Rockwell-MBB X-31

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Rockwell-MBB X-31
Rockwell MBB X31.jpg
Typ: Experimentalflugzeug
Entwurfsland:
Hersteller:
Erstflug: 11. Oktober 1990
Indienststellung: Flugerprobung 2003 beendet
Stückzahl: 2

Die X-31 war ein einstrahliges Experimentalflugzeug aus US-amerikanisch-deutscher Koproduktion. Das Flugzeug auf Basis des TKF-90[1] diente zur praktischen Erprobung der Schubvektorsteuerung für Flüge jenseits des maximalen Auftriebes. Das Konzept, auch nach Erreichen des maximalen Auftriebes noch kontrolliert weiterfliegen zu können (engl. post-stall technology, PST), wurde von Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ende der 1970er Jahre erfunden, und sollte die Manövrierfähigkeit zukünftiger Kampfflugzeuge erhöhen.[2] MBB, und vor allem der Mitarbeiter Dr. Wolfgang Herbst, sahen in der von ihnen so genannten Supermaneuverability[Anm. 1] eine Antwort auf die neuen infrarotgelenkten Kurzstrecken-Luft-Luft-Raketen, welche Ziele aus jedem beliebigen Winkel aufzuschalten können, und nicht mehr nur von hinten.[1] Der Programmmanager Robinson wies darauf hin, dass das X-31-Projekt eines der wenigen mit reverse technology flow für die USA sei, d.h. dass die USA vom Wissen anderer profitieren würden.[3]

Das X-31 war das erste X-Flugzeug der Vereinigten Staaten, welches in internationaler Kooperation entstand. Die X-31 war das erste Kampfflugzeug, dessen Schubvektorsteuerung (SVS) eine Kontrolle um die Nick- und Gierachse ermöglichte und das Erste, das ausschließlich mit dem Steuerknüppel geflogen werden konnte. Die quasi-seitenleitwerkslosen Flüge waren auch das erste Mal, dass ein Flugzeug ohne die stabilisierende Wirkung eines Seitenleitwerks Überschallgeschwindigkeit erreichte. Ferner wurden ein 3D-Audiosystem und eine virtuelle Zieldarstellung durch erweiterte Realität erprobt. Zur gleichen Zeit wurden von der NATO RTO Working Group 27 auch Meinungsumfragen unter erfahrenen Piloten zu den Themen 3D-Schubvektorsteuerung, 12-g-Enveloppe, Helmvisier und negative g-Lasten durchgeführt, um die Nützlichkeit bewerten zu können.

Der Rollout fand am 1. März 1990, der Erstflug am 11. Oktober desselben Jahres statt. Es entstanden zwei Flugzeuge, von denen eines während der Versuche abstürzte. Die US-Amerikaner verwendeten die X-31 nur für allgemeine Versuche, z.B. für Luft-Boden-Angriffe im JAST-Programm, und die US Navy war an den Vorteilen der Schubvektorsteuerung (SVS) bei Trägerlandungen interessiert.[Anm. 2] Deutschland und andere Länder, die eine Beteiligung am X-31-Programm anstrebten, wollten dagegen die Schubvektorsteuerung (SVS) in Eurofighter bzw. Gripen implementieren, und die X-31 als Testflugzeug für Düse und Triebwerk verwenden. So sollte das Eurojet EJ200 mit Schubvektordüse in die X-31 im Rahmen eines deutsch-spanisch-amerikanischen Abkommens eingebaut und geflogen werden. Aus verschiedenen Gründen kam dies jedoch nicht zustande.

Geschichte[Bearbeiten]

Das Konzept[Bearbeiten]

MBB und Rockwell arbeiteten bereits seit 1981 an einem gemeinsamen, hochagilen Kampfflugzeugentwurf.[4] Nachdem MBB das EAP-Projekt verließ, einigte man sich mit Rockwell 1982 das Konzept der Supermanövrierfähigkeit weiter zu verfolgen. MBB hatte bereits mit Saab eine Saab 37 modifiziert, um die Entkopplung von Flugpfad und Rumpfausrichtung zu demonstrieren. MBB legte das Konzept 1983 der Luftwaffe vor, diese entschloss sich aber, dass Konzept nicht in das EFA einfließen zu lassen, wegen technischer Unreife.[5] MBB ermutigte daraufhin Rockwell, die DARPA um Gelder zu bitten. Rockwell reichte daraufhin 1983 unaufgefordert Pläne für ein Supernormal Kinetic Enhancement (Snake) Testflugzeug ein.[2] Ab November 1984 wurden Untersuchungen durchgeführt, ein preisgünstiges Experimentalflugzeug auf Basis dieser Erkenntnisse zu fertigen. Das Flugzeug sollte die Flugsteuerung nach einem Strömungsabriss, an der MBB schon seit Jahren arbeitete, praktisch demonstrieren, um sie später in das European Fighter Aircraft (EFA) zu integrieren.[4] Im November 1984 vergab die DARPA eine Machbarkeitsstudie an Rockwell, welche wiederum MBB als Subunternehmer einband. 1985 initiierten die Senatoren Sam Nunn und Dan Quayle die Nunn-Quayle Nato co-operative research and development initiative, welche 1986 von US-Kongress abgesegnet wurde.[2][5]

Deutschland und die USA unterzeichneten daraufhin im Mai 1986 ein Memorandum of Understanding, mit dem die Designphase eingeleitet wurde, welche bis September 1987 andauerte.[4][5] Im September 1986 vergab die DARPA einen vorläufigen Auftrag über ein Jahr. Die Beziehungen glichen sich nun an, da direkt von Regierung zu Regierung verhandelt wurde. Die Auftragsleitung oblag der DARPA, der Leiter kam von der US Navy, sein Stellvertreter vom BMVg. MBB und Rockwell schlossen noch ein Abkommen, dass die Arbeitsanteile und Zuständigkeiten regelte.[2] MBB war für die Flugsteuerung und Kontrollgesetze, Schubvektordüse, Lufteinlauf und die CFK-Doppeldeltatragflächen verantwortlich, Rockwell für den Rest.[6] Die US Navy war daran interessiert, wie sich die Landegeschwindigkeit auf Flugzeugträgern reduzieren ließe.[2] Im Februar 1987 wurde die offizielle Bezeichnung X-31 vergeben. Es war das erste X-Flugzeug der Vereinigten Staaten, welches in internationaler Kooperation entstand. Die Kosten für den Bau zweier X-Flugzeuge und ihrer Tests wurden mit 75 Mio. $ beziffert.[4] Der MBB-Anteil von 20 % wurde vom Deutschen Staat getragen,[2] Rockwell bekam über die Nunn-Quale-Initiative seine Kosten finanziert. 1987 begannen bereits die Tests mit den Schubpaddeln in den USA.[4] Im September 1987 wurde das Design festgelegt, und die Fabrikation begann.[6]

Ein Jahr später, 1988, hatte das Projekt seine erste Hürde zu überwinden: Der US-Senat störte sich an der 80/20-Aufteilung der Arbeitsanteile, und verweigerte die Gelder. Das Pentagon schrieb daraufhin an den Senat einen Brief, in welchem hingewiesen wurde, dass die USA Deutschland zu einer Teilnahme am Projekt eingeladen hätten, und ein Rückzug die USA blamieren würde. Der Programmmanager Robinson wies darauf hin, dass das X-31-Projekt eines der wenigen mit reverse technology flow für die USA sei, d.h. dass die USA vom Wissen anderer profitieren würden. MBB hatte bereits einen Kompositflügel gefertigt, der andere befand sich gerade in der Herstellung. Der Senat gab schließlich kurz vor dem Ende 47,3 Mio. $ für die nächsten 22 Monate, und die ersten 12 Testflugstunden frei.[3][7]

Anfang 1989 wurde das Datum des Erstfluges auf November/Dezember 1989 gelegt, die zweite Maschine sollte drei Monate später abheben. Es sollten 300 Flugstunden in 400 Flügen bis Januar 1991 erfolgen werden. Die Hälfte der Flüge sollte die konventionelle Enveloppe erweitern, die andere Hälfte nach einem Strömungsabriss. Die erste Testserie sollte bei Rockwell in Palmdale, Kalifornien (United States Air Force Plant 42) stattfinden. Die taktische Anwendung sollte in der Naval Air Station Patuxent River demonstriert werden, da hier die Verfolgungsmöglichkeiten der Nellis Air Force Base in der Nähe verfügbar waren. Die amerikanische und deutsche Regierung forderten ein zügiges Voranschreiten des Projektes, um den taktischen Nutzen von Herbst-Manöver und weiteren zu zeigen. Die taktische Evaluation sollte zuerst gegen computergenerierte Ziele durchgeführt werden, dann gegen die andere X-31 ohne aktive Schubvektorsteuerung, dann gegen Aggressorflugzeuge.[7]

Manövertests[Bearbeiten]

