В. Ригмант
Как известно, запуск многих отечественных военных авиационных программ в годы «холодной войны» частично был определен подходами к проблемам развития и применения боевой авиации в США и в других западных странах и являлся попыткой создания в конкретных условиях СССР, с учетом уровня развития научно-технического потенциала в области авиастроения и смежных с ней областей, боевой авиационной техники, которая по комплексу своих характеристик не уступала бы американским образцам и максимально отвечала бы специфике боевого применения и эксплуатации ее в ВВС СССР.
В свете подобного подхода, освещение дальнейшей судьбы создания отечественного сверхзвукового стратегического пилотируемого самолета-носителя следует, по мнению автора, проводить с учетом развития аналогичной программы в США, приведшей к созданию серийного стратегического бомбардировщика В-1. Это была одна из самых масштабных американских программ в области боевой авиационной техники второй половины XX века, повлиявшая во многом на выбор основных элементов близкого по назначению отечественного стратегического авиационного комплекса Ту-160.
Прекращение работ по «трехмаховому» однорежимному стратегическому бомбардировщику В-70 отнюдь не стало для военно-промышленного комплекса США прекращением работ в области создания нового стратегического сверхзвукового носителя, который должен был заменить в строю «старичка» В-52, составлявшего основу авиационной триады американских сил ядерного сдерживания.
В ходе дальнейшего развития концепции стратегического ударного самолета в США, а затем и чуть позже в СССР, пройдя путь проб и ошибок на путях создания двух- и трехмаховых межконтинентальных ударных однорежимных машин, военные и конструкторы логично пришли к более универсальной и более гибкой концепции многорежимного самолета, приемлемого для боевых действий как в условиях глобальной ядерной войны, так и в условиях локальных конфликтов различной интенсивности - экономичного в дозвуковом крейсерском полете на большой высоте, и способного с большой боевой нагрузкой и высокой скоростью преодолевать противодействие элементов ПВО на больших и малых высотах. Он должен был действовать как в варианте бомбардировщика, так и в варианте ракетоносца. Самолет должен был использовать широкую номенклатуру ракет различных типов и назначения, позволявших наносить удары, не входя в зону действия средств ПВО, или предварительно подавлять их по маршруту полета до выхода на цель.
Проектирование американского В-1 велось и с учетом его возможного использования в качестве носителя «четвертой» системы стратегического оружия (так в США воспринималось новое поколение высокоточных крылатых ракет воздушного, морского и наземного базирования, создававшихся практически одновременно с развертыванием программы В-1). Именно в такой ипостаси ВВС США планировало получить на вооружение флот В-1 в 1980-2010 годах, к моменту окончательного снятия с эксплуатации В-52.
Начало работ над проектом В-1 можно отнести к 1961 году. После того как под Свердловском был сбит советской ракетой «75-го» комплекса американский высотный самолет-разведчик U-2, в ВВС США развернулось изучение проекта перспективного стратегического ударного самолета. Для формирования его облика до 1965 года была проведена масштабная серия исследований по данной теме в различных направлениях.
Исследования включали:
- проект 1961 года сверхзвукового маловысотного бомбардировщика, известного под шифром SLAB. Речь шла об околозвуковом бомбардировщике с крылом фиксированной стреловидности, обладавшего дальностью полета более 20000 км, из которых около 8000 км самолет должен был выполнять полет на малых высотах, полезная нагрузка рассматривалась до 5,5 т, взлетная масса - до 230 т.
- проект авиационной ударной системы с повышенной дальностью полета ERSA (S) на основе сверхзвукового многорежимного самолета с крылом изменяемой стреловидности (взлетная масса - свыше 270 т, полезную нагрузку 4,5 т самолет мог нести на дальность 16000 км, из которых 4600 км выполнялся на высоте 150 м).
- проект августа 1963 года маловысотного пилотируемого ударного самолета прорыва ПВО - LAMP, с крылом изменяемой стреловидности, со взлетной массой около 160 т, способного нести 9,0 т нагрузку на дальность свыше 11000 км, включая участок в 3700 км полета на малой высоте.
