Раритеты американской авиации

Текст добавлен: 6 октября 2016, 22:18

Текст книги "Раритеты американской авиации"

Автор книги: Иван Кудишин

Жанр:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 5 (всего у книги 7 страниц)

Назад к карточке книги

Норт Америкен В-70 «Валькирия»

Фюзеляж типа полумонокок был выполнен в соответствии с правилом площадей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась, открывая летчикам хороший обзор на полосу. Кабина экипажа, состоявшего из двух человек, была герметизирована. На бомбардировщике численность экипажа предполагалось довести до четырех человек за счет включения в него, помимо двух летчиков, штурмана– бомбардира и оператора оборонительной системы. В кабине поддерживалось давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м, что позволяло экипажу обходиться без высотных скафандров. Катапультируемые кресла-капсулы имели две створки, образующие при закрытии индивидуальные герметические спасательные «спускаемые аппараты» с автономной системой наддува и кислород– ] ной системой. Капсулы обеспечивали аварийное покидание самолета на высотах от уровня моря до 24 000 м. Входная дверь располагалась с левого борта впереди ПГО.

Переставное (диапазон углов отклонения 6°) ПГО площадью 24,64 кв. м со стреловидностью по передней кромке 31,7° использовалось для продольной балансировки самолета на дозвуке и как дестабилизатор при числе М›1. Закрылки ПГО отклонялись на угол до 25° совместно с элевонами на взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парировали момент тангажа, возникавший при взлетно– посадочном зависании элевонов, что давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при числах М‹0,88, даже при отклонении расположенных на нем закрылков. Это приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Тряска исчезала по мере роста скорости.

Шасси трехопорное с передней опорой. Двухколесная носовая стойка и основные стойки с четырехколесными тележками убирались разворотом назад, причем тележки основных стоек при уборке поворачивались на 90°, а затем становились вертикально вдоль стойки и укладывались плашмя вдоль вертикальных стенок канала воздухозаборника. Кинематика уборки основных стоек отличалась большой сложностью. Все колеса и пневматики имели одинаковый размер (диаметр 1060 мм) и рассчитывались на температуру нагрева до 180°С. Отсеки шасси имели принудительное охлаждение. Тормоза дисковые, устанавливались отдельно от колес для повышения эффективности охлаждения. Имелись автоматы торможения. Масса шасси составляла более 5400 кг.

При посадке использовались три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси составляла 14,1 м, колея – 7,1 м.

Выкатывание самолета Норт Америкен ХВ-70А

Двигатели – шесть одноконтурных ТРДФ YJ93– GE-3 – были установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя был 1,33 м, длина – 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещался под фюзеляжем и имел центральный клин, разделявший воздухозаборник на два канала, каждый из которых подавал воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществлялось перемещением трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. На верхней части крыла располагались перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором – полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м состоял из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сужающиеся-расширяющиеся сопла двигателей обеспечивали непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями, но в конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой «Норт Америкен» на истребителе-перехватчике F-86D.

Статическая тяга двигателя YJ93-3 на уровне моря составляла около 13 600 кгс, из которых приблизительно 34% создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги шло непрерывно. ТРД имел одновальный компрессор с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпуса компрессора и двухступенчатой турбины были сделаны разъемными для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины имели воздушное охлаждение, что позволяло повысить рабочую температуру турбины на несколько десятков градусов по сравнению с температурой лопаток у других тогдашних ТРДФ. По данным фирмы «Норт Америкен», самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета уменьшалась при этом приблизительно на 7%.

ТРДФ YJ93 специально рассчитывался на число М = 3, и в нерасчетных условиях его характеристики значительно ухудшались. Так, при скорости, соответствующей числу М = 2, вследствие снижения аэродинамических характеристик и КПД двигателей дальность полета самолета ХВ-70 уменьшалась приблизительно на 15%.

При газовках на земле двигатели охлаждались воздухом, поступавшим через вспомогательные створки. В полете при М = 3 двигатель ! охлаждался избыточным воздухом, отводимым из воздухозаборника и циркулировавшим по каналам вокруг двигателя. Температура выхлопных газов была очень высока. Хотя конструкция самолета в зоне двигателей сравнительно мало нагревалась и форсажная камера эффективно охлаждалась воздушным потоком, при максимальном форсировании тяги из сопла двигателя вырывался длинный поток сильно нагретых газов, значительно демаскировавших самолет в ИК и видимом диапазоне.

