Steven f udvar-hazy center,2018 год: демонстратор технологии Lockheed Martin X-35B.
Lockheed Martin X-35 был концептуальным самолетом-демонстратором (CDA), разработанным Lockheed Martin для программы Joint Strike Fighter. X-35 был объявлен победителем по сравнению с конкурирующим Boeing X-32, и в начале 21-го века в серийное производство была выпущена вооруженная версия F-35 Lightning II. Было построено всего два прототипа: X-35A/B и X-35C. На один из них мы и посмотрим.
National air and space museum, Steven f udvar-hazy center,2018 год.
Национальный Аэрокосмический музей в Вашингтоне
все, что у меня есть по F-35
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Этот самолет с заводским номером PAV-1 и регистрационным 301, является самым первым из когда-либо построенных Х-35. Первоначально это был X-35A, но позже он был модифицирован установкой двигателя подъемного вентилятора для тестирования концепции STOVL в X-35B. Среди множества результатов испытаний этот самолет был первым в истории, достигшим короткого взлета, сверхзвуковой скорости и вертикальной посадки за один полет. Это также первый самолет, который летал с использованием приводной системы подъемного вентилятора с приводным валом. Программа летных испытаний X-35B была одной из самых коротких и эффективных в истории, и продолжалась с 23 июня 2001 года по 6 августа 2001 года.
Силовая установка с подъемным вентилятором теперь установлена рядом с X-35B.
7 июля 2006 года начальник штаба ВВС США Т. Майкл Мозли официально назвал серийную модель F-35 Lightning II.
Самолет Х-35 был создан в рамках конкурса JSF на техасском заводе компании Lockheed Martin в г. Форт-Уорт. Он был разработан в сотрудничестве с британской корпорацией "ВАЕ". Этот факт отразился на внешнем виде самолета, который выглядел вполне "классически". Основной трудностью для обеих компаний, участвовавших в конкурсе JSF, стало требование создать три различных самолета, причем один из них -с укороченным взлетом и вертикальной посадкой - с максимально возможным коэффициентом общности деталей и узлов.
По заявлениям представителей компании Lockheed Marti, Х-35 -это, в первую очередь, истребитель, а не ударный самолет, причем истребитель с изначально заложенной функцией СКВВП. Команда разработчиков успешно продемонстрировала возможности СКВВП и первоначально достигла максимально возможной степени общности СКВВП и двух других вариантов с горизонтальным взлетом и посадкой.
Для создания вертикальной тяги на СКВВП было решено вместо вертикальных подъемных ТРД (как это было на советских СВВП Як-38 и Як-141) использовать расположенный в носовой части за кабиной вентилятор с вертикальной осью, приводимый посредством длинного вала от подъемно-маршевого двигателя (ПМД), расположенного в хвостовой части, в сочетании с поворотным соплом последнего, по конструкции повторяющего аналогичный агрегат советского Як-141.
Подобная схема резко повышала надежность аппарата на режиме вертикальной тяги, кроме того, воздушная подушка холодного воздуха от вентилятора в районе носовой части фюзеляжа предотвращала всасывание раскаленных выхлопных газов от двигателя в воздухозаборники. Холодный воздух от компрессора ПМД отбирался на режимах КВВП в систему струйного управления. В результате уменьшается влияние струи на экранную поверхность, достигается высокий общий КПД и возможность оптимизировать самолет для сверхзвуковых скоростей. Подъемный вентилятор удваивает расход воздуха через силовую установку, благодаря подведению к нему мощности в 17000 л. с, одновременно снижая среднюю температуру выхлопа и снижая скорость истекающих струй, что становится важным при околонулевых скоростях полета. При переходе к горизонтальному полету подъемный вентилятор отключается, и двигатель приобретает свою обычную конфигурацию, оптимизированную для трансзвукового полета.