- проект AMP - усовершенствованный пилотируемый самолет прорыва ПВО. Работы над ним начались в ноябре 1963 года и были продолжены и развиты в 1964 году по теме AMPSS - усовершенствованная пилотируемая стратегическая система прорыва ПВО. Эти работы можно характеризовать как предпроекты по теме AMSA, ставшей затем темой В-1. Эти проекты велись до осени 1964 года и предусматривали создание самолета-носителя с дальностью полета свыше 11000 км, способного нести нагрузку свыше 22,0 т.
Все эти предварительные исследования и проектные работы позволили сделать вывод, что для успешного прорыва советской ПВО и проникновения к жизненно важным объектам СССР самолету-носителю необходима высокая дозвуковая скорость на малой высоте и умеренная сверхзвуковая скорость (до М=2,0) на больших высотах, что в свою очередь позволяло обеспечить необходимую скорость реакции ударной системы и обеспечить гибкость и универсальность системы в условиях конфликтов различного уровня и интенсивности. Таким образом, речь шла о создании многорежимного стратегического самолета-носителя. Данные принципы были положены в основу начавшегося в 1965 году следующего этапа исследований - программы изучения перспективного пилотируемого стратегического самолета AMSA, проводившейся до декабря 1969 года, когда ВВС США запросили у промышленности ее предложения.
К проекту AMSA были подключены ведущие самолетостроительные фирмы США: Боинг, Дженерал Дайнемикс и Рокуэлл, которые провели тщательный анализ силовой установки, вооружения, надежности, технического обслуживания и оценили возможность использования в конструкции планера титана с учетом его стоимости. Рассматривались также вопросы, связанные с условиями работы экипажа, уязвимостью самолета, обороной с помощью снарядов-ловушек и использованием системы в ограниченных и локальных войнах в качестве обычной бомбардировочной системы с обыкновенными бомбами. Всего к предварительным работам на этапе изучения проблемы создания самолета было привлечено несколько десятков фирм США, связанных с аэрокосмическим бизнесом.
Следует отметить, что все предложения по перспективному стратегическому пилотируемому носителю, выдвигавшиеся ВВС США и подкрепленные серией предпроектов, начиная с 1960 года, стабильно отвергались Министерством обороны США. По мнению же ВВС, такая машина нужна была в составе стратегических ударных сил. По замыслу руководства ВВС США система предназначалась для замены В-52 и FB-111 в 70-е и 80-е годы. Самолет-носитель должен был иметь дальность полета без дозаправки 16000 км и хорошую маневренность. Вооружение 25 ракет SRAM и большой груз обычных или ядерных бомб. Оборудование должно было включать улучшенные активные и пассивные средства для прорыва системы ПВО. Взлетная масса определялась около 150 т. Скорость сверхзвуковая на малой высоте (М=1,2) и соответствующая М=2,5 на большой крейсерской высоте.
На начальном этапе программы AMSA рассматривалась возможность глубокой модификации под эти требования FB-111, в противовес развития ее в сторону создания принципиально нового самолета. На этом этапе проводились интенсивные исследования и разработка силовой установки, электронного оборудования.
 |  |
| Предварительные конфигурации самолета AMSA | |
Против этой программы в 1966 году выступало Министерство обороны США, ведь программа AMSA шла в разрез с точкой зрения министерства, согласно которой основным стратегическим оружием США считались МБР наземного базирования и баллистические ракеты, запускаемые с подводных атомных ракетоносцев. На исследования по теме до 1966 года (включая исследования по предтемам) было израсходовано 90 млн. долл., в 1967 году - 11 млн.долл., на 1968 год было ассигновано 20 млн. долл. Основные трудности в разработке самолета по программе AMSA, с которыми столкнулись разработчики, касались силовой установки, которая должна была обеспечить большой диапазон летных данных ЛА, в том числе устойчивый сверхзвуковой полет на малой высоте при небольшом расходе топлива.