Anfang 1989 war die Endmontage der ersten X-31 im Gange.[7] Am 1. März 1990 war der Rollout des ersten Flugzeuges. Ende April sollte der erste Flug erfolgen, und die zweite X-31 sollte im Juni fertig sein. Die Flugsteuerungssoftware war kurz vor der Fertigstellung, und wurde in einem Flugsimulator in Kalifornien von MBB- und Rockwell-Testpiloten bei bis zu 70° Anstellwinkel (AOA) geprüft.[8] Die Entwicklung lief parallel in Westdeutschland und den USA ab, die Daten wurden über Modems ausgetauscht. Durch die exzessive Verwendung bewährter Bauteile konnten die Kosten für den Bau der beiden X-31 auf das Niveau von zwei F-16 gedrückt werden. Um auf Bruchtests an einem Iron Bird verzichten zu können, wurden alle Lasten mit 110% überdimensioniert, was auch eine schnelle Zertifizierung – Deutschland die Tragflächen und die Schubvektorsteuerung, Rest USA – ermöglichte.[5]

Aus nicht näher genannten Sicherheitsüberlegungen verschob sich der Erstflug auf Mitte Juni.[5] Letztlich fand der Erstflug mit Rockwell-Testpilot Ken Dyson am 11. Oktober 1990 statt, fünf Monate hinter dem Zeitplan aufgrund von Feinabstimmungen mit dem Fly-by-Wire-System. Das Testprogramm sollte nun 1992 abgeschlossen sein.[9] Am 23. April 1992 fand nach einem langen Wartungsintervall der Erstflug im Dryden Flight Research Center der NASA statt, nachdem die beiden X-31 dorthin verlegt wurden. Hier sollte die Flugenveloppe erweitert werden, um Anfang 1993 zur NAS Patuxent River verlegt zu werden. Dort sollte mit den Gefechtsübungen begonnen werden.[10] Im Mai 1993 waren die Testflüge nach Strömungsabriss abgeschlossen. Für Dezember waren die ersten Testgefechte gegen konventionelle Kampfflugzeuge geplant.[11]

Im Oktober 1993 wurde bekannt, dass bei Testflügen 1994 das Seitenleitwerk entfernt werden solle, um Luftwiderstand und Radarsignatur zu senken. Grund war auch, das bei Flügen mit einem Anstellwinkel von über 40° das Seitenleitwerk nutzlos war, und ab 45° auch das Seitenruder. Bevor das Seitenleitwerk entfernt wurde, wurde zuerst der Effekt eines kleineren Ruders untersucht, indem das Ruder destabilisierend programmiert wurde, und der Effekt durch Schubvektorsteuerung (SVS) kompensiert werden musste. Das Ziel war eine quasi-seitenleitwerkslose Variante, wo nur die Wurzel des Leitwerkes übrig bleiben sollte. Das Projekt sollte die Nützlichkeit von Schubvektorsteuerung (SVS) im Überschallflug untersuchen. Dazu sollte im Januar 1994 erstmals die Schallmauer durchbrochen werden. Die Kampftests gegen F-18 verliefen bis zu diesem Zeitpunkt vielversprechend, Manöver wie Pitch Reverse, J-Turn und Helicopter Gun Attack wurden evaluiert.[12] Am 17. März 1994 wurde der erste Flug mit dem neutralisierten Seitenleitwerk durchgeführt, und dabei Mach 1,2 erreicht. Es war das erste Mal, dass ein Flugzeug ohne die stabilisierende Wirkung eines Seitenleitwerks Überschallgeschwindigkeit erreichte. Als Vorteile wurden Radarsignatur, Luftwiderstand, Kraftstoffverbrauch und Gewicht genannt.[13]

Anfang 1994 arbeitete DASA, welche für die Kontrollgesetze des Eurofighter-Flugsteuerungssystems verantwortlich war daran, Teile der Kontrollgesetze der X-31 in das Eurofighter-Projekt einfließen zu lassen.[14] Deutschland warb dafür, den Eurofighter zur Kampfwertsteigerung später mit Schubvektortechnik auszurüsten. Eurojet Turbo betonte, dass dies keine offizielle Anforderung sei, aber MTU dafür geworben habe. Gleichzeitig wurden weitere quasi-seitenleitwerkslose Flüge angekündigt.[15] Anfang 1995 lehnte das Eurofighter-Konsortium die Entwicklung eines alternativen Flugsteuerungssystems (FCS) auf Basis der X-31 ab. Obwohl es technisch machbar gewesen wäre, erfüllte das gegenwärtige FCS die Bedürfnisse und Anforderungen des Flugzeuges. Es wurde befürchtet, dass eine radikale Änderung zu diesem Zeitpunkt Zeit- und Kostenüberschreitungen verursachen würde.[16]

Zum Jahreswechsel 1994/1995 war das X-31-Programm in finanziellen Schwierigkeiten: Deutschland erklärte sich bereit, 45 Mio. $ bzw. 50 % der Kosten eines Nachfolgetestprogramms zu tragen, was von den USA aber abgelehnt wurde.[16] Dazu kam, das Testpilot Karl Lang, der sich mit dem Schleudersitz rettete, mit seiner X-31 am 19. Januar 1994 abstürzte.[17] Die vorläufige Unfalluntersuchung von Rockwell und DASA vermutete eine Vereisung des Pitotrohres als Ursache. Die Geschwindigkeit wurde falsch angezeigt, dann kam es zu Oszillationen um die Nickachse.[18] Auch das Briefing wurde kritisiert, da Lang vor dem Flug nicht darüber informiert wurde, dass das Pitot-Heizsystem wegen Anpassungen abgezogen wurde.[19]

Auf der Paris Air Show 1995

Unterdessen wurde die zweite Maschine am 23. Mai 1995 in einer Lockheed C-5 Galaxy nach Manching verlegt, um auf der Paris Air Show teilnehmen zu können.[19] Die Kosten für den Demoflug teilten sich Deutschland und die USA. Das X-31-Team warb um weitere Gelder von der US Navy, da die Schubvektorsteuerung ein Absenken der Landegeschwindigkeit auf 80–90 kts ohne Kontrollverlust ermöglichen würde. Die simulierten Anflüge wurden im quasi-seitenleitwerkslosen Modus erflogen, und Simulationen ließen auf 65–70 kts als mögliche Untergrenze schließen. Die simulierten Trägerlandungen wurden bis zu 30 m über Boden erflogen, und wurden mit Mitteln des JAST-Programmes finanziert, weswegen auch die Nützlichkeit von SVS bei Luft-Boden-Angriffen untersucht wurde. Die USA versuchten nun mit der F-16 MATV und F-15 ACTIVE eigene Wege zu gehen.[20]

ESTOL und Eurofighter[Bearbeiten]

Da die X-31 nur die Hälfte ihrer nutzbaren Lebensdauer verbraucht hatte, wurden Finanziers gesucht, um weitere Testflüge durchführen zu können. Mitte 1996 wurde klar, das Deutschland und Schweden die Schubvektortechnik evaluieren wollten, um quasi-seitenleitwerkslose Varianten ihrer Flugzeuge zu entwickeln.[21] Deutschland wollte die Testflüge nutzen, um die Schubvektortechnik in den Eurofighter zu bekommen, und Schweden in die JAS 39. Die US Navy hatte die F-18 im Auge, auch auf eine Anwendung bei der Air Force (F-15/16) wurde spekuliert. Die Drei-Nationen-Gespräche drehten sich um die Implementierung der Schubvektortechnik in Typhoon und Gripen, extreme Kurzstarteigenschaften für Trägerlandungen ohne Fanghaken und für Landungen auf beschädigten Landebahnen mit signifikanter Nutzlast, und die Entwicklung eines fortschrittlichen Luftdatensystems, ohne den Ausleger an der Nase wie bei der X-31 verwenden zu müssen.[22]

Im Oktober 1997 bestätigte Volvo das Saab, General Electric, Daimler-Benz Aerospace (DASA) und Boeing Gespräche über das X-31 VECTOR-Programm führten. Dabei sollte auch die AVEN-Schubvektordüse von GE erprobt werden. Volvo trat dafür ein, in die X-31 ein RM-12-Triebwerk mit 80,5 kN Schub einzubauen, welches von GE auf Basis der F404 für den Gripen entwickelt wurde. Die Gespräche stockten aber wegen der Finanzierung. Vor allem Deutschland hatte wieder einmal mit einer Kürzung des Wehretats zu kämpfen, wollte sich aber an den Kosten beteiligen.[23] Anfang 1998 wurde erwartet, dass die drei Nationen im März ein Memorandum of Understanding über das X-31-VECTOR-Programm unterzeichnen würden. Schubdüse und Luftdatensystem sollten überarbeitet werden. Aloysius Rauen, Chef der Militärsparte von DASA, wollte die Ergebnisse des VECTOR-Programms im Eurofighter EF2000 oder JAS 39 Gripen umgesetzt sehen, um bei der Schubvektorsteuerung mit Russland gleichzuziehen.[24]