Запуск двигателей на земле осуществлялся с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался твердотопливным стартером и затем использовался для привода гидродвигателя, от которого производился пуск остальных двигателей.

Стандартное топливо – авиационный керосин JP-4 – нельзя было использовать из-за высокого давления паров и чрезмерного испарения. Более подходящим оказалось его производное – JP-6, с более низким давлением паров, повышенной термической стабильностью и меньшим осадкообразованием. Топливо размещалось в 11 баках-отсеках (шесть в крыле и пять в хвостовой части фюзеляжа). В ходе постройки самолета встретились трудности с герметизацией топливных баков. На первом самолете один из баков не использовался из-за того, что так и не удалось добиться необходимой герметичности. Начало летных испытаний второй машины было сдвинуто на полгода в основном из-за дополнительных работ по уплотнению баков. Уплотнение выполнялось вручную, причем техников, занимавшихся этой работой, приходилось буквально заваривать внутри баков, извлекая их затем через минимально возможное по размерам отверстие в герметизации, после чего работу заканчивали уже снаружи. У техников было зафиксировано несколько случаев приступов клаустрофобии.

Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 часа из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших крейсерских высотах. Вначале топливо перекачивалось из заправщика во второй пустой заправщик, где продувалось сухим азотом под высоким давлением для вытеснения кислорода, и лишь потом поступало в топливные баки, которые в полете также наддувались азотом. На серийном бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.

Система управления самолетом – бустерная необратимая, с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления – тросовая, ПГО – жесткая. Было возможно ручное управление рулями направления и ПГО в случае аварии. Имелась электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивавшая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.

Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 280 кгс/кв. см, способной работать при температуре от – 54 до 230°С, а кратковременно – даже до 340°С. Гидросистема состояла фактически из четырех независимых одновременно работавших систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначалась она для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, а также аварийного генератора.

Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) запитывалась через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ, приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ приводился от гидродвигателя.

Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входили: инерциальная навигационная система с гиростабилизированными платформами и астронавигационная система с блоком астросопровождения. Вычислитель позволял осуществлять полет по запрограммированному маршруту, непрерывно определял текущее местоположение самолета, время полета и расстояние до цели. Использовалась также радионавигационная система TACAN, система опознавания госпринадлежности, аппаратура для встречи бомбардировщика с самолетом-заправщиком и для посадки по приборам. На бомбардировщике предполагалось применить доплеровский радиолокатор фирмы «Дженерал Электрик» с высокой разрешающей способностью. Экспериментальный образец РЛС прошел летные испытания. Оборонительная система, разрабатывавшаяся фирмой «Вестингауз», должна была включать радиолокационные и ИК-станции помех. Рабочее место оператора оборонительной системы располагалось за креслом командира экипажа. Предполагалось, что общая масса целевого оборудования на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.

Самолет Норт Америкен ХВ-70А в сопровождении учебного самолета «Тэлон»

Бомбоотсек длиной 9,1 м располагался в нижней центральной части фюзеляжа, между изогнутыми каналами воздухозаборника. В нем предполагалось размещать ядерные и неядерные бомбы. В начале программы намечалось также подвешивать в отсеке баллистические ракеты, а под крылом крылатые ракеты – то есть планировалась схема, реализованная позднее на дозвуковом бомбардировщике В-52. Однако впоследствии от внешней подвески отказались. Программа баллистической ракеты Мартин WS-199B «Болд Орион», первоначально предназначавшейся для В-70, была со временем аннулирована. Двухступенчатая баллистическая ракета AGM-48 «Скайболт», разработка которой началась в 1959 году также с прицелом на внутреннее размещение в грузоотсеке В-70, при длине 11,6 м не умещалась в отсеке не только «Валькирии», но и В-52, для которого предназначалась прежде всего. Предлагалось использовать на «Валькирии» одноступенчатый вариант «Скайболта», но это предложение также не было реализовано.

