Загрузка...


В -1 фирмы «Рокуэлл интернэшнл»-четырехместный бомбардировщик стратегической авиации-США, 1974 г.

Рис. 2.184. Стратегический бомбардировщик В-1 в полете.


История создания. Принятое в декабре 1959 г. решение американского правительства об аннулировании программы разработки стратегического бомбардировщика ХВ-70 заставило воен- но-воздушные силы пересмотреть требования к преемнику околозвукового самолета «Страто- фортресс» В-52 фирмы «Боинг». Проектные проработки нового самолета были начаты в 1962 г., а в 1965 г. программа получила обозначение AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft). В ноябре 1969 г. пяти фирмам были сделаны предложения о разработке проектов, а 5 июня 1970 г. был заключен контракт с фирмой «Норт Америкен Рокуэлл» (позднее она стала называться «Рокуэлл интернэшнл») на строительство трех опытных образцов самолета В-1 с изменяемой геометрией крыла. Стоимость программы была оценена в 1,351 млрд. долл. (в августе 1975 г. число заказанных опытных образцов было увеличено до четырех, а стоимость возросла до 1,93 млрд. долл.). При этом предусматривалось, что в конце 70-х годов будет начато серийное производство 241 самолета с единичной ценой ~ 12 млн. долл. Строительство макета самолета было закончено 5.11.1971 г. В это же время выяснилось, что стоимость всей программы увеличится до 8,5 млрд. долл., а стоимость одного серийного самолета-до 35,2 млн. долл. Испытания в аэродинамической трубе моделей более чем 40 различных конфигураций продолжались в течение 5 лет (22 тыс. ч трубных испытаний). Первый опытный образец самолета был облетан 23.12.1974 г. После очередного подсчета действительных затрат оказалось, что стоимость программы возрастет до 18,63 млрд. долл., а стоимость одного самолета-до 76,4 млн. долл. В начале 1975 г. обе стоимости соответственно были уточнены еще раз: 20,572 млрд. долл. и 100 млн. долл.

В 1975-1977 гг. судьба самолета все еще была неопределенной, так как отсутствие решения о запуске самолета в серийное производство было вызвано не только 10-кратным увеличением стоимости серийного самолета по сравнению с установленной первоначально, но и боевыми качествами самолета, которые ухудшались по мере разработки самолета (в частности, в октябре 1974 г. пришлось отказаться от отделяемой кабины экипажа, а в июле 1975 г.-от регулируемых воздухозаборников) ввиду превышения на 15 ? массы пустого самолета по сравнению с проектной. Масса самолета возросла в связи с тем, что первоначально самолет проектировался на M = 2,1, однако во время первого полета на нем была достигнута скорость лишь 1331 км/ч, а 19.09.1975 г., во время 17-го полета,-максимальная скорость 1558 км/ч, что также было недостаточно. В результате этого высказывались даже предложения ограничить максимальную скорость величиной M = 1,4 (на высоте ~9000 м), достигнутой на начальном этапе испытаний.

Наконец, в июне 1977 г. было принято решение отказаться от серийного производства самолета. За это время были построены лишь три опытных образца (второй и третий облетаны 14.06 и 1.04.1976 г.). В 1977 г. фирма «Дженерал дайнемикс» предложила заменить В-1 самолетом FB-111H. Позднее был построен четвертый экземпляр (несмотря на отказ Министерства обороны США от запуска самолета в серийное производство, фирма не прекратила работ) и продолжены испытания. Программа испытаний была завершена в апреле 1981 г., и вопрос о серийном производстве самолета снова стал предметом обсуждения на правительственном уровне Ч Всего на четырех опытных экземплярах было выполнено 247 полетов и налетано 1895 ч. Процесс летных испытаний самолета занял около 6 лет.

Описание самолета. В-1 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с крылом изменяемой геометрии. Счетверенная для повышения надежности гидравлическая система обеспечивает изменение стреловидности передней кромки крыла в диапазоне 15-67° 30', причем взлет и посадка совершаются при угле стреловидности 15°, полет с дозвуковой скоростью-при 25°, со сверхзвуковой-65°, а полет на малых высотах-при 50-55°. Управление положением консолей осуществляется вручную. Одной из характерных черт самолета является использование укрупненного центроплана с наплывом, обладающим криволинейной передней кромкой. Центроплан представляет собой кессонную моноблочную конструкцию и воспринимает нагрузки не только от подвижных частей крыла, но и от двигателей и главных стоек шасси. Конструкция поворотных консолей-двух – лонжеронная, с дополнительными стенками, моноблочная, с обшивкой из укрупненных панелей. Консоли оснащены шестисекционными предкрылками, расположенными вдоль всего размаха, четырехсекционными интерцепторами и шестисекционными выдвижными щелевыми закрылками. Предкрылки используются только во время взлета и отклоняются на угол 20°. Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°, а интерцепторов 70°. При стреловидности более 20° две корневые секции закрылков блокируются, как и внешние секции интерцепторов, при M › 1. Кессонные части консолей крыла и центроплана используются в качестве топливных баков.

В октябре 1981 г. правительством США принято решение о производстве 100 бомбардировщиков В-1 В, которые в результате модернизации должны обладать улучшенными летно- техническими характеристиками (см. ниже) и в первую очередь уменьшенной ЭПР (в 10 раз по сравнению с В-1 и в 100 раз по сравнению с В-52) за счет применения технологии Stealth- Прим. ред.


Рис. 2.185. Проекции стратегического бомбардировщика В-1.


Рис. 2.186. Опытный образец бомбардировщика В-1.


