Экспериментальный самолёт X-31A был разработан совместно американской фирмой «Rockwell» и германской «Messerschmitt-Bolkow-Blohm» (MBB). Это — первый из экспериментальных самолётов американской серии «X», созданный в результате совместной программы с участием другой страны. Он предназначен для исследования технических средств, обеспечивающих ведение ближнего маневренного воздушного боя с выходом на закритические углы атаки. Идея использования закритических углов атаки для повышения маневренности истребителей — сверхманевренности была впервые за рубежом выдвинута фирмой MBB, которая приступила к работам в этом направлении в 1977 году. Основана эта идея на прогнозируемом характере воздушного боя перспективных истребителей.
Считается, что воздушный бой должен начинаться на больших и средних дистанциях за пределами визуальной видимости самолёта противника. При непоражении противоборствующих самолётов на дальней дистанции воздушный бой, как правило, быстро переходит в ближний, который в связи с появлением всеракурсных ракет воздушного боя с инфракрасной головкой самонаведения должен характеризоваться повышенной (по сравнению с прошлым боевым опытом) долей атак с передней полусферы. Для выживания самолёта в этих условиях требуется способность выполнять энергичные маневры с высокими угловыми скоростями и малыми радиусами разворотов, а также вести воздушную стрельбу «навскидку» с независимым управлением траекторией и угловой ориентацией самолёта и возможностью кратковременного выхода на закритические углы атаки.
В 1983 г. фирма «MBB» 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 «Rockwell» по согласованию с «MBB» 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 «Rockwell» контракт на изучение облика такого самолета, причем «MBB» 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 X-31A.
В соответствии с межправительственным соглашением, подписанным в июне 1986 года, работы фирмы «Rockwell» финансировались управлением DARPA через командование авиационных систем ВМС США, а работы фирмы «MBB» — 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 «MBB» отвечала за проектирование и изготовление крыла и дефлекторов тяги двигателя, а также за разработку законов управления самолетом.
С целью снижения стоимости самолёта и сроков его разработки применена упрощённая геометрия самолёта, обеспечивающая уменьшение числа деталей и упрощение технологии изготовления самолёта; 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 X-31A.
Схема X-31A основана на проекте фирмы «МВВ», предложенном по программе истребителя EFA. Облик X-31A 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.
Самолёт X-31A построен по схеме «утка» с цельноповоротным среднерасположенным 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 самолёта 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 V-22.
ПГО имеет размах 2,64 м, площадь 2,19 м, 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-1B, где он используется для крепления поверхностей системы подавления упругих колебаний фюзеляжа.
Фюзеляж самолёта X-31A — 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.
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 F-16, основные колеса и тормоза от административного самолета «Сайтейшн» III, пневматики основных колес от штурмовика A-7D, носовой пневматик от F-16. Колея шасси составляет 2,25 м, база — 3,54 м. На обоих самолётах X-31A имелся противоштопорный парашют.
Двухконтурный форсированный ТРД General Electric F404-GE-400, 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 самолётах X-31A 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.
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 самолёта F/A-18; вычислители системы взяты от экспериментального самолета НТТВ. Самолёт X-31A весьма статически неустойчив. Требованиями предусматривалось обеспечение полной управляемости самолёта и отсутствие тенденции к сваливанию при работающем двигателе на углах атаки до 70°. Поставлено также требование вывода самолёта 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 самолёта 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 лётчиком ориентировки при выполнении нестандартных маневров.
В процессе разработки X-31A были проведены испытания многочисленных моделей в аэродинамических трубах, а также 25 тысяч сеансов моделирования пилотажных характеристик самолёта. В результате было построено два самолета X-31A. Первый полёт первого самолёта состоялся 11 октября 1990 года, второго — в 1991 году. Лётные 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 самолёт X-31A достиг угла атаки 70".
X-31A успешно выполнил один из основных маневров, для совершения которого он был предназначен. На больших углах атаки с использованием трех дефлекторов отклонения тяга самолёт 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, самолёт быстро затормозился с увеличением угла атаки до 70°. Вслед за этим летчик отклонил дефлекторы для выполнения быстрого крена с изменением направления полета самолёта на обратное, после чего самолёт вновь набрал скорость. Этот маневр был повторен несколькими летчиками несколько раз.
По словам представителей ВВС США. время разворота X-31A на сверхкритическом режиме меньше на 30% по сравнению с обычным разворотом с большой перегрузкой. Оценка боевой эффективности X-31A 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 самолёт летал только на дозвуке. 24 ноября 1993 г. X-31A 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 X-31A предусматривали полеты с постепенным уменьшением доли вертикального оперения в процессе пилотирования самолёта 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.
В 1994 году создатели X-31A 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 X-31A, финансирование программы было свернуто. А 19 января один из двух самолётов был потерян. После обледенения приемного отверстия штанги ПВД ЭДСУ самолёта стала генерировать неправильные сигналы управления, что привело к потере контроля над самолётом. Летчик был вынужден катапультироваться. В мае того же года уцелевший X-31A демонстрировался на авиационной выставке в Ле-Бурже.
Единственный сохранившийся экземпляр X-31A простоял на консервации четыре года, но затем он был вновь восстановлен до лётнопригодного состояния из-за возникновения интереса к этой, безусловно, незаурядной машине в связи с новым международным проектом. В начале 1999 г. представители фирмы «Даймлер-Венц Аэроспейс / DACA» (Германия) заявляли, что высокоманевренный экспериментальный самолет X-31A будет использован в интересах исследовательской программы ВЕКТОР. Лидирующую роль в программе занимала опять же американская сторона. Главный «игрок» американской команды, фирма «Боинг», была заинтересована в исследованиях самолетов схемы «утка» и «бесхвостка», лишённых вертикального оперения. Предполагалось, что в процессе программы ВЕКТОР площадь вертикального оперения самолета X-31A будет уменьшена, а затем вертикальное оперение вообще будет упразднено.
Тактико-технические характеристики X-31A
Размах крыльев, м 7.26
Длина, м 14.85
Высота, м 4.44
Площадь крыла, м2 21.02
Уд. нагрузка на крыло (средняя),кг/м2 270
Масса, кг
нормальная взлетная 6623
максимальная взлетная 7228
Масса топлива во внутренних баках, кг 1870
Двигатель 1 ТРД General Electric F404-GE-400
Тяга, кН 1 х 71.17
Тяговооруженность 1,1
Максимальное число Маха, М 1,3
Максимальная скорость, км/ч 2752
Максимальная скороподъемность, м/мин 13106
Практический потолок, м 12190
Экипаж, чел 1