Вместе с тем схема с подъемным вентилятором имеет серьезный недостаток, заключающийся в возимой "мертвой массе" двухступенчатого вентилятора, его канала, створок, разобщительной муфты, приводов, вала и подшипников, бесполезной в горизонтальном полете. Эта масса составляет около 1800 кг при массе ПМД 1450 кг. По массе схема с подъемным вентилятором существенно проигрывает схеме с подъемными ТРД.
У самолетов с горизонтальным стартом на месте агрегатов вентилятора располагаются баки для 2270 кг топлива, благодаря чему их дальность возрастает на 370 км. Кроме того, на этих вариантах устанавливается осесимметричное сопло с системой YBT и сниженными параметрами заметности. Самолет палубного базирования будет иметь боевой радиус действия 1330 км, что в два раза превышает аналогичный параметр самолета F/A-18C.
В мае 1999 года у конструкторов компании Lockheed Martin начались сложности с обеспечением общности вариантов в связи с возросшими требованиями флота к палубному варианту. Было решено отказаться от системы управления пограничным слоем, а требуемых характеристик захода на посадку достичь путем применения максимально простой аэродинамической схемы. Целью конструкторов стало достижение минимально возможной скорости захода на посадку, с тем чтобы установить потолок посадочной массы и улучшить характеристики управления в канале крена. В результате была изменена конфигурация передней и задней кромок крыла авианосного варианта, добавление к механизации элеронов и увеличение размаха. Одновременно площадь всех поверхностей оперения была увеличена. Эти изменения сильно снизили процент общности разных вариантов. Если сухопутный вариант и СКВВП имеют коэффициент общности 81 процент, то любой из этих вариантов имеет с палубным самолетом лишь 62 процента общих частей. При этом характеристики управляемости получились схожими лишь на 23 процента. Но несмотря на это, усредненный уровень общности всех трех вариантов остался в пределах 70-80 процентов, что гораздо выше, чем если бы для палубного варианта пришлось создавать новое крыло.
Применение на Х-35 осесимметричного регулируемого поворотного сопла вместо плоского сэкономило 182 кг массы в сочетании с улучшением характеристик двигательной установки, ростом тяги как на режимах ВВП, так и в крейсерском полете, массы полезной нагрузки и отодвиганием границы срыва. Эти положительные особенности осесимметричного сопла позволили "приставить обратно" часть крыла, ранее "обрезанную' в целях экономии массы.
В конце 2000 года компания Lockheed Martin закончила формирование облика серийного самолета, полностью соответствующего окончательной редакции ТТТ. Он предусматривал облегчение конструкции самолета на 227 кг, с тем чтобы привести массу оружия при возвращении на авианосец в соответствие с требованиями. Фонарь кабины сделали почти беспереплетным, усиленной конструкции, рассчитанным на то, чтобы выдерживать столкновение с птицей массой 2,27 кг. Шарнир открывания фонаря расположен спереди, причем фонарь все же будет иметь узкий переплет, отделяющий прочную поликарбонатную переднюю часть, рассчитанную на столкновение с птицами, от акриловой основной части.
Основная работа по облегчению конструкции никоим образом не затрагивала внешнюю конфигурацию самолета. Она касается таких элементов конструкции, как приводы, электрический генератор и прочее. Значительную массу удалось сэкономить благодаря облагораживанию форм силовых элементов, а также на уточнении требований к узлам и агрегатам, целиком поставляемым субподрядчиками Последний фактор также положительно влияет на стоимость самолета. В результате самолеты Х-35 лишь незначительно разнятся с серийными самолетами по размерам и массе.
Участком работ с высокой степенью сложности являлась разработка датчиков для самолета, а также системы получения боевой и тактической информации от внешних источников. К работом по этой теме с февраля 2000 года привлекалась летающая лаборатория, созданная на базе самолета ВАС 111. На ЛЛ, в частности, отрабатывалось взаимодействие бортового комплекса самолета в среде, максимально приближенной к реальности.