С учетом этих обстоятельств проектировщики склонялись к целесообразности использования в проекте ТРДД с переменной степенью двухконтурности и восьмикратным отношением тяги к массе двигателя. Исследования по проекту проводились фирмами Дженерал Электрик и Пратт-Уитни. На самолете должны были стоять четыре ТРДДФ с тягой по 22700 кгс каждый. Навигационное оборудование должно было включать бесплатформенную инерциальную систему и доплеровскую систему навигации, что должно было обеспечить самолетовождение в условиях непрохождения радиоволн, вызванных ядерным взрывом. Вооружение - ракеты SRAM, ядерные и обычные бомбы.
Вполне возможно, эта программа разделила бы судьбу предыдущих или еще длительное время не выходила бы за рамки НИР, если бы в 1969 году, наконец, не завершилась проводившаяся ВВС США с 1962 года программа «Прогнозирование», которая положила конец масштабному обсуждению (и не только в США) на тему: устарели ли стратегические бомбардировщики, и не стоит ли от них окончательно отказаться в системе вооружений страны.
ВВС США подтвердили необходимость и преимущества стратегических систем на основе пилотируемых самолетов-носителей, возможность и необходимость их использования в глобальном термоядерном конфликте (наряду с МБР и БРПЛ) и в различных локальных конфликтах с обычным вооружением. Чаяния ВВС нашли отклик в МО США. Согласно пересмотренному бюджету на 1970 год, представленному министром обороны США Лэердом в марте 1969 года, программа AMSA форсировалась. Вместо проведения конкурса проектов продолжительностью два года фирма или фирмы для разработки самолета должны были быть выбраны в течение пяти-шести месяцев. Резко увеличивались ассигнования на программу: 1970 год - 100 млн.долл. и далее по нарастающей. В 1977 году планировалось начать развертывание боевых частей на новых самолетах.
На 1969 год данные основные летно-тактические данные самолета по программе AMSA определялись следующими значениями:
| экипаж | 4 чел. |
| двигатели | 4 х ТРДДФ |
| взлетная тяга на форсаже | 4x16000 - 18000 кгс |
| взлетная масса | 150 - 160 т |
| максимальная скорость на большой высоте | 2350-2550 км/ч (М=2,2 - 2,4) |
| у земли | 1100-1470 км/ч (М=0,9-1,2) |
| практический потолок | 24000 м |
| максимальная дальность | 16000 км |
| длина ВПП | 1850 м |
Таким образом, для американской авиапромышленности закончился период неопределенности, и с присущей ей динамичностью она приступила к практическим работам по созданию нового стратегического авиационного самолета-носителя.
В мае 1969 года программа AMSA получила официальное обозначение В-1. В ноябре того же года ВВС США выдают запрос предложений по программе разработки самолета. Свои предварительные технические предложения по будущему В-1 в короткие сроки представили известные фирмы Боинг, Дженерал Дайнемикс и Норт Америкен Рокуэлл, проводившие ранее исследования по теме AMSA (всего в предварительные работы по теме было вовлечено до 30 фирм американского авиапрома).
ВВС США выбрали генеральным подрядчиком по В-1 фирму Норт Америкен Рокуэлл, ставшую к тому моменту Рокуэлл Интернешнл. 5 июня 1970 года фирма получила контракт на проектирование, постройку и испытания партии опытных самолетов.
Облик В-1 определили следующие основные требования: высокая выживаемость парка бомбардировщиков в случае нанесения противником первого удара, длительный дозвуковой крейсерский полет на большую дальность, глубокое проникновение в воздушное пространство противника. Для преодоления существовавших на тот период (и прогнозируемых на ближайший период) сил и средств советской ПВО были разработаны два расчетных профиля полета: основной - с большой дозвуковой скоростью полета у земли и альтернативный - со сверхзвуковой скоростью полета на большой высоте. В обоих случаях предусматривалась попутная дозаправка топливом и посадка на аэродромах подскока в Европе или в Азии. Самолет оптимизировался для выполнения основного расчетного профиля, альтернативный же изначально рассматривался как дополнительный, повышающий гибкость применения на перспективу, на случай изменения геополитической и стратегической ситуации в мире.