После того как В-70 переклассифицировали в экспериментальную машину, в бомбоотсеке расположили аппаратуру системы управления воздухозаборником массой 2,0 т и аналого-цифровую записывающую аппаратуру массой 2,7 т, способную регистрировать до 1050 параметров. Регистрирующая аппаратура вначале могла работать непрерывно в течение 40 минут. К июню 1965 года время записи было увеличено до 63 – 64 минут, в дальнейшем благодаря применению более тонкой ленты его увеличили до 90 минут. До 80 млн. бит информации собиралось за один полет.

Американская авиационная пресса высказывалась о новом самолете поначалу весьма оптимистично.

В мае 1956 года сообщалось, что бомбардировщик WS– 110с двигателями на «химическом» топливе должен иметь дальность 10 тыс. статутных миль (около 16 500 км) при полете на высоте 21 км и способность достигать числа М = 2 над целью. В ноябре 1956 года писали, что, по сообщению хорошо информированных источников, сверхзвуковые бомбардировщики по проектам «Боинга» и «Норт Америкен» будут иметь двигатели на редком химическом топливе (на базе лития, бора и т. д.), смогут достигать М = 3…4 и высоты полета около 23 км. Сообщалось и о том, что генерал К. Ле Мей вначале требовал создания бомбардировщика с рабочей высотой 38 км и дальностью около 7200 км. Этот бомбардировщик должен был сближаться с целью на средней сверхзвуковой скорости, сбрасывать нагрузку и уходить от цели при числе М = 4…5. В сентябре 1959 года утверждалось, что В-70 предназначен для доставки ядерного оружия – водородной бомбы с зарядом мощностью 10 Мт «вместе» с баллистическими ракетами. В официальных заявлениях представителей Пентагона и ВВС перечислялись требования к «проектируемым сверхзвуковым бомбардировщикам», в частности: бомбардировщик должен был быть способен длительное время патрулировать в воздухе в состоянии боевой готовности в возможных зонах пуска ракет. Основная цель этого требования – снизить уязвимость бомбардировщиков на земле. Бомбардировщик также должен был быть экономичным при доставке обычного оружия, что могло стать необходимым в случае запрещения атомного оружия. В-70 в этом отношении, кстати, был еще менее экономичен, чем ракеты, так как стоимость самолета по сравнению с ущербом, который он смог бы нанести с применением обычного оружия, настолько высока, что закупка самолетов В-70 становилась совершенно нецелесообразной.

Первым ударом стало прекращение в декабре 1959 года разработки В-70 как системы оружия. Новыми планами предусматривалась постройка одного экспериментального ХВ-70 без навигационно-бомбардировочной системы и системы вооружения. ВВС США все же не теряли надежды довести работы по бомбардировщику до серийного производства и в октябре 1960 года добились восстановления программы разработки самолета как системы оружия. Однако в апреле 1961 года, после прихода президента Кеннеди на смену Эйзенхауэру, программа была вновь сокращена до постройки трех экспериментальных машин, в том числе двух ХВ-70А без боевых систем и с экипажем из двух человек, а также одного ХВ-70В с навигационной системой, вооружением и экипажем из четырех человек.

К этому времени успешные запуски первой американской МБР «Атлас» подтвердили перспективность ракетного оружия и поставили под сомнение саму необходимость пилотируемых бомбардировщиков. Но главное, появление в СССР первых дальних мобильных зенитных ракетных комплексов заставило сделать вывод, что по уязвимости сверхзвуковой В-70 будет ненамного лучше дозвукового В-52. Такое все более распространявшееся мнение в дальнейшем подтвердилось, но в то время абсолютной уверенности в подобных прогнозах не было, и программа самолета В-70 вступила в полосу неопределенности, продолжавшуюся в течение почти пяти лет.