Вертикальное оперение-классическое, горизонтальное, выполнено в виде управляемого дифференциального стабилизатора. Угол отклонения руля направления составляет + 25°, плоскостей горизонтального оперения в канале тангажа 10° вверх и 25° вниз, а в канале крена + 20°. В самолете использована активная система демпфирования изгибающих колебаний фюзеляжа в области кабины экипажа при полетах на малой высоте и в неспокойной атмосфере. Гашение колебаний осуществляется с помощью двух треугольных управляющих поверхностей (площадь 1,34 м2 , стреловидность передней кромки 60°), расположенных в носовой, нижней части фюзеляжа. Они отклоняются (только при убранном шасси) независимо друг от друга со скоростью 200°/с в диапазоне ± 20°, обеспечивая экипажу необходимый комфорт во время полета. Использование переднего оперения позволило выполнить носовую часть фюзеляжа в виде конструкции с малой жесткостью.

Фюзеляж самолета (типа полумонокок) спроектирован в соответствии с правилом площадей. Кроме кабины экипажа, ниш уборки передней и главных стоек шасси и отсека оборудования, в фюзеляже находятся топливные баки и три бомбовых отсека (два перед нишей главных стоек шасси и один за ней) длиной 4,57 м. Передние отсеки приспособлены для размещения в них дополнительных топливных баков с 9980 кг топлива в каждом. В кабине экипажа поддерживается постоянное давление, соответствующее высоте 2440 м над уровнем моря. Экипаж состоит из двух пилотов и операторов систем защиты и атаки. На первых опытных образцах устанавливались отделяемые кабины. В этих кабинах предусматривалась возможность установки двух дополнительных кресел или коек для сна. У четвертого опытного образца конструкция была изменена за счет применения катапультируемых сидений класса 0-0 для каждого члена экипажа.

Шасси – трехстоечное, передняя стойка (двухколесная) убирается вперед, главные (с четырехколесными тележками) крепятся к центроплану и убираются наискось назад в фюзеляж. Планер рассчитан на 13 500 ч полета и на 25-27 лет эксплуатации (при перегрузке от + 3 до – 1). 41,3% массы конструкции самолета составляют детали из сплавов алюминия, 22,5%-из сплавов титана, 8,5%-из стали и 27,7%-из композитов и других неметаллических материалов.

Самолет оснащен электронной аппаратурой, предназначенной для решения навигационных, пилотажных и боевых задач. Навигационная система повышенной точности состоит из инерциального блока, бортового вычислителя и различных вспомогательных устройств. Предусматривалась установка аппаратуры спутниковой связи для определения точных координат самолета с помощью ИСЗ и коррекции траектории полета. Навигационная система позволяет точно определять положение самолета на любом этапе полета в любой момент времени, что особенно важно при пуске ракет класса воздух-земля. Пилотажная система осуществляет автоматическую стабилизацию самолета относительно трех осей, управляет передним оперением, реализует заданную траекторию полета и обеспечивает автоматизированный заход на посадку. Система защиты самолета состоит из РЛС обзора и сопровождения целей по передней полусфере (предусматривается установка РЛС и в хвостовой части самолета для наблюдения за задней полусферой), включая наблюдение за землей, вычислительного устройства, аппаратуры контроля облучения самолета РЛС противника и активного радиопротиводействия.

Двигательная установка. Самолет оснащен четырьмя турбовентиляторными двигателями F101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой 75,61 кН (7710 кГ) без форсирования и 133,47 кН (13 610кГ) с форсированием. Двигатели размещаются в двух подкрыльных гондолах попарно и имеют индивидуальные воздухозаборники. На первом опытном образце воздухозаборники регулировались с помощью трехсекционной подвижной рампы. На последующих образцах самолетов были использованы нерегулируемые воздухозаборники.


Рис. 2.187. Принцип создания аэродинамических сил для демпфирования вибраций носовой части фюзеляжа самолета В-1.


Топливная система самолета состоит из крыльевых и фюзеляжных кессон-баков общей емкостью 73 000 кг. Самолет оборудован системой дозаправки в воздухе.

Вооружение. В трех бомбовых отсеках самолет может нести бомбы или ракеты общей массой 24 000 кг (по 8000 кг на отсек). Предполагалось оборудовать каждый отсек барабанными выдвигаемыми блоками для пуска ракет SRAM 1) (по 8 ракет на каждый блок). Крупногабаритную боевую нагрузку самолет может нести на подкрыльных и подфюзеляжных узлах подвески. Кроме того, самолет может быть оснащен ракетами класса воздух – воздух и противорадиолокационными ракетами, входящими в систему обороны самолета.

1) На самолете В-1В предусмотрено размещение крылатых стратегических ракет-Прим. ред.


Летно-технические данные

В-1

В-1 В


Размах крыла, м

41,67/23,84

41,67/23,84


Длина, м

43,68 (45,78 43,68с ПВД)

(45,78 с ПВД)


Высота, м

10,24

10,24


Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2

216/224 1)

225/238


Масса пустого самолета, кг

73 000 2)

81620


Максимальная взлетная масса, кг

176 810 2)

216360


Максимальная посадочная масса, кг

158 757 2)


Грузоподъемность (макс.), кг

52160

56700


Емкость внутренних топливных баков, кг

73 000


Удельная нагрузка на крыло, кг/м2

818


Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/ /даН

3,31

3,6


Максимальное число Маха

2,0 3)

1,2


Максимальная скорость у земли, км/ч

1205 3)

1100


Крейсерская скорость, км/ч

780

780


Максимальная дальность при нагрузке 24 000 кг без дополнительных баков, км 9815 3)

12560


1) Ориентировочные данные. Некоторые источники приводят значение 181,2 м2 .

2) В конечном итоге массовые характеристики самолета существенно увеличились-Прим. ред.

3) Проектные данные.









Главная | В избранное | Наш E-MAIL | Добавить материал | Нашёл ошибку | Наверх