В дальнейшем, в ходе развития проекта, большинство конструктивных изменений, которые вносились по тем или иным причинам (финансового или стратегического порядка), были сделаны за счет способности длительного полета на сверхзвуке. Таким образом, сверхзвуковой полет для программы В-1 практически всегда был вторичным фактором, особенно это проявилось в его серийной модификации В-1В, поступившей на вооружение ВВС США. Пожалуй, это является коренным отличием В-1 (наряду с другой возможной номенклатурой вооружения, более совершенной авионикой, меньшими размерами и массами и менее совершенной аэродинамикой) от отечественного Ту-160, для которого полет на сверхзвуке закладывался как один из важнейших параметров, обеспечивавших эффективность системы при борьбе с морскими подвижными целями, за счет приемлемой скорости реакции самолета-носителя.
Подход к созданию самолетов дальней авиации с учетом их предназначения для борьбы с соединениями и кораблями ВМФ вероятного противника был и есть традиционным для послевоенного периода развития отечественной авиации. Все послевоенные тяжелые боевые самолеты, создававшиеся для ВВС, и тем более их модификации для авиации флота могли эффективно работать по морским целям. Такой подход давал возможность нашим вооруженным силам в определенной степени компенсировать значительное превосходство западного блока по количественному и качественному составу ВМФ.
В проектное задание на В-1 закладывались следующие позиции: большие величины полезной нагрузки и дальность полета, способность летать с большой дозвуковой скоростью, соответствующей М=0,85, на малой высоте с отслеживанием рельефа местности и со сверхзвуковой скоростью на крейсерской высоте, а также способность действовать в условиях применения ядерного оружия. Необходимая боевая эффективность в этих условиях должна была обеспечиваться сложным и гибким электронным оборудованием, повышенной живучестью конструкции самолета и его систем и агрегатов. Требуемая способность В-1 выполнять полеты на малой высоте с большой скоростью, при выполнении всех остальных требований к боевому применению, стала одним из основных факторов, оказавших влияние на выбор его аэродинамической компоновки и на целый ряд конструктивных решений, выбранных при его проектировании.
Перед проектировщиками ставилась задача создания самолета-носителя, который способен был бы доставлять к цели такую же боевую нагрузку, как два В-52 (при такой же дальности полета) или как шесть FB-111А, с учетом поражения целей обычным оружием (забегая вперед, можно сказать, что этот вид боевого применения для В-1, как типа, стал основным в начале нашего столетия).
В-1 стал первым самолетом в США, при проектировании которого были применены специальные конструктивные мероприятия по повышению его живучести в условиях ядерной войны: повышение прочности узлов планера, защита систем от поражающих факторов ядерного оружия (экранировка всего оборудования, меры, обеспечивавшие затухание посторонних электромагнитных импульсов, попадающих в коммуникационные линии и т.д.). Разработчики считали, что живучесть и способность к выполнению полетного задания должны были повыситься, по сравнению с предыдущими стратегическими самолетами, такими как В-52, благодаря следующим обстоятельствам:
- рассредоточению частей и соединений САК на В-1 по большему числу аэродромов, превышающих на полторы сотни число аэродромов, задействованных под флот В-52. Дело в том, что взлетная дистанция В-1 на уровне моря при прочих равных условиях при взлетной массе 163 т определялась на 40% меньше, чем взлетная дистанция В-52 при взлетной массе 211 т;
- способность по тревоге уйти за 4 минуты на безопасное расстояние от аэродрома, что вдвое быстрее, чем для В-52. Анализ показывал, что в условиях ударов по местам базирования самолетов САК, в ситуации, когда способен уцелеть лишь один В-52, могли выжить 16 В-1;
- способность летать на скорости, соответствующей М=0,85, на высоте 150-300 м с отслеживанием рельефа местности;
- сравнительно малой величине отметки от самолета на экранах РЛС систем ПВО за счет его компоновки (интегральная схема, крыло изменяемой в полете стреловидности) и специальных мер по уменьшению отраженного электромагнитного сигнала от самолета.
