углах атаки.

С целью экономии средств на самолетах была применена упрощенная схема отклонения вектора тяги двигателя с использованием трех поворотных дефлекторов или периферийных газовых рулей, установленных за соплом двигателя по его периметру. Эта система была разработана на основе дефлекторной системы управления рысканием, прошедшей испытания на модифицированном самолете F-14. Периферийные рули выполнены из материала углерод- углерод с теплозащитным покрытием и имеют стальные вкладыши для цапф приводов. Они крепятся к фюзеляжу с помощью титановых фитингов. При комбинированном отклонении дефлекторов возможно отклонение струи выходящих газов в любом направлении на угол до 10° относительно продольной оси самолета с обеспечением поперечной составляющей силы тяги до 17% от полной силы тяги. Отклонение вектора тяги используется для управления тангажом и рысканием самолета на малых скоростях, возможно также и симметричное отклонение газовых рулей как воздушных тормозов для быстрого торможения самолета.

Воздухозаборник самолета Х-31

Регулируемые дефлекторы за соплом Х-31

Топливо размещается в одном баке в центральной части фюзеляжа, обеспечено питание топливом двигателя в большом диапазоне углов тангажа: имеются два бачка отрицательных перегрузок и топливный аккумулятор для нулевой перегрузки. Системы дозаправки в полете не предусмотрено.

Система управления полетом – цифровая электродистанционная, с центральной ручкой управления, от самолета F/A-18; вычислители системы взяты от экспериментального самолета НТТВ. Программное обеспечение СУП написано на языке «Джовиал». Самолет весьма статически неустойчив. Требованиями предусматривалось обеспечение полной управляемости самолета и отсутствие тенденции к сваливанию при работающем двигателе на углах атаки до 70°. Поставлено также требование вывода самолета из критических режимов с помощью только аэродинамических органов управления при отказе двигателя или поворотных дефлекторов тяги. Основным аэродинамическим органом продольного управления являются элевоны. ПГО также используется для продольного управления и балансировки самолета совместно с элевонами и служит прежде всего для вывода самолета на безопасные углы тангажа; оно может также обеспечивать непосредственное управление подъемной силой и увеличение подъемной силы.

В отсеке за кабиной летчика установлена система кондиционирования от самолета F-5E. Генераторы системы электроснабжения были взяты от самолета F/A-18. Связное оборудование ДМВ-диапазона. Контрольно-измерительное оборудование размещено в носовой части фюзеляжа. Имеются аварийные гидравлическая и электрическая системы для обеспечения работы системы управления полетом, а также аварийный источник энергии для запуска двигателя.

В кабине установлен индикатор на лобовом стекле, на котором отображается символика, предупреждающая потерю летчиком ориентировки при выполнении нестандартных маневров.

В процессе разработки Х-31 были проведены испытания многочисленных моделей в аэродинамических трубах, а также 25 тысяч сеансов моделирования пилотажных характеристик самолета. В результате было построено два самолета Х-31.

Первый полет первого самолета состоялся 11 октября 1990 года, второго – в 1991 году. Летные испытания должны были продлиться до середины 1992 года. В ходе испытаний планировалось выполнить 400 полетов, из них 80 в обычной области режимов полета (на докритических углах атаки) и 200 на закритических режимах, а также 120 с имитацией воздушного боя.

Осенью 1992 года в процессе испытаний самолет Х-31 достиг угла атаки 70°.

Х-31 успешно выполнил один из основных маневров, для совершения которого он был предназначен. На больших углах атаки с использованием трех дефлекторов отклонения тяги самолет выполнил разворот на 180° с радиусом, значительно меньшим, чем при нормальном развороте с креном. Этот разворот называется маневром Хербста – в честь В. Хербста, бывшего технического директора фирмы «МВВ», сторонника использования закритического маневрирования в воздушном бою. Маневр начался на высоте 6000 м при скорости 371 км/ч, самолет быстро затормозился с увеличением угла атаки до 70°. Вслед за этим летчик отклонил дефлекторы для выполнения быстрого крена с изменением направления полета самолета на обратное, после чего самолет вновь набрал скорость. Этот маневр был повторен несколькими летчиками несколько раз.

В полете Х-31

По словам представителей ВВС США, время разворота Х-31 на сверхкритическом режиме меньше на 30% по сравнению с обычным разворотом с большой перегрузкой.

