И. Кудишин: Раритеты американской авиации

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».