Im Juni 1999 unterzeichneten Deutschland und die USA das MoU, die Unterzeichnung durch Schweden wurde in Kürze erwartet. Für das Thrust Vectoring Extremely Short Take-off and Landing, Tailless Operations Research (VECTOR) Projekt wurde die X-31, welche über Jahre im NASA Dryden Flight Test Centre gelagert wurde, zu Boeings Fabrik in Palmdale überführt. Die US-Rolle im Projekt übernahm wieder die US Navy, Boeing hatte in der Zwischenzeit Rockwell gekauft. Saab Aircraft und Volvo Aero waren nun ebenfalls beteiligt.[25] Im September wurden die USA und Deutschland langsam ungeduldig, da Schweden sich aufgrund von Kürzungen im Verteidigungsetat nicht zu einer Entscheidung durchringen konnte. Die spanische Firma ITP regte an, statt dessen die Schubvektordüse des EJ200, welche kurz zuvor am Boden erprobt wurde, in der X-31 zu testen. Die USA und Deutschland entschieden, notfalls ohne Schweden das VECTOR-Programm durchzuziehen, mit den bestehenden Paddeln am Heck. Spanien könnte später einsteigen, und die Düse mit dem F404 kombinieren. Die Testflüge sollten im Jahr 2000 starten.[26]

Anfang 2000 wurden die Planungen konkreter: Die US Navy führte mit ITP Gespräche über die Integration der Schubvektordüse in die X-31. Es wurde auch angedacht, dass Spanien Testzeit auf dem Flugzeug mieten könnte, oder die Düsentests nach dem VECTOR-Programm durchgeführt werden. Deutschland und die USA einigten sich über die Finanzierung der 25 Testmonate des VECTOR-Programmes. Schweden zog sich mangels Finanzierungsmöglichkeiten aus dem Programm zurück.[27] Ende 2000 stand der Abschluss eines Abkommens zwischen USA, Spanien und Deutschland kurz bevor. Es sollte vereinbart werden, ab Ende 2002 die Schubvektordüse des EJ200 in der X-31 testzufliegen. Damit sollten die Eurofighter-Partnerländer ermutigt werden, die Tranche 3 mit Schubvektortriebwerken zu bestellen. ITP hatte die Düse bereits extensiv erprobt, allerdings war kein Eurofighter für Testflüge verfügbar. Die Kosten von etwa $ 60 Mio. zum Einbau eines EJ200 mit SVS in die X-31 sollten hauptsächlich von der spanischen Regierung getragen werden, der Rest von der Eurojet Turbo GmbH. Die NATO EF 2000 and Tornado Development, Production & Logistics Management Agency stimmte der Lieferung der Triebwerke zu, wobei diese vom spanischen Quantum abgezweigt werden sollten. Die US Navy wäre nur für das Management der Flugtests verantwortlich, allerdings waren die Europäer über den Technologietransfer des EJ200 in die USA besorgt. Die Industrie hatte sich zu diesem Zeitpunkt noch nicht auf die genaue Integration der Schubvektortechnik in den Eurofighter geeinigt. Der Projektleiter von ITP, Daniel Ikaza schlug vor, zuerst nur die Nickkontrolle (2D) im aerodynamischen Flugbereich zu ermöglichen, und später durch Software-Updates der Flugsteuerungssoftware 3D-Vektorsteuerung auch nach einem Strömungsabriss zu ermöglichen. Der Direktor der NETMA zeigte sich vom Nutzen der Schubvektortechnik überzeugt, und sah eine Integration in den Eurofighter für Tranche 3 und danach. Da die Ruder weniger bewegt werden müssen, könnten die dauerhaften Wenderaten erhöht und die Startstrecke um 25% reduziert werden.[28]

Landung mit 24° Anstellwinkel

Unabhängig davon war die X-31 im November 2000 bereit für die VECTOR-Testserie.[28] Am 24. Februar 2001 hob die X-31 nach sechs Jahren Pause wieder ab. Der 40-minütige Testflug von der Patuxent River NAS aus markierte den Beginn der „Wiederaktivierungstests“, welche zwei bis drei Monate andauern sollten. Ab November sollten die ESTOL-Flüge auf eine virtuelle Landebahn im Himmel beginnen, bis dann im November 2002 reale ESTOL-Landungen in Patuxent River geplant waren.[29] Aufgrund von Problemen, das Flugzeug nach sechs Jahren wieder ordnungsgemäß in die Luft zu bekommen, kam es zu Verzögerungen und Kostenüberschreitungen. Da die $ 60 Mio. bereits verflogen waren fehlte es für die dritte Phase des VECTOR-Programmes an Geld, sodass die Navy im August 2001 nach weiteren Finanztöpfen Ausschau hielt. Währenddessen wurden die „Landungen“ mit 40° Anstellwinkel (AOA) auf dem virtuellen Runway vorbereitet, und das neue Luftdatensystem eingebaut. Mit dem spanischen Verteidigungsministerium wurden unterdessen weitere Gespräche über den Einbau des EJ200 mit SVS geführt.[30]

Am 15. April 2003 wurde dann der erste Landeanflug auf den virtuellen Runway 1500 m über der Patuxent River NAS geflogen.[31] Am 29. April wurde der vollautomatische ESTOL-Landeanflug auf die Marinebasis durchgeführt. Mit 24° AOA und 121 kts (224 km/h) Landegeschwindigkeit konnte die Landestrecke um 31 % reduziert werden. Normalerweise musste mit 12° AOA und 175 kt angeflogen werden, was 2400 m Landebahn benötigte. So waren nur 520 m nötig, bis der Pilot langsam genug war, um einem Kreis auf der Bahn drehen zu können. Das Differential-GPS führt das Flugzeug mit einer Genauigkeit von 2 cm ins Ziel.[32] Dies war zugleich auch der letzte Flug der verbliebenen X-31.

Nachlese[Bearbeiten]

X-31 EFM in der Flugwerft Schleißheim

Die X-31, als einziges internationales Programm in der Reihe der legendären X-Flugzeuge der Vereinigten Staaten, war 2004 noch auf der Internationalen Luftfahrtausstellung (ILA) in Berlin zu sehen. Dazu wurde sie am 22. Juni 2003 an Bord eines amerikanischen Transportflugzeugs nach München überführt. Anschließend wurde ein Ausstellungsplatz in der Flugwerft Schleißheim des Deutschen Museums zugewiesen. Nach fünf Jahren sollte sie in einem amerikanischen Museum gezeigt werden,[33] was aus unbekannten Gründen jedoch nie zustande kam.[Anm. 2]

DASA beschäftigte sich im Anschluss mit der Integration der Schubvektortechnik in den Eurofighter. Als Vorteile werden genannt: Post-Stall-Manöver zur Erhöhung der Manövrierfähigkeit, Überschalltrimmung und unabhängige A8/A9-Kontrolle[Anm. 3] für höhere Supercruisegeschwindigkeiten, kürzere Start- und Landestrecke, mehr Steuerflächen und bessere Nahkampffähigkeit für geringere Verlustraten. Dazu müssen das fortschrittliche Luftdatensystem und die Schubvektordüse integriert werden, und die Steuergesetze umgeschrieben werden. Dabei soll der Ausfall eines Triebwerks im post-stall-Manöver (PST) verkraftet werden. Nebenbei steigt die Wenderate des Eurofighters auch im Anstellwinkelbereich von unter 30° an. Da bei den X-31-Flügen bereits die Lasten am Flugzeugrumpf und -flügel gemessen wurden, können die Laständerungen für den Eurofighter mit PST abgeschätzt werden, und wurden als gering eingestuft. Die benötigen strukturellen Verstärkungen sind ebenfalls gering. Auch wurde festgestellt, dass Effekte nicht-linearer Aerodynamik im PST keine Rolle mehr spielen. Da die SVS das Heckgewicht erhöht, wurde ein Kopfballast vorgeschlagen, um die Balance des instabilen Fluggerätes zu wahren. Das Mehrgewicht könne durch kleinere Tanks, oder eine Reduzierung der Seitenleitwerksgröße um etwa 1/3 kompensiert werden. Im letzten Fall würden Luftwiderstand, Flatterschwingung und Radarsignatur ebenfalls profitieren.[34] Da das E-Scan-Radar etwa 100 kg schwerer als das CAPTOR-M ist, kann vermutlich auf den Kopfballast verzichtet werden.