Было предложено три пассажирских варианта бомбардировщика (от минимально модифицированного варианта до глубокой модификации), проводились исследования варианта бомбардировщика В-70 с ядерной силовой установкой. В 1960 году рассматривалась возможность применения самолета В-70 в качестве сохраняемой первой ступени космических ДА и, в частности, для ракетоплана «Дайна Сор», но этот проект был отклонен. В 1962 году одно время изучалось создание разведчика-бомбардировщика RS-70, однако решение было принято в пользу разработки стратегического разведчика «Локхид» SR-71, а программа ХВ-70 осталась без изменений. Наконец, в марте 1964 года произошло последнее сокращение программы – до двух двухместных экспериментальных самолетов ХВ-70А без боевых систем. Р. Макнамара, министр обороны в администрации Кеннеди, известный введением критерия стоимость-эффективность для оценки оружия, высказался о «Валькирии» так: «Мы пришли к заключению, что В-70 не сможет повысить мощь наступательного оружия настолько, чтобы оправдать его чрезвычайно высокую стоимость. Учитывая все повышающиеся характеристики ракет класса «земля-воздух», а также скорость и высоту полета самолета В-70, он не будет иметь существенных преимуществ (перед имеющимися бомбардировщиками). Мы планируем завершить сокращенную программу разработки, продемонстрировать техническую осуществимость конструкции самолета, а также некоторых основных систем, необходимых для полета с большой скоростью и на большой высоте».

Рекламный полет самолетов «Валькирия», «Старфайтер», «Фантом», «фридомфайтер» и «Тэлон»

Несмотря на исследовательскую направленность работ по ХВ-70А, сохранялась вероятность дооборудования самолета в бомбардировщик в случае изменения обстановки, и в СССР испытания «Валькирии» с полным основанием рассматривались как реальная угроза. Даже в 1966– 1967 годах эта машина в нашей стране считалась не экспериментальной, а боевой.

Трудоемкость инженерно-технических работ по созданию самолета составила 14,5 млн. чел./ч, было израсходовано 1,3 млрд. долларов. Первому полету самолета предшествовали обширные испытания моделей в аэродинамических трубах, объем которых достиг 14 тысяч.

Первый самолет ХВ-70 был построен в мае 1964 года и впервые поднялся в воздух 21 сентября 1964 года. Расчетная скорость, соответствующая числу М = 3, была достигнута в 17-м полете 14 октября 1965 г.

Во время испытаний возникла проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток отодрал от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02x0,91 м и 0,20x0,97 м) вздувшиеся участки листов.

В ходе летных испытаний имели место неприятности с шасси – в частности, неразворот тележек основных стоек. На стенде сложная кинематика работала без сбоев, но в полете, после длительного пребывания на сверхзвуке, тележки шасси вышли из отсеков, но в горизонтальное положение не развернулись. После уборки и повторного выпуска шасси тележки все же заняли штатное положение. Причиной этого происшествия оказалось термическое расширение тяг и качалок кинематики основных стоек. Были также случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В ходе одной из таких посадок левая тележка шасси воспламенилась от трения об полосу, а обода двух колес сточились более чем на треть. В то же время шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень высокой массе самолета – 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3 – 4 посадки, затем он был доведен до 5 – 10 посадок.

Силовая установка также доставила немало хлопот испытателям. Как и на «трехмаховом» разведчике SR-71, в полете неоднократно нарушалась расчетная работа воздухозаборника из-за образования выбитой ударной волны на входе. Особенно неблагоприятные последствия от этого явления наступали при числе М = 3: резко падала тяга, возникали грохот и тряска, самолет совершал непроизвольные движения по крену, тангажу и рысканию. Одной из крупных эксплуатационных проблем с двигателями были их частые повреждения посторонними предметами: заклепками, птицами, льдом из дренажных каналов. Но в то же время подсос предметов с ВПП в воздухозаборники на взлете не отмечался ни разу. Титановые лопатки, использованные в компрессоре ТРД YJ93, имели значительно большую повреждаемость по сравнению со стальными. Только за неполные первые два года испытаний потребовалось 25 раз снимать двигатели с самолета для ремонта по причине выхода из строя компрессоров.

Второй самолет совершил первый полет 17 июля 1965 года, но просуществовал он менее года: в 46-м полете 8 июня 1966 года он разбился в результате столкновения с сопровождавшим его истребителем F-104.

