Сверхзвуковые самолеты

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.