Technik[Bearbeiten]

Aerodynamik[Bearbeiten]

Sowohl das EFA als auch der ATF waren dafür konzipiert, Gegner bereits im Anflug zu zerstören, bevor diese das eigene Fluggerät orten sollten. Sollte der Kampf nicht im BVR-Gefecht entschieden werden, würden sich beide Seiten mit einer Geschwindigkeit von etwa Mach 2 nähern und versuchten, den Opponenten frontal mit wärmesuchenden LFKs zu beschießen. Sollte dies ebenfalls scheitern, wäre die Bordkanone am Zuge. Ein Distanzgefecht würde so in wenigen Sekunden in einem Dogfight enden. Die neusten LFKs mit Wärmesucher ermöglichten erstmals, einen Gegner auch frontal zu beschießen. Als Rockwell und MBB ab 1981 Studien über zukünftige Kampfflugzeugtechnologien durchführten stellten sie fest, dass eine signifikante Anzahl an Gefechten, die auf Distanz beginnen, im Nahkampf enden.[2] Die Möglichkeit WVR-Raketen aus jeder Position auf den Opponenten abzufeuern anderte die Kampftaktiken radikal, und somit auch die Anforderungen an ein Kampfflugzeug. Simulationen zeigten, dass es nun zu einer wechselseitigen Zerstörung kommen könnte, wenn beide Seiten aufeinander feuern. Analysen zeigten, dass das Flugzeug, welches eine engere Wende fliegen kann, und aus der Kurve heraus mit Helmvisier zuerst auf den Gegner schießen kann, einen Vorteil erzielt. Da der Wenderadius von g-Last und Geschwindigkeit abhängt wäre eine möglichst langsame Geschwindigkeit nötig, die kontrolliert geflogen werden kann. MBB kam zu dem Schluss, dass ein kurzzeitiges, kontrolliertes Fliegen nach einem Strömungsabriss nötig sei, gefolgt von einem Weiterflug in aerodynamischen Grenzen.[Anm. 1] Über 25.000 bemannte und unbemannte Simulationen wurden von MBB durchgeführt, um Steuerkräfte, Kampfmanöver und eine geeignete aerodynamische Konfiguration zu entwickeln.[5]

Um einen Vorteil gegenüber existierenden Maschinen zu haben, müsste die Manövrierfähigkeit deutlich gesteigert werden. Die X-31A Enhanced Fighter Maneuverability (EFM) sollten die Manöverenveloppe über die bisherigen Grenzen der Aerodynamik, Triebwerkstechnik, Struktur- und Pilotenbelastung hinaus erweitern. Laut Programmmanager Michael Robinson sollten die X-31 die BVR-Fähigkeiten von EFA und ATF mit den Dogfight-Fähigkeiten einer F-86 Sabre verbinden. Konkret nannte Robinson ein Abschussverhältnis von 10:1. Dazu sollte die X-31 in Bereiche der Flugenveloppe vorstoßen, die vorher kein anderes Flugzeug erfliegen konnte, und so einen taktischen Vorteil erzielen. Durch fliegen mit höherem Anstellwinkel (AOA) unterhalb der Cornerspeed[Anm. 4] sollten sehr hohe Wenderaten erzielt werden.[35] Ferner sollte der Pilot das Flugzeug dank Schubvektorsteuerung wie einen Geschützturm ausrichten können.[2] Die X-31 sollte auch das Potential für überlegene Manövrierleistung im Überschall bis Mach 1,3 besitzen.[5]

„Spar-Eurofighter“ X-31 beim Rollen

Das Aerodynamikdesign des X-31 basierte auf dem TKF-90,[1] und ist wie die Aerodynamik des Eurofighter Typhoon ein Kompromiss aus niedrigem Widerstand im Überschall, maximalem Auftrieb, minimalem induzierten Widerstand, und einer Balance zwischen Instabilität bei hohen Anstellwinkeln und dem benötigten Pitch-Recovery-Drehmoment bei hohen Anstellwinkeln. Das von MBB designte und von Rockwell optimierte Flügelprofil mit 5 % Dicke und großem Vorderkantenradius sollte die Performance bei hohen Anstellwinkeln (AOA) zu verbessern.[35] Geteilte Vorder- und Hinterkantenklappen wurden wie beim Eurofighter eingebaut. Die Aktuatoren von Garrett[7] für die Hinterkantenklappen befanden sich ebenfalls in „Badewannen“ unter den Flügeln, die der Vorderkanten waren im Flügel versteckt. Die äußeren Klappen arbeiteten auch als Querruder, da die SVS keine Rollmomente erzeugen konnte. Die Entenflügel hatten ein symmetrisches Profil. Kurzfristig war angedacht, aus Kostengründen die Entenflügel des B-1B-Bombers zu verwendet, was wegen des Gewichtes aber nicht realisiert wurde. Die Flügel waren trocken, und aus Aluminium mit CFK-Beplankung. Kraftstofftank und Avionik wurden im Schwerpunkt des Flugzeuges getragen, die Messtechnik in der Nase, und ein Trudelschirm im Heck. Der Rumpf zwischen der Cockpithaube und der Tragflächenhinterkante verwendete einen konstanten Querschnitt, um die 11 Alu-Spanten, welche mit den vier Längsspanten verbunden waren, mit einer Hydraulikpresse in Massen billig produzieren zu können. Der Heckbereich spitzte sich zu, um den transsonischen Widerstand zu senken. Die Beplankung bestand vorne aus CFK-Platten aus dem B-1B-Programm, ebenso am Seitenleitwerk, am Rumpf aber aus Metallblechen. Das Seitenruder war aus CFK mit Wabenkern. Der Mittelrumpf wurde aus Titanspanten gefertigt und mit Titanblechen beplankt, da keiner wusste, wie die Wärmelasten für den Rumpf bei Benutzung der Schubvektordüse sein würden. Der Lufteinlauf stammte aus MBB-Experimenten, und konnte durch seine bewegliche Unterlippe bei hohen Anstellwinkeln den Luftstrom turbulenzarm umlenken, und bei hohem Tempo den Überlaufwiderstand reduzieren.[5][6] Die Luft über dem Grenzschichtabscheider wurde durch Wärmetauscher geführt, um Öl und Kraftstoff zu kühlen.[5] Die Strakes zwischen Tragflächenhinterkante und Düse sollten helfen, die Nase von hohen Anstellwinkeln wieder herunter zu bekommen.[36]

Um Kosten zu reduzieren war die X-31 zwar überschallfähig, konnte aber nur transsonische Geschwindigkeiten erreichen. Das Triebwerk F404 wurde mit drei Paddeln ausgerüstet, welche den Schubstrahl um 10° in der Vertikalen und/oder Horizontalen auslenken konnten. Laut Vertrag sollten die Flugzeuge so billig wie möglich sein.[35][2] 43 % des Leergewichtes einer X-31 stammten von F-16 und F-18 Kampfflugzeugen. Die Schubvektorpaddel wurden ursprünglich für ein F-14 Tomcat Versuch entwickelt, und waren aus kohlenstofffaserverstärktem Kohlenstoff. Es wurden auch metallische Paddel mit der F-18 getestet, diese waren aber zu schwer, und hätten den Schwerpunkt zu weit nach hinten bewegt. Laut Studien waren 10–15° Schubwinkel bei vollem Nachbrenner nötig um die Anforderungen zu erfüllen, die Paddel erreichten 10°, was etwa 17% des Triebwerksschubes entsprach. Im aerodynamischen Flug konnten die spreizenden Paddel auch als Luftbremse verwendet werden. Serienmaschinen würden eine „saubere“ Düse verwenden, für die X-31 wäre das aber zu teuer und zeitaufwändig geworden.[5] Das Landefahrwerk wurde von Menasco von einer Cessna Citation III,[7] die Haupträder von einer A-7 und das Frontrad von einer F-16 übernommen. Cockpit, Schleudersitz, Aktuatoren und Displays wurden von der F-18 übernommen, Kraftstoffpumpen, Vorderkantenaktuatoren und Ruderpedale von der F-16. Andere Teile wurden von F-5, F-20, V-22 und T-2C übernommen. Die Flügel war von MBB nach metrischen Maßen gefertigt worden, während Rockwell das imperiale System verwendete.[5]

Flugkontrollrechner[Bearbeiten]

Die Flugkontrollgesetze wurden von MBB geschrieben,[5] und waren nach Ansicht des Programmmanagers Michael Robinson die kritischste Komponente des gesamten Flugzeuges.[2] Die Flugkontrollrechner (FCC) wurden von Honeywell zugeliefert.[7] Bei der Entwicklung griff MBB auf die Erfahrung mit der F-104 CCV zurück.[37]

Flug mit hohem Anstellwinkel beim Herbst-Manöver

Die X-31 war das erste Kampfflugzeug, dessen Schubvektorsteuerung (SVS) eine Kontrolle um die Nick- und Gierachse ermöglichte und das Erste, als ausschließlich mit dem Steuerknüppel geflogen werden konnte. Die Ruderpedale wurden nur für den bewussten Seitengleitflug und Seitenwindlandungen benötigt. Die Nickkontrolle ging hauptsächlich von den Hinterkantenklappen aus, und wurden durch die Canards ergänzt. Die Vorderkantenklappen wurden nach dem Anstellwinkel und der Machzahl eingestellt.[5] Um den Trimwiderstand im Überschall zu senken,[1][8] wurde die X-31 mit 5 % der Mittleren Aerodynamischen Flügeltiefe (MAC) bei Mach 0,2 moderat instabil ausgelegt. Die Kontrollgesetzte wurden von MBB in 25.000 Simulationen entwickelt, als das Projekt noch bei MBB zuhause war. Sie wurden in ein dreifach redundantes Computersystem implementiert, wobei ein vierter Rechner als (O-Ton) „Tie-Breaker“ verwendet wurde, und für weitere Redundanz sorgte. Die Flugsteuerung besaß noch einen Modus, in dem die Nase des Flugzeuges von der Flugrichtung entkoppelt werden konnte: Der Pilot konnte hier die Nase der Maschine in die gewünschte Richtung ziehen, während die Änderung in Nick- und Gierachse nur ungünstig auf die Trajektorie umgesetzt wurde.[5]