Так, гондолы двигателей размещались так, чтобы входные и выходные устройства силовой установки частично экранировались крылом и наплывом крыла при облучении самолета РЛС с передней полусферы сверху. В положении максимальной стреловидности при облучении спереди сверху В-1 имел форму острого клина, способствующую отражению луча РЛС в сторону. Предполагалось покрывать конструктивные элементы самолета, влиявшие существенно на величину ЭПР и соответственно интенсивность отметки на экране РЛС систем ПВО (каналы входных устройств силовой установки, входные направляющие компрессора двигателей, лонжероны крыла и т.д.), специальными покрытиями, поглощающими электромагнитное излучение и тем самым снижающими уровень отраженного сигнала.
На период создания В-1 считалось, что наибольшую опасность для него будут представлять самолеты ДРЛО типа Е-3А (советский аналог - А-50), РЛС которых будут фиксировать с большой дальности и высоты идущие на малых высотах В-1 и наводить на них истребители-перехватчики. Считалось, что величина отметки от В-1 на экране РЛС в 15-25 раз будет меньше, чем от В-52, и примерно равна отметке от самолета-истребителя, а дальность обнаружения В-1 получится в два-три раза меньше, чем для В-52.
- оснащение самолета мощной системой радиоэлектронного противодействия, введение в состав экипажа оператора с функциями работы с этой системой.
- трехкратное резервирование бортовых систем.
- возможность ухода от цели на сверхзвуковой скорости.
К прогрессивным конструктивным решениям по В-1 относили насыщение его систем бортовыми цифровыми вычислительными машинами, новый подход к формированию систем передачи информации на борту, наличие разнообразного радиоэлектронного оборудования и гибкость его замены, осуществление мер по защите систем в условиях применения ядерного оружия, обеспечение повышенной надежности и живучести, применение на тяжелом самолете подобного класса крыла изменяемой в полете стреловидности (до В-1 на тяжелом самолете класса дальний ракетоносец-бомбардировщик такое крыло было применено на советском Ту-22М, максимальная взлетная масса которого находилась в пределах 120 тонн. Именно его принято считать первым в мире тяжелым самолетом с крылом изменяемой стреловидности. Максимальная взлетная масса В-1 в модификации В-1А составила порядка 180 тонн, а для В-1В превысила 216 тонн. У Ту-160 эта величина равна 275 тоннам).
Самым важным конструктивным отличием В-1 от предыдущих самолетов подобного класса, создававшихся ранее для ВВС США, стало крыло изменяемой стреловидности. Оно разрабатывалось на основе базы данных НАСА, которая использовалась ранее при создании тактического истребителя F-111 и его бомбардировочной модификации FB-111A.
Крыло изменяемой стреловидности для самолетов данных программ стало рассматриваться еще с 1963 года, а с 1967 года уже считалось необходимым элементом программы AMSA. Именно тогда определился и облик общей аэродинамической компоновки самолета: нормальная схема с однокилевым оперением и четырьмя двигателями. Существовало несколько промежуточных вариантов по схеме размещения двигателей, воздухозаборников, но общая схема оставалась практически неизменной.
Модели различных вариантов самолета AMSA и В-1А
Модель самолета В-1А в аэродинамической трубе
Проектом 1967 года предусматривался несущий фюзеляж с пакетным размещением двигателей в прифюзеляжной кормовой части и попарным вертикальным размещением двигателей и воздухозаборников. Высокорасположенное крыло с его подвижными частями в положении максимальной стреловидности 75 градусов образовывало единую несущую поверхность со стабилизатором в соответствии с популярной тогда идеей перехода «нормальной» схемы на крайних режимах полета к схеме «бесхвостки».