Оценка боевой эффективности Х-31 в многочисленных исследовательских поединках с самолетом F-18 «дала замечательные результаты». Эта оценка была направлена на изучение эффективности закритического маневрирования. В процессе совместного маневрирования были изучены и освоены три основных боевых маневра: резкое изменение тангажа, разворот с выходом на закритические углы атаки и маневр атаки вертолета. В последнем случае, по словам летчика, «сопровождение цели продольной линией фюзеляжа по рысканию достигалось хорошо».

До октября 1993 года самолет летал только на дозвуке. 24 ноября 1993 г. Х-31 совершил свой первый сверхзвуковой полет, достигнув числа М = 1,11 на высоте 11 430 м. Вскоре после этого система управления полетом была перепрограммирована таким образом, чтобы вопроизвести аэродинамику полета без вертикального оперения при М=1,3 и использовать отклонение вектора тяги для управления в «квазибесхвостовой конфигурации».

В 1994 году испытания Х-31А предусматривали полеты с постепенным уменьшением доли вертикального оперения в процессе пилотирования самолета для оценки его управляемости вообще без участия вертикального оперения. Уменьшение площади вертикального оперения самолета-истребителя обещало улучшить боевую эффективность самолета благодаря снижению его лобового сопротивления, массы и радиолокационной заметности. По словам летчика-испытателя, «киль практически бесполезен на углах атаки выше 40°, а эффективность руля направления резко снижается на угле атаки выше 45°».

В 1994 году создатели Х-31 получили премию Американского института аэронавтики и астронавтики за оригинальную концепцию самолета, приведшую к достижению прорыва в летно-технических характеристиках.

В январе 1995 года, после завершения полного цикла испытаний и исследований, для которых создавался Х-31, финансирование программы было свернуто. А 19 января один из двух самолетов был потерян. После обледенения приемного отверстия штанги ПВД ЭДСУ самолета стала генерировать неправильные сигналы управления, что привело к потере контроля над самолетом. Летчик был вынужден катапультироваться.

В мае того же года уцелевший Х-31 демонстрировался на авиационной выставке в Ле-Бурже.

Самолет Х-31

По инициативе фирмы ДАСА, правопреемника одного из «родителей» Х-31, фирмы «МВВ», после прекращения финансирования основной программы с использованием этого самолета была начата программа разработки законов управления для ЭДСУ самолета «Еврофайтер» EF 2000 «Тайфун». Руководство консорциума «Еврофайтер» не было поставлено в известность об этой работе вплоть до создания лабораторной математической модели законов управления. С этого момента в программе создания и доводки системы управления принимали участие фирмы «GEC-Маркони» и «Бритиш Аэроспейс». Некоторые обозреватели рассматривали эту программу исключительно как попытку продлить жизнь программе Х-1, так как если программа сверх маневренного самолета не была бы присоединена к какой-либо другой программе, она могла прекратить свое существование. Заместитель министра обороны США отклонил просьбу Германии о предоставлении кредита в 45 млн. долларов на продолжение программы Х-31. Ранее Германия заявляла о готовности финансировать до 50% стоимости этой программы. Переговоры о дальнейшей судьбе программы начались еще в феврале 1995 года, при этом отмечалось, что программа «более чем достигла своих целей, указанных в первоначальном протоколе о намерениях». Основной темой переговоров являлся вопрос, можно ли использовать самолет Х-31 для других целей, представляющих взаимный интерес.

Экспериментальный сверхманевренный самолет Х-31 был в дальнейшем также использован для демонстрации возможностей сопла с регулируемым вектором тяги на режимах взлета и посадки, в том числе и на виртуальную палубу авианосца, а также при атаке наземных целей в интересах программы создания ударного самолета нового поколения JAST (в настоящее время – JSF).

Единственный сохранившийся экземпляр Х-31 простоял на консервации четыре года, но затем он был вновь восстановлен до летнопригодного состояния из-за возникновения интереса к этой, безусловно, незаурядной машине в связи с новым международным проектом. В начале 1999 г. представители фирмы «Даймлер-Бенц Аэроспейс/ DACA» (Германия) заявляли, что высокоманевренный экспериментальный самолет «Рокуэлл-ДАСА» Х-31 будет использован в интересах исследовательской программы ВЕКТОР.