Die Entenflügel rotierten bei hohen Anstellwinkeln (AOA) abwärts um das Flugzeug weiterhin kontrolliert steuern zu können. Sie wurden eher auf Pitch-Recovery ausgelegt statt als Auftriebshilfe.[1][8] Das Manövrieren nach einem Luftströmungsabriss (Post-Stall Technology, PST) war bis 70° AOA freigegeben, in einem Höhenbereich von 10–30 kft, wenn maximal 4 g und 225 kcas Anfangsgeschwindigkeit nicht überschritten wurden. Für die Kontrollgesetze wurde ein linearisiertes Modell für die Bewegung um die drei Achsen mit Feedback-Schleife für Stabilität und Handling implementiert. Die Flugsteuerung konnte über Gewichtungsmatrizen angepasst werden. Die Vorsteuerung wurde unabhängig vom Feedbackpfad mittels Gleichungen für statische Bewegungen, d.h. unter der Annahme konstanter Piloteneingaben, berechnet. Aufgrund von Komplexität, mangelnder Rechenleistung und Modellschwächen waren diese Gleichungen vereinfacht. Die Position von Canard und Hinterkantenklappen wurde im Levelflug vom FCC aus Trimmtabellen abgelesen. Über weitere Berechnungspfade wurde bei geringen Anstellwinkeln der Luftwiderstand reduziert, und bei hohen Anstellwinkeln die Stabilität verbessert. Da diese „Cruise-Trimmplanung“ aber zu hohen Landegeschwindigkeiten geführt hätte, wurde noch eine weitere Trimmtabelle für maximalen Auftrieb zur Landung implementiert, welche vom Piloten per Schalter aktiviert werden konnte. Die geforderte Nickrate wurde in Echtzeit für Canard, Hinterkante und den vertikalen Schubvektor errechnet.[38]

Mittels Steuerknüppel wurden AOA und g-Last kommandiert:[1] Bei geringen statischen Drücken nach AOA, allerdings nichtlinear, da 2/3 des Spiels 30° Anstellwinkel, und Vollausschlag 70° bedeuteten. Wenn die PST abgeschaltet war, konnten maximal 30° Anstellwinkel erreicht werden. Bei 2/3 der Wegstrecke des Steuerknüppels lag eine Force-Feedback-Grenze um dem Pilot zu zeigen, ob er im Strömungsabriss war. Bei höheren dynamischen Drücken wurde nach g-Last kommandiert; bei 2/3 der Strecke lag das Lastlimit von 7,2 g an, und änderte sich auch nach der Force-Feedback-Grenze nicht. Der Wechsel zwischen AOA und g-Kommandos erfolgte bei etwa 2620 kPa dynamischem Druck. Das Flugzeug konnte nur Überziehen, wenn im AOA-Modus gesteuert wurde.[38]

Die maximale Rollrate lag bei 240 °/s. Durch die Ruderpedale konnten maximal 12° Schiebewinkel gefordert werden. Die Rolle um die Längsachse wurde vom Flugkontrollrechner (FCC) automatisch gegen Gieren stabilisiert, und bei maximaler Rollrate wurden die Gierkommandos zu Null gesetzt.[38][1] Bei hohen AOA wurde die Giersteuerung von der SVS wahrgenommen. Nur ein SV-Paddel konnte mit maximal 26° in den Schubstrahl gestellt werden (max. 16° Ablenkung des Schubstrahles)[39], das FCC las auch hier Tabellenwerte abhängig von Schubkraft und Steuerkommandos aus. Sollte die SVS ausfallen, konnte der FCC in einem Übergangs-Modus durch aerodynamische Steuerflächen die Maschine zurück in den aerodynamisch steuerbaren Bereich bringen, selbst in der Nickachse. Nur um die Gierachse gab es dann keine ausreichende Kontrolle mehr, weswegen Seitenruder- und asymmetrische Klappenkommandos in diesem Fall deaktiviert waren. Im Unterschall wurde Carefree Handling[1] demonstriert, allerdings wurden keine Tailslides geflogen. Während der Flugtests traten keine Probleme auf, nur bei Anstellwinkeln über 30° (besonders um 50°) wich das Verhalten bezüglich Rollrate und Schiebewinkel stark von der Vorhersage ab, weswegen eine Feedbackschleife integriert wurde. Zwei Updates, kurz vor dem ersten Testflug und danach zeigten die Flexibilität der Kontrollgesetze (oder Software): Die Feedbackschleifen wurden in weniger als einem Monat neu konzipiert.[38]

Cockpit und Helmvisier[Bearbeiten]

Testpilot Quirin Kim der Luftwaffe mit dem GEC-Marconi-Helmvisier

Das Cockpit wurde von der F/A-18 übernommen, inklusive des Schleudersitzes SJU-5.[39] Die Avionik-Software wurde in JOVIAL geschrieben, nicht wie bei Verteidigungsprojekten üblich in Ada.[5] Um eine Desorientierung des Piloten beim Flug mit hohen Anstellwinkeln zu vermeiden und sein Situationsbewußtsein zu verbessern, wurden verschiedene Hilfen erprobt. Dazu wurde das Head-Mounted Display um ein 3D-Audiosystem ergänzt, und das Endprodukt als Helmet Mounted Visual & Audio Display (HMVAD) bezeichnet. Die Tests begannen ab Februar 1993. Dazu wurde erst der GEC I-NIGHTS-Helm mit integrierten Restlichtverstärkern für Nachtsicht erprobt. Da das Gewicht inakzeptabel war, und die X-31 nie nachts flogen, wurden die Restlichtverstärker entfernt. Die Helme wurden in Simulatoren genutzt, und bei Akklimatisierungsflügen in T-38 getragen. Weil sich das Testprogramm des Flugzeuges nach hinten schob, bot GEC im September 1993 den neuen Viper-Helm an. Da der Helm etwa ein Kilogramm leichter war, wurde er als neues HMVAD akzeptiert. Das 3D-Audiosystem, vom Armstrong Laboratory der USAF entwickelt, machte den Einbau spezieller Kopfhörer nötig. Das System, welches per Audiosignal Flugpfad und/oder Anstellwinkel anzeigen konnte, wurde vorher auf einer AV-8B und OV-10 erprobt.[40]

Da von der Auftragserteilung bis zum Flugtest nur sechs Monate vergingen, war keine Zeit HMD-Symbole zu entwickeln. Anfang 1993 wurde beraten, und GEC 60 Tage eingeräumt, Symbologie zu programmieren. Parallel dazu bewerteten Testpiloten im Simulator die Anzeigen, um schnellstmöglich Verbesserungen einfließen zu lassen. Neben den normalen HMD-Anzeigen wurden auch zwei neue erprobt, welche die Orientierung beim Flug mit hohem Anstellwinkel verbessern sollten: Arc Segmented Altitude Reference (ASAR) von DASA und das Theta-Referenzsystem der USAF. Beim ASAR wurde eine Art „U“ im unteren Sichtbereich eingeblendet. Deckt das „U“ einen Halbkreis ab, ist der Nickwinkel null, bei weniger positiv, bei mehr negativ. Marker an den Enden zeigten den Horizont an. Das Theta-Referenzsystem blendet einen Mini-Globus im unteren Sichtfeld ein, dessen untere Hemisphäre gestrichelte Längengrade aufweist, während die obere Hemisphäre durchgezogene Linien besaß. Durch das Bewegen des Mini-Globus konnte die Orientierung des Fluggerätes relativ zur Erde abgelesen werden, mit N/E/S/W-Einblendungen auf den Achsen. Zusätzlich wurde in der Mitte des Sichtfeldes noch ein weiterer AOA-Indikator angezeigt: Zwei Dreiecke mit gleicher Basis, deren Spitzen mit zunehmendem Anstellwinkel nach oben fuhren. Zwischen 0° bis 30° AOA lagen die Dreiecke aufeinander, bei über 30° AOA blieb das untere bei 30° stehen, während sich das andere Dreieck weiter nach oben zuspitzte. Um auch bei extremen Anstellwinkeln zu wissen, in welcher Richtung ein spezielles Ziel lag, wurde im oberen Sichtfeld ein Kreis eingeblendet, mit „N“ für Nord und einer Lücke für die momentane Blickrichtung des Piloten. Während der Flugtests wurde auch der Zielkreis für die Helmvisierung modifiziert. Der Zielkreis wurde dann gestrichelt wenn das Ziel außerhalb der ±30° Startenveloppe des simulierten Flugkörpers lag.[40]

