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.
Экспериментальный истребитель Грумман Х-29А
Х-29 на ВПП
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.