Самолет Х-31 заруливает на посадку

Шеф проекта Петер Хубер заявил, что программа ВЕКТОР была официально одобрена правительством Германии и на ее реализацию были выделены средства. Лидирующую роль в программе занимала опять же американская сторона. Главный «игрок» американской команды, фирма «Боинг», была заинтересована в исследованиях самолетов схемы «утка» и «бесхвостка», лишенных вертикального оперения. Предполагалось, что в процессе программы ВЕКТОР площадь вертикального оперения самолета Х-31 будет уменьшена, а затем вертикальное оперение вообще будет упразднено.

В сфере интересов немецкой стороны находилась в первую очередь проверка новой системы обработки летных данных для высокоманевренного самолета. Фирма «ДАСА» провела серию продувок моделей в рамках программы ВЕКТОР. Основной целью германской части программы являлась разработка «гладких» датчиков получения информации о режиме полета, в том числе и на постсрывном режиме, не портящих аэродинамику ЛА, вообще без механических компонентов. К моменту начала этой программы единственный оставшийся в строю самолет Х-31 отработал только половину ресурса своего планера.

Уже в процессе реализации программы ВЕКТОР ею заинтересовались шведы. Шведская сторона остро нуждалась в данных по разработке и испытаниям осесимметричной системы управления вектором тяги для двигателя «Вольво Флугмотор» RM12 для истребителя «Грипен», разработанного на основе ТРДДФ F-404, установленного на самолете Х-31. Эта система конструктивно имеет много общего с системой управления вектором тяги двигателей, успешно опробованной на российских истребителях Су-30 и Су-37.

Американские и германские участники программы начали в августе-сентябре 1999 года оказывать давление на своих шведских коллег в связи с отсутствием решения об испытании на самолете шведского двигателя с управляемым вектором тяги. Эти испытания входили во вторую ступень программы Х-31, финансируемую тремя странами в равных пропорциях. Швеция не внесла свою долю из-за серьезного урезания военного бюджета, в котором не предусматривалось финансирования некоторых экспериментальных программ, в частности программы ВЕКТОР.

Работы по созданию осесимметричного сопла для двигателя с УВТ велись и в Испании на двигателестроительной фирме «1ТР». Эта фирма в настоящее время уже провела стендовые испытания своего сопла, установив его на ТРДДФ «Евроджет» EJ200. Для проведения летных испытаний фирме ITP необходим самолет – АЛ, в качестве которого можно использовать и Х-31. В случае отказа Швеции от участия в программе США и Германия продолжат ее вдвоем, причем на самолете сохранится система управления вектором тяги с тремя щитками – дефлекторами реактивной струи. Позже Испания может присоединиться к программе. Полеты по второй стадии программы намечались на первую половину 2000 года.

Несмотря на то, что Х-31 оснащен ТРДДФ «Дженерал Электрик» F-404, а испанское сопло рассчитано под другую двигательную установку, представители фирмы ITP заявляют, что его можно адаптировать и к американскому двигателю. Предполагается, что это сопло будет применено на самолетах фирмы «Еврофайтер» «Тайфун» и на проектируемом экспортном варианте самолета СААБ «Грипен», оснащенном ТРДДФ EJ200. В последнем случае между фирмами «1ТР» и «Дженерал Электрик» возможен конфликт, так как последняя усиленно лоббирует свое отклоняемое сопло AVEN для установки на «Грипене».

Расчетные характеристики экспериментального самолета Х-31 А

Размеры, м:

размах крыла 7,26

длина самолета (с дефлекторами тяги без штанги ПВД) 13,21

высота самолета 4,44

Двигатель: один ТРДДФ Дженерал Электрик F404-GE-400,

статическая форсированная тяга 7260 кгс

Массы и нагрузки, кг:

максимальная взлетная 7230

нормальная взлетная 6645 кг

масса пустого самолета 5175 кг

нормальный запас топлива 1500 кг

Летные данные:

максимальное число М установившегося

полета на высоте 10 700 м 1,3

максимальная земная индикаторная

скорость на уровне моря 900 км/ч

допустимый угол атаки в установившемся

горизонтальном полете на высоте 6100 м 60°

максимальная эксплуатационная перегрузка:

нормальная +9; -4

продольная 3

В этой книге представлены проекты американских самолетов разных лет: от времен Второй мировой войны до наших дней. Ни один из этих самолетов не пошел в серию, но все они внесли огромный вклад в развитие авиационной науки и технологии.

Книга для широкого круга читателей, а также любителей авиации и истории техники.