Während der Flugtests ergab das Feedback der Piloten folgendes Bild: Die Einblendung der relativen Flughöhe und der Kompassrichtung im Luftkampf war überflüssig, da die gegnerische Maschine als Referenz ausreichte. Das ASAR war zu ungenau, das Theta-Referenzsystem wurde für gut und einfach befunden. Geschwindigkeit, Flughöhe und Anstellwinkel sollten immer eingeblendet werden. Beim Anstellwinkel reichte die Einteilung in 30/50/70° aus. Vertikalgeschwindigkeit und spezifischer Leistungsüberschuss wurden ebenfalls eingeblendet, und für überflüssig befunden.[40]

Die taktische Evaluierung der X-31 erfolgte nicht nur durch Flüge gegen reale Maschinen. Zusätzlich wurde von DASA auch daran gearbeitet, durch erweiterte Realität einen virtuellen Gegner für den Luftkampf in das HMVAD einzublenden. Damit sollte gegenüber realen Flugzeugen Kosten gespart werden, gleichzeitig besteht kein Kollisionsrisiko im Nahkampf. Ferner kann damit auch der Luftnahkampf gegen Maschinen geübt werden, die der eigenen Seite nicht zur Verfügung stehen.[41]

Entsprechend den Realitäten im Luftkampf sollte die Maschine in bis zu 3000 m (6000 m mit Anzeige) sichtbar sein, und in bis zu 4000 m ihre Lage im Raum erkennbar sein. Aufgrund der beschränkten Rechenleistung sollte das „gegnerische Kampfflugzeug“ aus so wenig Vektoren wie möglich bestehen, und so sah die Gitterstruktur aus wie eine MBB Lampyridae ohne Lufteinlauf. Unterhalb von 60–80 m konnte der virtuelle Leuchtkäfer auf dem HMD nicht mehr dargestellt werden, da die Texturen nicht ausreichten, um strukturelle Details zu erkennen. Aufgrund der beschränkten damaligen Rechenleistung war – eben aufgrund der Texturarmut – ein Schätzen der Annäherungsrate bei unter 200 m schwierig. Um den Spielspaß zu erhöhen, wurde das virtuelle Kampfflugzeug von einem Target Maneuver Generator bewegt. Auf Basis der Bewegungen des eigenen Flugzeuges, und unter Berücksichtigung der Flugmechanik und Performance des virtuellen Gegners, führte das eingeblendete Fluggerät taktische Manöver(sequenzen) aus, wie sie auch von einem echten Gegner erwartet würden. Wählbar waren vorgefertigte Manöver (Kurshalten, Wende mit konstantem Radius, usw.), Luftkampfmanöver aus offensiver oder defensiver Position, und Nahkampfmanöver. Der Target Maneuver Generator lenkte den virtuellen Opponenten, und wählte dessen Schub und Feuerkommandos. Die Einblendung, welche in sechs Freiheitsgraden steuerbar war, wurde 20-mal in der Sekunde aktualisiert. Das Prinzip erwies sich als tauglich, und wurde von den Piloten als Trainingstool angenommen.[41]

Triebwerke[Bearbeiten]

Einbau des RM-12-Triebwerks der Saab 39 Gripen

Als Strahltriebwerk für die X-31 Enhanced Fighter Maneuverability wurden drei GE F404 modifiziert.[7] Das General Electric F404 wurde gewählt, weil es relativ unempfindlich gegen Turbulenzen ist, die gewöhnlich bei hohen Anstellwinkeln auftreten. Durch den Lufteinlauf der X-31 konnte das Triebwerk auch bei extrem hohen Anstellwinkeln noch volle Leistung liefern. Zu Beginn der Testflüge wurden 18 Flüge durchgeführt, um die Flugtüchtigkeit der Kombination von X-31-Flugzelle und F404-Triebwerk zu überprüfen. Insgesamt wurden 80 Flüge zur Validierung der Flugenveloppe durchgeführt.[5]

Vor dem Beginn der VECTOR (Vectoring, Extremely Short Takeoff and Landing, Control and Tailless Operation Research) Testflüge wurde noch geprüft, ob sich das RM-12 der Saab 39 Gripen in die X-31 verbauen ließe. Das RM-12 ist eine Variante des General Electric F404. Dieser Versuch, als Teil der Phase 1, um die X-31 wieder in die Luft zu bekommen, war erfolgreich: Das Triebwerk passte in den Rumpf. Der nächste Schritt, das Triebwerk mit der Schubvektordüse AVEN (Axisymmetric Vectoring Exhaust Nozzle) auszurüsten,[42] scheiterte jedoch am Geldmangel Schwedens.

Der Einbau der Eurojet-Schubvektordüse in das GE F404 durch die spanische Firma ITP wurde ebenso verworfen.[26] Ende 2000 sollte vereinbart werden, das Eurojet EJ200 mit Schubvektordüse in die X-31 im Rahmen eines deutsch-spanisch-amerikanischen Abkommens einzubauen und testzufliegen. Die Kosten von etwa 60 Mio. $ zum Einbau eines EJ200 mit SVS in die X-31 sollten hauptsächlich von der spanischen Regierung getragen werden, der Rest von der Eurojet Turbo GmbH. Allerdings wäre die US Navy für das Management der Flugtests verantwortlich, und die Europäer waren über den Technologietransfer des EJ200 in die USA besorgt. So wurde auch dieses Vorhaben nicht umgesetzt.[28] Letztlich flog die X-31 stets mit dem General Electric F404, dem die Schubdüse entfernt wurde. Stattdessen wurden drei CFC-Paddel an das Flugzeugheck montiert, welche den Abgasstrahl umlenkten. Der Bewegungsbereich der Paddel nach innen und außen lag bei +35°/-60°.[39]

Testprogramm[Bearbeiten]

In Simulatorflügen wurde ermittelt, dass das Abschussverhältnis durch Supermanövrierfähigkeit um mindestens den Faktor 2 erhöht werden könne, auch bei zahlenmäßiger Unterlegenheit der eigenen Kräfte.[5] Die Simulationen wurden 1979 von der IABG durchgeführt. Dabei wurde der Entwurf des LVJ-90 / Jäger-90 / Prälo-Eurofighters mit und ohne Schubvektorsteuerung (SVS) verglichen. In 125 Simulationsläufen wurde der Dogfight nur mit Kanone simuliert, in 331 der Kampf mit Kanone und Kurzstrecken-Luft-Luft-Lenkwaffe (SRM). Im Luftkampf nur mit Bordkanone konnte die Schubvektormaschine häufiger als erste schießen (2,5:1), schneller in Schussposition kommen (10:1) und ein Abschussverhältnis von 4,2:1 erzielen. Mit Zuhilfenahme von SRM konnte die Schubvektormaschine häufiger als erste schießen (2:1), schneller in Schussposition kommen (2:1 LFK, 8:1 BK) und ein Abschussverhältnis von 5,4:1 erzielen.[37]

F-18 und X-31 im Parallelflug

Während der gestellten Luftkämpfe über der NAS Patuxent River zwischen dem Oktober 1991 und 1995 wurden von IABG zwischen dem Oktober 1991 und April 1993 weitere Computersimulationen bezüglich Testaufbau und -erwartungen durchgeführt. Nachdem die Piloten mit dem Fliegen mit post-stall technology (PST) vertraut waren, wurden ungescriptete Kampfmanöver gegen andere Maschinen geflogen. Dabei wurde auch der Testaufbau verändert, indem z.B. der Anstellwinkel der X-31 auf maximal 45° begrenzt wurde, oder die Maximalgeschwindigkeit für PST auf 265 kts gesetzt wurde usw. Auch wurden verschiedene Flugkörper-Enveloppen angenommen, z.B. eine Beschränkung beim Schuss aus hohen AOA, oder der Einsatz des Helmvisiers. Die „Gegner“ waren F-14B/D und F-18C vom VX-4, sowie F-15C und F-16 B 52 vom 422 TES. Nachvollziehbarerweise unterliegen die Ergebnisse z.T. der Geheimhaltung.[1]

Veröffentlicht wurde, dass 70° Anstellwinkel bessere Resultate erzielten als 45° Anstellwinkel. Wurde PST deaktiviert, verlor die X-31 meist gegen die degradierte F-18C, welche ähnliche Leistungen vollbringen sollte (15% gewonnen, 46 % verloren, 39 % unentschieden). Mit PST dominierte die X-31 das Gefecht gegen die F-18C von neutraler Startposition aus deutlich (91 % gewonnen, 3 % verloren, 6% unentschieden).[1] Das Abschussverhältnis lag bei etwa 1:2 zugunsten der F-18 wenn die X-31 auf SVS verzichtete, und bei 8:1 zugunsten der X-31, wenn diese PST nutzte.[37] Begann die Startposition im langsamen Parallelflug, konnte die X-31 über alle ihre Gegner eindeutig dominieren, es wurden Abschussverhältnisse von über 100:1 erzielt. Begann das Gefecht im schnellen Parallelflug, waren es noch 16,6:1. Bei Auswertung der Daten wurde festgestellt, dass die X-31-Piloten ihre Gegner meist aus der 2-Uhr- bis 5-Uhr-Position (bzw spiegelverkehrt) mit der Bordkanone „abgeschossen“ hatten. Die Schussentfernung war bis zu 3000 ft, wobei erst unter 2000 ft gehäuft getroffen wurde. Im Gefecht mit Kurzstrecken-Luft-Luft-Lenkwaffen (SRM) wurde der simulierte Flugkörper meist abgefeuert, wenn der Gegner seine 1-Uhr- bis 5-Uhr-Position (bzw spiegelverkehrt) der X-31 zeigte. Die weitesten Schüsse auf 10.000 ft wurden im Bereich von 1–2 Uhr abgedrückt, von 2–5 Uhr aus weniger als 4000 ft. Um den SRM-Schuss zu vermeiden, war der Gegner gezwungen, näher als 2000 ft an die X-31 zu kommen, wo er der PST zum Opfer fiel. Auf Distanz konnte die X-31 mit der SRM aus hohen Anstellwinkeln heraus schießen, bevor der Gegner in minimale Reichweite kam.[1] Aus den Daten folgerte Rockwell, dass alle zukünftigen Dogfighter über Schubvektorsteuerung verfügen würden.[20]

X-31 ohne Seitenleitwerk; das Bild ist eine Retusche, die X-31 flog nie ohne.