Столкновение самолетов «Старфайтер» и «Валькирия»

Эта случайная трагедия, приведшая к потере многомиллионного самолета, получила широкий резонанс в американской печати. Она произошла в полете, организованном по заказу фирмы «Дженерал Электрик» для рекламной съемки самолетов, на которых установлены двигатели ее разработки. С фотосъемщика «Лир Джет» планировалось запечатлеть полет строем «клин» пяти самолетов – «Валькирия», Локхид F-104N «Старфайтер», Макдоннелл-Дутлас F-4B «Фантом», Нортроп F-5 «Фридомфайтер» и Т-38 «Тэлон». «Дженерал Электрик» просила включить в состав этой группы и бомбардировщик Конвэр В-58 «Хастлер», но ей отказали. Полет управлялся с командного пункта авиабазы Эдвардс, поскольку радиооборудование «Лир Джета» и ХВ-70 было несовместимо. Съемки практически уже завершились, когда «Старфайтер», летевший справа от «Валькирии», ударился левым концевым крыльевым баком об отклоненную правую концевую часть ее крыла. Повредив свое левое полукрыло, «Старфайтер» резко наклонился влево и, перевернувшись, скользнул над хвостом «Валькирии», срезав часть ее правого киля и почти полностью снеся левый киль. Своим носом «Старфайтер» также ударил сверху по левой консоли «Валькирии». Сразу после этого «Старфайтер» взорвался из-за того, что топливо, хлынувшее из его разрушенного бака, мгновенно воспламенилось от выхлопных газов «Валькирии». Летчик Джозеф А. Уокер погиб.

45-летний Дж. Уокер был старшим летчиком-испытателем НАСА и считался одним из наиболее опытных американских пилотов. При общем налете около 5 тысяч часов он совершил 25 полетов на экспериментальном гиперзвуковом самолете Норт Америкен X-15, причем установил на нем рекорды скорости и высоты полета. Все же расследовавшая катастрофу комиссия склонилась к мнению, что вероятная причина столкновения – ошибка Уокера, поскольку бортовые системы самолетов работали нормально, атмосфера была спокойной, видимость хорошей, признаков внезапного заболевания у летчиков не обнаружено, а гипотезу, что соударение обусловлено подсосом истребителя вследствие завихрения воздушного потока между ним и «Валькирией», признали несостоятельной. Уокер, по-видимому, выдерживал дистанцию до ХВ-70, визуально контролируя расстояние от своего самолета до передней секции фюзеляжа ХВ-70. Если это так, то крыло «Валькирии» находилось вне поля зрения пилота.

«Валькирия» продолжала лететь прямо еще 10– 15 секунд, после чего накренилась вправо, опустила нос и вошла в интенсивное движение по рысканию. Часть ее левой консоли отлетела из-за чрезмерной перегрузки, а затем самолет попал в плоский штопор. Первый летчик Элвин С. Уайт, шеф– пилот фирмы «Норт Америкен», благополучно спасся, отделавшись небольшими травмами, так как вовремя привел в действие систему аварийного покидания, второй летчик Карл С. Кросс погиб.

Самолет «Валькирия» в плоском штопоре

К. Кросс был опытным пилотом с общим налетом более 8500 часов, но на «Валькирии» он совершал первый вылет, который для него оказался и последним. Вероятная причина того, что он не смог катапультироваться, попадание ХВ-70 в плоский штопор. Дело в том, что закрытие створок капсулы и ее катапультирование происходили только после предварительного смещения кресла назад давлением сжатого газа. Центробежная сила, возникающая при вращении самолета в плоском штопоре, оказалась на «Валькирии» весьма значительной из-за большого выноса кабины экипажа относительно центра масс самолета и воспрепятствовала перемещению кресла назад. Аварийная ручная система перемещения кресла также не могла преодолеть действия центробежных сил.

Потеря второй «Валькирии» стала большим ударом по программе скоростных испытаний, так как этот образец самолета был оборудован автоматической системой управления воздухозаборником и летчики предпочитали выходить на числа М›2,5 именно на этом образце ХВ-70. Именно на втором самолете была выполнена оговоренная контрактом задача – продемонстрировать установившийся полет при М = 3 продолжительностью не менее 30 минут. Полет с М = 3, проходивший 19 мая 1966 года на высоте около 21 км, длился 32 минуты. Тем самым фирма заработала 275 тысяч долларов – вознаграждение, предусмотренное контрактом с ВВС. Испытания оставшегося первого самолета продолжались еще два с половиной года: последний испытательный полет он совершил 17 декабря 1968 года, а 4 февраля 1969 года был передан в музей ВВС. Налет обоих самолетов составил 249 часов 22 минуты в 128 полетах, из них 106 часов 48 минут на сверхзвуковых скоростях и 51 час 34 минуты при М›2.

