Если выбор конструкции первых проектируемых сверхзвуковых самолетов основывался во многом на опыте и интуиции конструктора, то после окончания второй мировой войны были развернуты систематические исследования методов снижения волнового сопротивления сверхзвукового самолета.

На основании этих исследований было установлено, что для уменьшения сопротивления крыла самолета на около- и сверхзвуковых скоростях полета необходимо увеличить стреловидность крыла, уменьшить удлинение крыла и толщину профиля. При этом требовалось обеспечить высокую жесткость крыла, устранить опасность срыва потока на больших углах атаки, уменьшить перебалансировку самолета на околозвуковых скоростях полета.

Единственным видом крыла, удовлетворяющим всем этим требованиям, являлось треугольное крыло малого удлинения. Свойственная такому крылу большая корневая хорда способствовала улучшению характеристик продольного демпфирования самолета и увеличивала плечо действия элевонов, в связи с чем отпала необходимость в горизонтальном оперении. Это позволяло уменьшить сопротивление и массу самолета, получить технологические преимущества, а также устраняло трудности, связанные с компоновкой горизонтального оперения на самолете с треугольным крылом. Малоэффективность применения посадочной механизации на "бесхвостке" компенсировалась в данном случае положительным влиянием близости земли при посадке и большой площадью треугольного крыла (следовательно, сравнительно малой удельной нагрузкой на крыло).

Полученные выводы значительно стимулировали развитие реактивных "бесхвосток" с треугольным крылом малого удлинения.

Конструкторские разработки таких самолетов на начальном этапе их развития велись в двух направлениях. Некоторые конструкторы при создании высокоскоростных "бесхвосток" положили в основу своей деятельности концепцию А. Липпиша, согласно которой наилучшие результаты следовало ожидать от схемы "летающее крыло" малого удлинения К При этом внутри треугольного крыла весьма большой относительной толщины предполагалось размещать топливо, двигатели и другие агрегаты. В частности, в соответствии с этим принципом конструкторами фирмы "Дуглас" (США) Р. Смитом и Э. Хейиеманом в начале 1947 г. был разработан проект истребителя D-571 схемы "летающее крыло" малого удлинения.

Значительно более перспективной оказалась концепция сверхзвукового самолета схемы "бесхвостка" с тонким треугольным крылом. Аэродинамические исследования показали, что применение такой схемы позволяет получить меньшее волновое сопротивление, чем в случае применения схемы "летающее крыло" малого удлинения.

Первый реактивный самолет с крылом малого удлинения был построен в США в 1948 г. Этот самолет, Конвер XF-92A (Convair Model 7002), являлся опытным образцом сверхзвукового истребителя, требования на который были разработаны ВВС США в сентябре 1945 г. Самолет XF-92A схемы "бесхвостка" имел крыло треугольной формы в плане со стреловидностью 60° по передней кромке. В отличие от проектов сверхзвуковых "бесхвосток" прежних лет относительная толщина его крыла составляла всего 0,065. XF-92A имел центрально-расположенный воздухозаборник ТРД, треугольное вертикальное оперение большой площади (0,27Sкр) и элевоны на задней кромке крыла.

Результаты испытаний самолета, проводившихся до 1953 г., имели большое значение для дальнейшего развития реактивных сверхзвуковых "бесхвосток" в США, хотя из-за отсутствия в те годы достаточно мощного реактивного двигателя сверхзвуковая скорость на самолете XF-92A не была достигнута. Как и при испытаниях самолета А. С. Москалева "Стрела", у самолета XF-92A отмечались необычно большие углы атаки полета на взлетно-посадочных режимах.

На базе самолета XF-92A фирмой "Конвер" были построены экспериментальный гидросамолет Конвер XF2Y-1 "Си Дарт" (1953 г.) и ряд серийных сверхзвуковых истребителей.

Модификация	XF-92
Размах крыла, м	9.55
Длина, м	12.95
Высота, м	5.26
Масса, кг
пустого самолета	3246
нормальная взлетная	5452
максимальная взлетная	6810
Тип двигателя	1 ТРД Allison J33-A-23
Тяга нефорсированная, кН	1 х 24.03
Максимальная скорость , км/ч	1126
Крейсерская скорость , км/ч	1054
Практическая дальность, км	1200
Максимальная скороподъемность, м/мин
Практический потолок, м	15470
Экипаж	1
Вооружение:	не устанавливалось