С 1994 по 2002 финансовый год на программу в США было ассигновано 5 миллиардов 565,3 миллиона долларов - не так много, если сравнивать эту сумму с затратами на создание другого истребителя пятого поколения, F-22 (более 31,5 млрд. долл.). Тем не менее, создание первого в истории авиации боевого самолета единой конструкции для ВВС, флота и КМП американские военные называют "самым амбициозным военным проектом всех времен".
Самолет-демонстратор с горизонтальным взлетом и посадкой после успешной отработки программы испытаний в варианте для ВВС был модифицирован в СКВВП, который должен был производить укороченный взлет с разбегом 204 м и садиться вертикально при массе 16070 кг, что всего на 550 кг меньше, чем заявленная на момент начала испытаний максимально возможная масса при висении для серийного самолета. Второй самолет-демонстратор Х-35С был построен для того, чтобы продемонстрировать возможность захода на посадку с углом атаки до 11.2 град, в диапазоне скоростей от 252 до 263 км/ч согласно требованиям ВМС США. Он имел большую площадь крыла и ГО. В ходе испытаний Х-35С, выполнив 252 имитации движения по глиссаде, полностью подтвердил расчетные параметры захода на посадку на авианосец
С 24 мая по начало июня 2001 года самолет Х-35В под управлением британского летчика-испытателя Саймона Харгривза закончил программу наземных газовок и взлетов на привязи в режиме вертикальной тяги, и был подготовлен к началу летных испытаний в режиме укороченного взлета и вертикальной посадки.
24 июня 2001 года Х-35В совершил вертикальный взлет, на 35 секунд перешел в режим устоявшегося висения на высоте около 8 м, а затем совершил вертикальную посадку. Харгривз отозвался о характеристиках устойчивости самолета так: "Я ощущал себя скорее не летчиком, а пассажиром." Двигатель JSF-119-611 (еще с ранним индексом) показал прекрасную точность управления и приемистость.
Следующим этапом испытаний стали переходы на режим устоявшегося висения, переходы к крейсерскому режиму и обратно, серии укороченных взлетов и вертикальных посадок. Испытания продолжались сначала на базе Эдварде, а затем - в Центре боевого применения авиации ВМС в Патуксент-Ривер.
В середине августа 2001 года данные, полученные в ходе программы летных испытаний, были переданы в Единую комиссию по программе JSF. Программа летных испытаний самолета F-35 была первоначально рассчитана на 15000 летных часов, но впоследствии, для экономии средств и времени, ее урезали до 10185 летных часов.
20 июля 2001 года, чтобы продемонстрировать уникальную способность X-35 (по сравнению с X-32), самолет X-35B STOVL взлетел менее чем с 500 футов (150 м), разогнался до сверхзвуковой скорости и приземлился вертикально.
В результате 26 октября 2001 года контракт на разработку и демонстрацию системы (SDD) F-35 был заключен с Lockheed Martin, чей X-35 победил Boeing X-32.
Вид слева.
Что означала сия эмблема на хвосте? С кем они играют в карты и что поставили на кон?:-)))
Основная стойка.
Общий вид сверху.
Кабина самолета.
Крыло с механизацией.
Хвостовое оперение.
Общий вид зала.
Верхняя часть фюзеляжа.
Люки подъемного вентилятора.
Pratt & Whitney JSF 119-PW-611
Подъемный вентилятор.
И снова общий вид зала.
ЛТХ:
Модификация X-35A
Размах крыла, м 32.78 ft., 9.99 m (X-35A), 43 ft., 13.1 m (X-35C)
Длина, м 50.5 ft., 15.39 m (X-35A), 50.8 ft., 15.48 m (X-35C)
Высота 4.063
Площадь крыла, м2 450 ft.2, 41.81 m2 (X-35A), 540 ft2, 50.17 m2(X-35C)
Масса, кг
пустого самолета 9979
Тип двигателя 1 Pratt & Whitney F119-PW-611
Тяга, кН
максимальная 1 х 124.5
на форсаже 1 х 191.3
Максимальная крейсерская скорость, км/ч (M=1.5)
Практическая дальность, км 2200
Экипаж, чел 1
National air and space museum, Steven f udvar-hazy center,2018 год.