На ХВ-70 предполагали достичь сверхзвукового аэродинамического качества 8 – 8,5, дозвукового – около 12-13. Достаточно высокое крейсерское качество «Конкорда» и Ту-144 – бесхвосток без ПГО, было получено благодаря совершенствованию методов аэродинамического расчета, что позволило применить крыло оживальной формы.

В отличие от В-58, который одно время предлагалось модифицировать в маловысотный бомбардировщик, по «Валькирии» подобных предложений не было. Одна из причин этого – ее чрезмерная чувствительность к турбулентности атмосферы. «Валькирия» обладала таким недостатком, несмотря на то что удлинение крыла у нее было несколько меньше, чем у других самолетов, рассчитанных на длительный сверхзвуковой полет. Вызывалось это главным образом сравнительно малой жесткостью длинного фюзеляжа, хотя играла роль и достаточно низкая удельная нагрузка на крыло.

Падение самолета «Валькирия»

Самолет ХВ-70 стал первой за рубежом крупной сверхзвуковой аэроупругой конструкцией. Его большие размеры, применение тонкого треугольного крыла и длинного гибкого фюзеляжа обусловили необходимость масштабных расчетов на аэроупругость. Эти расчеты выполнялись с применением новейшего по тому времени инструментария – цифровых и аналоговых ЭВМ, но все же не дали хороших характеристик самолета при полете в турбулентной атмосфере. Поэтому важной экспериментальной работой стали исследования на ХВ-70 системы GASDSAS, предназначенной для парирования нагрузок от воздушных порывов и подавления аэроупругих колебаний конструкции. Эта программа являлась продолжением работы, проводившейся на самолете Боинг В-52 (системы SAS и LAMS). Система GASDSAS предусматривала отклонение элевонов по тангажу и крену, а также рулей направления по сигналам датчиков перегрузок. Исследования показали, что для уменьшения интенсивности изгибных колебаний фюзеляжа целесообразно использовать небольшие горизонтальные и вертикальные поверхности, расположенные по схеме «утка». В дальнейшем подобная система была применена на бомбардировщике В-1.

Летные исследования с участием НАСА проводились также в области аэродинамики (флаттер панелей обшивки, сопротивление трения обшивки, донное сопротивление фюзеляжа и т.д.), конструкции (аэродинамический нагрев, полетные нагрузки) и эксплуатации (шум на местности).

Пилотажные характеристики самолета оценивались летчиками в целом как очень хорошие в полете и на малых, и на больших скоростях, особенно отмечалась легкость и мягкость посадки, как у пассажирских самолетов. Большое треугольное крыло создавало у земли воздушную подушку, увеличивавшую подъемную силу на 15%. В результате вертикальная скорость в момент приземления составляла всего 0,3– 1,2 м/с.

Создание самолета ХВ-70 было крупным техническим достижением. Но хотя он и оставил глубокий след в авиации, его роль в основном свелась к освоению авиационной промышленностью новых технологических процессов производства конструкций из высокопрочных сталей и титана, которые были впоследствии применены на бомбардировщике Дженерал Дайнэмикс F-111, военно-траиспортньгх самолетах Локхид С-5 и С-141, истребителе Макдоннелл Дуглас F-4 и на других самолетах. В то же время компоновка ХВ-70 не стала образцом для последующих сверхзвуковых самолетов, хотя на нем и были предприняты масштабные исследования в рамках изучения сверхзвуковых пассажирских самолетов. Крупный недостаток пакетного размещения двигателей – увеличение массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Поэтому, например, на англо-французском сверхзвуковом пассажирском самолете «Конкорд» было решено применить более короткие разнесенные гондолы двигателей, установленные под консолями крыла. На российском Ту-144 было применено промежуточное решение – отдельные гондолы, но со сравнительно небольшим разносом и размещением под фюзеляжем.