Am 17. März 2004 wurde erstmals ein Flug „ohne Seitenleitwerk“ durchgeführt. Als Vorteile wurden Radarsignatur, Luftwiderstand, Kraftstoffverbrauch und Gewicht genannt.[13] Die Testflüge wurden für das JAST-Programm durchgeführt, und sollten zur Evaluierung der Steuerbarkeit der Konfiguration für präzise Luft-Boden-Einsätze dienen. Die Flugsteuerungssoftware wurde von der DASA (genauer gesagt Hermann Beh und Georg Hofinger) konzipiert, und erweiterte den Einsatzbereich der SVS auch auf Start, Landung und Bodenangriffe. Die X-31 mit Seitenleitwerk wurde bereits bei über 25° AOA um die Hochachse instabil, sodass letztlich nur dieser Effekt verstärkt werden musste. Dazu wurde die stabilisierende Wirkung des Seitenleitwerks abgeschaltet, und eine destabilisierende Feedback-Schleife eingebaut, welche die (Quer)ruder ansteuerte. Die Stabilisierung oblag dann der SVS. Das Ausmaß an Destabilisierung konnte dynamisch während des Fluges vom Piloten an einem Panel gewählt werden, die Software war flexibel. Von 30 % bis 80 % seitenleitwerkslos konnten die Flugkontrollrechner in 10-%-Schritten alles simulieren. Anschließend wurde der untere Bereich der SV-Enveloppe von mindestens 14.000 ft auf 2200 ft MSL abgesenkt. Aufgrund von schlechten Handling-Qualitäten mussten die Aktuatoren der Schubvektorpaddel ausgewechselt werden. Nach der Enveloppe-Expansion wurden Lande- und Marschflüge erprobt. Dabei wurde festgestellt, dass die destabilisierende Wirkung von Klappen und Fahrwerk synergistisch war, d.h. die Störwirkung war größer als die Summe der Einzeleffekte. Flugmanöver verliefen problemlos. Simulierte Landeanflüge auf einen „Flugzeugträger“ wurden ebenfalls erprobt. Aufgrund der hohen Landegeschwindigkeit der X-31 war allerdings ein Anstellwinkeln von 12–13° nötig, was die Sicht aus dem Cockpit inakzeptabel verschlechterte. Da eine Erhöhung des Luftwiderstandes der X-31 nicht in Frage kam (Stabilitätsfragen usw.), wurde das Anflugprofil geändert. Bei den folgenden Luft-Boden-Tests wurden Sturzkampfflugzeug-Angriffe mit 45° Sinkwinkel gegen simulierte MANPADS und mobile FlaRak geflogen. Ziel war es Angriffe außerhalb des Vernichtungsbereiches der Bedrohungen zu fliegen, und die Ziele präzise im HUD zu halten. Dazu wurde aus 18.000 ft und 250 KCAS mit dem Sturzflug begonnen, in 12.000 ft bei 400 KCAS die simulierte Waffe ausgeklinkt, und in einem 4- bis 4,5-g-Manöver in den Steigflug gezogen. Die zweite Übung bestand aus einem 15°-Sinkflug mit simuliertem Beschuss von Bodenzielen mit Bordkanone. Das Zielgebiet wurde durch ein Lichtfeld dargestellt, in dem pro Angriff 5 bis 7 Ziele abwechselnd aufleuchteten. Durch die schnellen Zielwechsel waren die Piloten (Kim, Luftwaffe und Loria, USMC) gezwungen, aggressiv mit Pedalen und Knüppel zu arbeiten. Die dritte Übung war ein Pop-up-Angriff aus dem Tiefflug heraus. Von 1000 ft und 400 KCAS wurde in den Steigflug gezogen, entlastet, und in 2500 ft Höhe eine 4g-Rolle auf das Ziel geflogen, um dieses in das HUD zu bringen. Das Flugzeug wurde dann entlastet, 15 Sekunden im Levelflug gehalten, und dann der Waffeneinsatz in 1500 ft bei 400 KCAS simuliert. Anschließend wurde mit 4,5g in den Steigflug gezogen. Das Flugzeug erfüllte alle Luft-Boden-Tests nur adäquat, vor allem die schlechte Rollrate wurde bemängelt. In der Analyse wurde festgestellt, dass die Limits des FCS auf die lateralen Bewegungen des Steuerknüppels unnötig hoch waren. Nach einer Überarbeitung der Kontrollgesetze, und der flexibleren Wahl des Triebswerksschubes wurden Simulationen durchgeführt, welche bessere Ergebnisse zeigten. Vorher wurden weniger als 50 % der Triebwerksschubmarge genutzt, nun konnte mit vollem Nachbrenner manövriert werden. Die nachher durchgeführten Testflüge fielen entsprechend positiv aus. Die meisten Manöver wurden mit 50–60 % Seitenleitwerkslosigkeit geflogen. Beim Pop-up waren trotzdem stellenweise nur 33 % des Schubvektors zur Bahnänderung verfügbar, der Rest wurde vom Rechner zur Stabilisierung benötigt. Als Fazit der Testserie wurde geschlossen, dass Jagdbomber ohne Seitenleitwerk möglich seien. Es wurde angeregt, ein seitenleitwerksloses Fluggerät zu bauen, um die Vorteile (Radarsignatur, Luftwiderstand, Gewicht) besser nutzen zu können. Dies führte zur McDonnell Douglas X-36. Um Redundanz und Schadenstoleranz zu steigern, und um asymmetrische Außenlasten besser ausgleichen zu können, wurden zweistrahlige Flugzeuge empfohlen.[39]

X-31 VECTOR im Landeanflug

Nach sechs Jahren Pause hob die X-31 Anfang 2001 wieder für die VECTOR (Vectoring, Extremely Short Takeoff and Landing, Control and Tailless Operation Research) Testflüge ab. Das VECTOR-Programm sollte in etwa 60 Testflügen eine Reduzierung der Landegeschwindigkeit um mindestens 40% demonstrieren (Extremely Short Take-Off and Landing, ESTOL). Ferner sollten weiter Daten über seitenleitwerkslose Konfigurationen gesammelt werden. Ein Differential-GPS von IntegriNautics und das neue Luftdatensystem von DASA, welches aus 11 konzentrischen Löchern in der Nase bestand, wurden eingebaut.[43] Zuerst wurden Testflüge zur Validierung des Luftdatensystems geflogen, und dabei Mach 1,18 und 70° AOA erreicht. Wegen des Systems, welches mit Löchern und Druckunterschieden arbeitete, konnte auf die Daten des Auslegers verzichtet werden, der an der Nase montiert war.[31] Dann begannen die ESTOL-Tests: Um die Landestrecke zu reduzieren sollten die Anflüge auf die Bahn mit bis zu 40° AOA erfolgen, um die Landegeschwindigkeit um 40-50 % zu reduzieren, auf etwa 90 kts (170 km/h). Die ESTOL-Landeanflüge wurden automatisch vom Flugkontrollrechner geflogen. Der Pilot flog das Flugzeug nur in eine Startbox, aktivierte den Landemodus und nahm die Hände von den Steuereingaben. Die Maschine flog dann auf dem Schubstrahl stehend, durch SVS kontrolliert, mit 40° Anstellwinkel auf die Bahn zu, und kippte 2 ft über dem Boden, kurz vor dem Aufsetzen nach vorne.[29][31] Dabei wurden mehrere Testlandungen durchgeführt. Von 12° AOA wurden in 2° Schritten (welche teilweise auch übersprungen wurden), schließlich 40° AOA im Landeanflug erreicht. Die Grenze von 40° AOA wurde aus Redundanzgründen bei der X-31 gesetzt, von der Steuerbarkeit her wären höhere Anstellwinkel möglich gewesen. Die Belastungen für das Fahrwerk beim Aufschlagen bewegten sich im grünen Bereich. Das Flugzeug hatte eine Kamera in der Nase, sodass der Pilot die Flugbahn auf den Displays verfolgen konnte. In einer Serienmaschine sollte das Bild in das HMD projiziert werden.[44] Die US Navy war dabei an einer Erhöhung des Landegewichtes von Trägerflugzeugen interessiert.[29]

