Авиация и космонавтика 2005 11

Журнал Авиация и космонавтика

Органами управления и механизации крыла являются предкрылки, закрылки и интерцепторы. Предкрылки занимают весь размах поворотных частей крыла и отклоняются но 20 град, при взлете. Однощелевые выдвижные шестисекционные закрылки занимают значительную часть размаха поворотной части крыла. Закрылки отклоняются но 40 град. При стреловидности крыла более 20 град, две внутренние секции закрылка блокируются. При скорости более М-1 в убранном положении фиксируются также внешние интерцепторы на верхних поверхностях крыла, которые вместе с дифференциально отклоняемым стабилизатором обеспечивают управление по крену.

В

ходе проектирование фирма- разработчик изыскивало конструктивные возможности снижения аэродинамического сопротивления, работая над улучшением частной аэродинамики, особенно это касалось элементов в области неподвижной части крыла на участке его сопряжения с поворотными консолями. Была разработана специальная конструкция, состоящая из нескольких элементов, обеспечивающих при различных положениях поворотных частей крыла минимальное сопротивление этого проблемного участка конструкции самолета.

Панель, шарнирно подвешенная на фюзеляже позади шарнирного узла, накрывает поворотную часть крыла, как зализ. За ней находятся два неподвижных зализа, обеспечивающие плавность перехода между фюзеляжем и крылом, а самые задние панели служат зализом между фюзеляжем и моторной гондолой. Под крылом имеется панель, закрепленная на мотогондоле, и специальная панель, контактирующая с нижней поверхностью крыла. Эта поверхность подпружинена и поэтому отслеживает движение крыла в диапазоне эксплутационных перегрузок от 0 до 1.

Выбор типа двигателя для силовой установки был продиктован как требованиями обеспечения межконтинентальной дальности без дозаправки топливом в полете, длительного крейсерского полета со скоростью свыше М-2 на больших высотах и полета на малой высоте с большой дозвуковой скоростью и большой потребной тягой.

Выкатка первого В-1А

Второй опытный В-1A в полете на форсаже

Выбранный для В-1 ТРДДФ типа F101 фирмы Дженерал Электрик имеет требуемый цикл, согласуемый с требованиями к В-1 и приемлемые удельные расходы топлива. Этот ТРДДФ разрабатывался с конца 60-х годов в рамках программы AMSA. F101 представляет из себя двухвальный ТРДДФ со степенью двухконтурности порядка 2, имеет модульную конструкцию.

Первоначально для силовой установки В-1 предполагалось разработать воздухозаборники смешанного сжатия. Однако в ходе проработки проекта, с целью экономии массы и улучшения эксплуатационных характеристик, перешли к воздухозаборником внешнего сжатия. При этом получили некоторое снижение крейсерского числа М, при снижении массы на 610 кг. Воздухозаборники с вертикальным клином, каждый состоит из трех шарнирных секций. Створки перепуска выполнены перед самым входным сечением двигателя и регулируются с учетом температуры, число М в диффузоре канала воздухозаборника во время сверхзвукового полета. Испытания показали высокие противопомпажные запасы работы двигателя в комплекте с данными воздухозаборниками.

Мотогондолы под два двигателя F101 разнесены довольно широко в поперечной плоскости, поэтому фирма-разработчик самолета подробно изучала проблему устойчивости при отказах двигателей в полете. Для случая нормальной беспомпажной работы двигателя были определены границы углов атаки и скольжения в зависимости от скорости полета. Согласно расчетам, при отказе обоих двигателей одной мотогондолы самолет, благодаря автоматической системе управления полетом, не должен выходить за пределы безопасных режимов полета.

Топливо занимает значительную часть внутренних объемов конструкции планера. Все восемь топливных боков интегральные-встроенные, в ряде случаев через них идут проводки систем. В двух основных фюзеляжных баках установлены два подкачивающих насоса и насос, подающий топливо в систему охлаждения. Краны перекрестного питания позволяют подавать топливо в контуры охлаждения и ко всем ТРДДФ из любого бака. ВСУ в каждой гондоле получает топливо из двух основных топливных магистралей. Самолет может заправляться топливом в полете. В любом из передних отсеков вооружения можно разместить дополнительно до Ют топлива.

На самолете имеется автоматическая система изменения центровки с помощью перекачки топлива. Это система измеряет вес топливо во всех баках и вычисляет фактическую центровку. Для этого используются заложенные в память вычислителя данные о плечах сил и информация о боевой

нагрузке, угловой ориентации самолета, числе М и барометрической высоте, положении крыла, закрылков, предкрылков и шосси. Если вычисленная центровка не соответствует необходимой для текущих условий полета, топливо перекачивается вперед или назад. Важную роль эта система играет и при сбросе боевой нагрузки.

В конфигурации начала 70-х годов вооружение В-1 представлялось следующим. В каждом из трех идентичных отсеков вооружения можно было разместить пусковой барабан с восемью аэробаллистическим ракетами SRAM или другое оружие общей массой 34 т во всех трех отсеках.

Но внешних четырех подфюзеляжных узлах предполагалось подвешивать еще восемь ракет или 18,2 т другого оружия Таким образом, общая боевая нагрузка должна была достигать 52 т. Правда, при такой боевой нагрузке самолет должен был осуществлять взлет с полупустыми боками и дозаправляться топливом в воздухе сразу же после взлета.

Одновременно велись работы над дозвуковыми крылатыми ракетами АLСМ с ТРДД, оборудованными системой наведение с отслеживанием рельефа местности и способными прорываться к цели но малых высотах.

Опытное бомбометание с В-1A

Основной отличительной особенностью самолетных систем и бортовых систем оборудования самолета В-1 является их избыточность, принятая при проектировании с целью обеспечения высоких показателей эксплуатационных надежности, технологичности и оперативной готовности к боевому применению.