Национальный Аэрокосмический музей в Вашингтоне
все, что у меня есть по F-35
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Этот самолет с заводским номером PAV-1 и регистрационным 301, является самым первым из когда-либо построенных Х-35. Первоначально это был X-35A, но позже он был модифицирован установкой двигателя подъемного вентилятора для тестирования концепции STOVL в X-35B. Среди множества результатов испытаний этот самолет был первым в истории, достигшим короткого взлета, сверхзвуковой скорости и вертикальной посадки за один полет. Это также первый самолет, который летал с использованием приводной системы подъемного вентилятора с приводным валом. Программа летных испытаний X-35B была одной из самых коротких и эффективных в истории, и продолжалась с 23 июня 2001 года по 6 августа 2001 года.
Силовая установка с подъемным вентилятором теперь установлена рядом с X-35B.
7 июля 2006 года начальник штаба ВВС США Т. Майкл Мозли официально назвал серийную модель F-35 Lightning II.
Самолет Х-35 был создан в рамках конкурса JSF на техасском заводе компании Lockheed Martin в г. Форт-Уорт. Он был разработан в сотрудничестве с британской корпорацией "ВАЕ". Этот факт отразился на внешнем виде самолета, который выглядел вполне "классически". Основной трудностью для обеих компаний, участвовавших в конкурсе JSF, стало требование создать три различных самолета, причем один из них -с укороченным взлетом и вертикальной посадкой - с максимально возможным коэффициентом общности деталей и узлов.
По заявлениям представителей компании Lockheed Marti, Х-35 -это, в первую очередь, истребитель, а не ударный самолет, причем истребитель с изначально заложенной функцией СКВВП. Команда разработчиков успешно продемонстрировала возможности СКВВП и первоначально достигла максимально возможной степени общности СКВВП и двух других вариантов с горизонтальным взлетом и посадкой.
Для создания вертикальной тяги на СКВВП было решено вместо вертикальных подъемных ТРД (как это было на советских СВВП Як-38 и Як-141) использовать расположенный в носовой части за кабиной вентилятор с вертикальной осью, приводимый посредством длинного вала от подъемно-маршевого двигателя (ПМД), расположенного в хвостовой части, в сочетании с поворотным соплом последнего, по конструкции повторяющего аналогичный агрегат советского Як-141.
Подобная схема резко повышала надежность аппарата на режиме вертикальной тяги, кроме того, воздушная подушка холодного воздуха от вентилятора в районе носовой части фюзеляжа предотвращала всасывание раскаленных выхлопных газов от двигателя в воздухозаборники. Холодный воздух от компрессора ПМД отбирался на режимах КВВП в систему струйного управления. В результате уменьшается влияние струи на экранную поверхность, достигается высокий общий КПД и возможность оптимизировать самолет для сверхзвуковых скоростей. Подъемный вентилятор удваивает расход воздуха через силовую установку, благодаря подведению к нему мощности в 17000 л. с, одновременно снижая среднюю температуру выхлопа и снижая скорость истекающих струй, что становится важным при околонулевых скоростях полета. При переходе к горизонтальному полету подъемный вентилятор отключается, и двигатель приобретает свою обычную конфигурацию, оптимизированную для трансзвукового полета.
Вместе с тем схема с подъемным вентилятором имеет серьезный недостаток, заключающийся в возимой "мертвой массе" двухступенчатого вентилятора, его канала, створок, разобщительной муфты, приводов, вала и подшипников, бесполезной в горизонтальном полете. Эта масса составляет около 1800 кг при массе ПМД 1450 кг. По массе схема с подъемным вентилятором существенно проигрывает схеме с подъемными ТРД.