Technische Daten[Bearbeiten]

Drei-Seiten-Riss der X-31
Kenngröße Daten
Besatzung: 1 Pilot
g-Limits: 7,2 g1
Länge: 13,2 m
Spannweite: 7,3 m
Höhe: 4,4 m
Tragflügelfläche: 21 m²
Leergewicht: 5443 kg
Max. Startgewicht 7303 kg2
Tragflächenbelastung:
  • minimal (Leergewicht): 259 kg/m²
  • maximal (maximales Startgewicht): 348 kg/m²
Triebwerk: 1 × GE F404-GE-400
Schubkraft
  • mit Nachbrenner: 1 × 71 kN
  • ohne Nachbrenner: 1 × 47 kN
Höchstgeschwindigkeit: Mach 1,3
Schub-Gewicht-Verhältnis:
  • Maximal (Leergewicht): 1,3
  • Minimal (maximales Startgewicht): 0,97
1 Abgeregelt. Bruchlast 15,1 g da 2,1-fach (110 %) überdimensioniert
2 inklusive 4100 Pfund (1860 kg) Kraftstoff

Weblinks[Bearbeiten]

Anhang[Bearbeiten]

Anmerkungen[Bearbeiten]

  1. a b Die moderne Demonstration von „Supermanövrierfähigkeit“ besteht meist darin, bei Flugschauen in den Strömungsabriss zu ziehen, um möglichst spektakuläre Drehungen zu vollführen. Der Geschwindigkeitsverlust ist dabei sehr hoch. Mit der ursprünglichen Idee von Dr. Wolfgang Herbst bzw. Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) hat das wenig zu tun. Dr. Herbst postulierte damals folgende Manöver-Charakteristiken: 1) 5 Sekunden PST-Dauer im Durchschnitt 2) 10% der gesamten Nahkampfzeit im PST 3) geringe g-Lasten von etwa 1g 4) geringere Manövergeschwindigkeiten von etwa 0,1 Mach (W. Herbst, Supermaneuverability, 1983, Messerschmitt-Bolkow-Blohm; sowie Introduction der RTO HFM Lecture Series “Human Consequences of Agile Aircraft”, 2001). Die PST-Manöver sollten also nur für Transienten eingesetzt werden, z.B. um statt einer langsamen Wende die Nase aufzurichten, um eine noch engere Kurve zu fliegen (Herbst-Manöver). Der Gedanke, eine 20-Tonnen-Maschine in den Strömungsabriss zu wuchten, und sie dann durch ihre Massenträgheit weiterfliegen zu lassen, war ihm völlig fremd.
  2. a b Die US-amerikanische Presse, tendenziell sehr patriotisch, „vergisst“ auch gerne die deutsche Beteiligung am Projekt. Bekanntes Beispiel dafür ist Destroyed in Seconds vom Discovery Channel, der öfters Militainment und Lobgesänge auf US-Waffentechnik produziert. Die Folge sind fakten- und geschichtsfreie Artikel, wie unter dem Lemma „Supermaneuverability“ in der englischsprachigen Wikipedia.
  3. A8 = Düsenhalsfläche, A9 = Düsenaustrittsfläche
  4. Die minimalste Wendegeschwindigkeit bei maximalem Lastvielfachen. Hier wird die höchste Wenderate erzielt.

Meinungsumfragen[Bearbeiten]

Im Zeitraum von April 1997 bis Oktober 1998 führte die NATO RTO Working Group 27 zwei Meinungsumfragen unter Kampfflugzeugpiloten durch. Die erste Umfrage „Operational Need“ beschäftigte sich mit der Frage, welche Nützlichkeit die Piloten bestimmten Fähigkeiten eines agilen Kampfflugzeuges zuschreiben würden. Beteiligt waren 23 US-Piloten (5 NASA, 13 USAF Air Warfare Center, 5 USAF), 11 der schwedischen Luftwaffe, 3 der Bundesluftwaffe und 2 Franzosen. Die durchschnittliche Flugerfahrung betrug 2.589 Stunden (900 bis 9000). Die Piloten repräsentierten die Crème de la Crème, welche Flugerfahrung mit X-31, F-18 HARV, F-15 ACTIVE, F-16 MATV, Harrier, F-22 Raptor, F-18, MiG-29, Rafale, Gripen und Typhoon hatten. Bewertet werden sollte nach einer offenen Diskussion in einem anonymen Fragebogen die Nützlichkeit von 12-g-Enveloppe, Helmvisier, negativen g-Lasten und des Fluges mit hohen Anstellwinkeln/3D-Schubvektortechnik, sowie die Performance zweier US-amerikanischer Anti-g-Anzüge auf einer Skala von 1 bis 7.[45]
Die Piloten bewerteten die Nützlichkeit des Helmvisiers am höchsten, gefolgt vom Flug mit hohen Anstellwinkeln/3D-Schubvektortechnik. Danach folgten die 12-g-Enveloppe, und abgeschlagen die negativen g-Lasten. Die Bewertung war dabei teilweise sehr unterschiedlich nach Nation: Schwedische Piloten bewerteten alles (in absoluten Zahlen) etwas geringer, jedoch die 12-g-Enveloppe am höchsten. US-Piloten, welche die Masse der Piloten in der Umfrage ausmachten dominierten folglich mit ihrer „nationalen Präferenz“ von Helmvisier, hohe Anstellwinkel/3D-Schubvektortechnik und 12-g-Enveloppe die Umfrage, wobei die Abstufungen gering waren. Deutsche Piloten maßen dem Helmvisier ebenfalls den höchsten Wert zu, bewerteten allerdings 12-g-Enveloppe und hohe Anstellwinkel/3D-Schubvektortechnik als gleich nützlich. Negative g-Lasten bewerteten die deutschen Piloten besser als ihre schwedischen Kollegen, aber schlechter als die US-Flieger.[45]
In der Diskussion wurden gefühlte Probleme und Wünsche verschiedener Systeme angesprochen: Gutes Sichtfeld bei HMDs, Probleme mit Ungemütlichkeit und G-LOC bei 12 g, Nutzlosigkeit des HUD wenn nicht direkt nach vorn gesehen wird, Desorientierung beim Flug mit hohen Anstellwinkeln, Angst aus Versehen in den Strömungsabriss zu ziehen und dann schnell Energie zu verlieren (weswegen die X-31 mit Force-Feedback-Grenze ausgerüstet wurde) und der Forderung nach sorgenfreiem Manövrieren. Die erfahrenen Piloten waren zufrieden mit der HOTAS-Technik; das Bedienen von 50 Funktionen wurde nicht als Problem gesehen. Berührungsbildschirme wurden als unreife Technik betrachtet, und die Zuverlässigkeit von Sprachsteuerung in Frage gestellt. Automatische Kollisionsvermeidung wurde gefordert.[45]
In der zweiten Umfrage „Situational Awareness“ wurden kognitive und physiologische Fragen zum Situationsbewusstsein 29 Piloten vorgelegt. Davon kamen 3 aus Deutschland, 12 aus Schweden, 8 aus Frankreich, 5 aus den Niederlanden und einer aus den USA. Die Flugerfahrung lag bei durchschnittlich 2490 Stunden, auf Typen wie F-16 Falcon, MiG-29, JAS 39 und Mirage 2000. Die Fragen betrafen u.a. die Nützlichkeit eines Zwei-Personen-Cockpits (52 % negativ, 38 % positiv, 10 % unentschlossen), Nutzen von HUD, HMD, 3D-Audiosystem und Spracheingabe, sowie Fragen zum Pilotentraining und der Akzeptanz (positiv) von automatischen Manövern.[46]

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. a b c d e f g h i j k  Holger Friehmelt et al.: X-31A TACTICAL UTILITY FLIGHT TESTING. In: AGARD Flight Vehicle Integration Panel Symposium on Advances in Flight Testing. September 1996.
  2. a b c d e f g h i j X-31: breaking the stall barrier. In: Flight International. 11. Juli 1987, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  3. a b X-31A receives funding. In: Flight International. 24. September 1988, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  4. a b c d e MBB stresses its involvement in X-31. In: Flight International. 20. Juni 1987, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  5. a b c d e f g h i j k l m n o p q Flight beyond normal limits. In: Flight International. 9. Mai 1990, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  6. a b c X-31 design frozen. In: Flight International. 5. September 1987, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  7. a b c d e f g Rockwell plans X-31 testing. In: Flight International. 7. Januar 1989, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
  8. a b c Rockwell and MBB roll out X-31A. In: Flight International. 7. März 1990, abgerufen am 21. April 2014 (englisch).
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