У самолетов с горизонтальным стартом на месте агрегатов вентилятора располагаются баки для 2270 кг топлива, благодаря чему их дальность возрастает на 370 км. Кроме того, на этих вариантах устанавливается осесимметричное сопло с системой YBT и сниженными параметрами заметности. Самолет палубного базирования будет иметь боевой радиус действия 1330 км, что в два раза превышает аналогичный параметр самолета F/A-18C.
В мае 1999 года у конструкторов компании Lockheed Martin начались сложности с обеспечением общности вариантов в связи с возросшими требованиями флота к палубному варианту. Было решено отказаться от системы управления пограничным слоем, а требуемых характеристик захода на посадку достичь путем применения максимально простой аэродинамической схемы. Целью конструкторов стало достижение минимально возможной скорости захода на посадку, с тем чтобы установить потолок посадочной массы и улучшить характеристики управления в канале крена. В результате была изменена конфигурация передней и задней кромок крыла авианосного варианта, добавление к механизации элеронов и увеличение размаха. Одновременно площадь всех поверхностей оперения была увеличена. Эти изменения сильно снизили процент общности разных вариантов. Если сухопутный вариант и СКВВП имеют коэффициент общности 81 процент, то любой из этих вариантов имеет с палубным самолетом лишь 62 процента общих частей. При этом характеристики управляемости получились схожими лишь на 23 процента. Но несмотря на это, усредненный уровень общности всех трех вариантов остался в пределах 70-80 процентов, что гораздо выше, чем если бы для палубного варианта пришлось создавать новое крыло.
Применение на Х-35 осесимметричного регулируемого поворотного сопла вместо плоского сэкономило 182 кг массы в сочетании с улучшением характеристик двигательной установки, ростом тяги как на режимах ВВП, так и в крейсерском полете, массы полезной нагрузки и отодвиганием границы срыва. Эти положительные особенности осесимметричного сопла позволили "приставить обратно" часть крыла, ранее "обрезанную' в целях экономии массы.
В конце 2000 года компания Lockheed Martin закончила формирование облика серийного самолета, полностью соответствующего окончательной редакции ТТТ. Он предусматривал облегчение конструкции самолета на 227 кг, с тем чтобы привести массу оружия при возвращении на авианосец в соответствие с требованиями. Фонарь кабины сделали почти беспереплетным, усиленной конструкции, рассчитанным на то, чтобы выдерживать столкновение с птицей массой 2,27 кг. Шарнир открывания фонаря расположен спереди, причем фонарь все же будет иметь узкий переплет, отделяющий прочную поликарбонатную переднюю часть, рассчитанную на столкновение с птицами, от акриловой основной части.
Основная работа по облегчению конструкции никоим образом не затрагивала внешнюю конфигурацию самолета. Она касается таких элементов конструкции, как приводы, электрический генератор и прочее. Значительную массу удалось сэкономить благодаря облагораживанию форм силовых элементов, а также на уточнении требований к узлам и агрегатам, целиком поставляемым субподрядчиками Последний фактор также положительно влияет на стоимость самолета. В результате самолеты Х-35 лишь незначительно разнятся с серийными самолетами по размерам и массе.
Участком работ с высокой степенью сложности являлась разработка датчиков для самолета, а также системы получения боевой и тактической информации от внешних источников. К работом по этой теме с февраля 2000 года привлекалась летающая лаборатория, созданная на базе самолета ВАС 111. На ЛЛ, в частности, отрабатывалось взаимодействие бортового комплекса самолета в среде, максимально приближенной к реальности.
С 1994 по 2002 финансовый год на программу в США было ассигновано 5 миллиардов 565,3 миллиона долларов - не так много, если сравнивать эту сумму с затратами на создание другого истребителя пятого поколения, F-22 (более 31,5 млрд. долл.). Тем не менее, создание первого в истории авиации боевого самолета единой конструкции для ВВС, флота и КМП американские военные называют "самым амбициозным военным проектом всех времен".
Самолет-демонстратор с горизонтальным взлетом и посадкой после успешной отработки программы испытаний в варианте для ВВС был модифицирован в СКВВП, который должен был производить укороченный взлет с разбегом 204 м и садиться вертикально при массе 16070 кг, что всего на 550 кг меньше, чем заявленная на момент начала испытаний максимально возможная масса при висении для серийного самолета. Второй самолет-демонстратор Х-35С был построен для того, чтобы продемонстрировать возможность захода на посадку с углом атаки до 11.2 град, в диапазоне скоростей от 252 до 263 км/ч согласно требованиям ВМС США. Он имел большую площадь крыла и ГО. В ходе испытаний Х-35С, выполнив 252 имитации движения по глиссаде, полностью подтвердил расчетные параметры захода на посадку на авианосец
С 24 мая по начало июня 2001 года самолет Х-35В под управлением британского летчика-испытателя Саймона Харгривза закончил программу наземных газовок и взлетов на привязи в режиме вертикальной тяги, и был подготовлен к началу летных испытаний в режиме укороченного взлета и вертикальной посадки.
24 июня 2001 года Х-35В совершил вертикальный взлет, на 35 секунд перешел в режим устоявшегося висения на высоте около 8 м, а затем совершил вертикальную посадку. Харгривз отозвался о характеристиках устойчивости самолета так: "Я ощущал себя скорее не летчиком, а пассажиром." Двигатель JSF-119-611 (еще с ранним индексом) показал прекрасную точность управления и приемистость.
Следующим этапом испытаний стали переходы на режим устоявшегося висения, переходы к крейсерскому режиму и обратно, серии укороченных взлетов и вертикальных посадок. Испытания продолжались сначала на базе Эдварде, а затем - в Центре боевого применения авиации ВМС в Патуксент-Ривер.
В середине августа 2001 года данные, полученные в ходе программы летных испытаний, были переданы в Единую комиссию по программе JSF. Программа летных испытаний самолета F-35 была первоначально рассчитана на 15000 летных часов, но впоследствии, для экономии средств и времени, ее урезали до 10185 летных часов.
20 июля 2001 года, чтобы продемонстрировать уникальную способность X-35 (по сравнению с X-32), самолет X-35B STOVL взлетел менее чем с 500 футов (150 м), разогнался до сверхзвуковой скорости и приземлился вертикально.
В результате 26 октября 2001 года контракт на разработку и демонстрацию системы (SDD) F-35 был заключен с Lockheed Martin, чей X-35 победил Boeing X-32.
Вид слева.
Что означала сия эмблема на хвосте? С кем они играют в карты и что поставили на кон?:-)))
Основная стойка.
Общий вид сверху.
Кабина самолета.
Крыло с механизацией.
Хвостовое оперение.
Общий вид зала.
Верхняя часть фюзеляжа.
Люки подъемного вентилятора.
Pratt & Whitney JSF 119-PW-611
Подъемный вентилятор.
И снова общий вид зала.
ЛТХ:
Модификация X-35A
Размах крыла, м 32.78 ft., 9.99 m (X-35A), 43 ft., 13.1 m (X-35C)
Длина, м 50.5 ft., 15.39 m (X-35A), 50.8 ft., 15.48 m (X-35C)
Высота 4.063
Площадь крыла, м2 450 ft.2, 41.81 m2 (X-35A), 540 ft2, 50.17 m2(X-35C)
Масса, кг
пустого самолета 9979
Тип двигателя 1 Pratt & Whitney F119-PW-611
Тяга, кН
максимальная 1 х 124.5
на форсаже 1 х 191.3
Максимальная крейсерская скорость, км/ч (M=1.5)
Практическая дальность, км 2200
Экипаж, чел 1