В 1968 году самолет начал приобретать более традиционные очертания. Двигатели сместились в центральную часть, поворотные части крыла теперь не образовывали единой поверхности со стабилизатором. В конфигурации 1969 года самолет приобрел знакомую нам теперь форму В-1.
В ходе окончательного поиска оптимальной аэродинамической формы самолета и ее совершенствования было продуто в аэродинамических трубах 44 модели самолета.
Следует отметить, что программа AMSA ставила задачу, чтобы по характеристике «боевая нагрузка/дальность полета» новый самолет превосходил находившийся на вооружении В-52. Проект 1967 года предусматривал самолет с расчетной взлетной массой около 107 т, что явно не удовлетворяло этому требованию. В проработках 1968-1969 годов взлетная масса поднялась уже до 160 т и более.
В соответствии с заданием, В-1 должен был обладать высокой точностью поражения целей различными типами оружия. Самолет предполагалось вооружить ракетами SRAM (32 ракеты, затем 24 в трех фюзеляжных отсеках вооружения), а также свободнопадающими ядерными и обычными бомбами, а также крылатыми ракетами воздушного базирования AGM-86A (ALCM-A).
Вот вкратце те общие положения, которые определили дальнейшие работы по созданию будущего В-1.
Всего ВВС США планировало получить от американской авиационной промышленности 244 В-1 (включая опытные самолеты), которые должны были заменить к 1981 году В-52.
Схема технологического членения В-1А
На первом этапе фирма Рокуэлл, выйдя победителем в конкурсе проектов по В-1, получила контракт на дальнейшие исследования по теме, разработку, постройку и испытания пяти опытных самолетов (позже это число было сокращено до трех) и двух планеров для прочностных статических и усталостных испытаний.
Как отмечалось выше, в ходе работ по предпроектам, проекту AMSA и, наконец, непосредственно по В-1, доминировало требование обеспечить способность самолета-носителя прорваться к цели на малой высоте, что и определило конфигурацию самолета В-1.
Рассмотрим некоторые особенности компоновки и конструкции самолета В-1 (В-1А). Общая схема - «нормальная» интегральная, с крылом изменяемой стреловидности, с четырьмя ТРДДФ, размещенными попарно в мотогондолах за центропланной частью интегральной части фюзеляж-крыло.
Хвостовое оперение однокилевое, со стабилизатором на киле. Шасси трехопорное, с носовой стойкой. Мощный передний наплыв, присущий интегральной схеме, обеспечивает большие внутренние объемы и прочность конструкции. Значительная часть дополнительного объема наплывов используется для размещения топлива, освобождая от него значительные объемы центральной части фюзеляжа, используемые под отсеки вооружения. Кроме того, подобное решение позволяет уменьшить ЭПР.
Планер В-1 выполнен на 41,3% из алюминиевых сплавов, на 21,0% - из титановых, на 6,5% - из стальных сплавов, на 30,6% - из неметаллических материалов и на менее чем на 0,3% - композиционных материалов.
В ходе работ над силовой схемой самолета учитывался опыт работ над самолетами С-5А и F-111. Под особым вниманием специалистов были проблемы скорости роста трещин в материалах, дублирование путей передачи нагрузок, уровни напряжений и т.д. Были расширены объемы прочностных испытаний и расчетов на долговечность конструкции, заведомо принимались достаточно консервативные решения при проектировании, представлявшие компромисс, учитывавший характеристики используемых материалов с условиями безопасного повреждения конструкций и процессы механики разрушений элементов конструкции планера.
Разработчикам пришлось выбирать оптимальное решение между массой и прочностью конструкции, а не между скоростью полета и кинетическим нагревом, поэтому титан использовали главным образом в конструкции центральной балки крыла и хвостовой части фюзеляжа. Например, вынужденное увеличение доли алюминия в конструкции В-1 (в частности в конструкции горизонтального оперения) потребовало его перемещения вверх по килю (первоначально ГО было размещено на фюзеляже в непосредственной близости к зоне выхлопных газов ТРДДФ).
Схема В-1А
Конструкция горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа в значительной степени определялась флаттерными характеристиками, поэтому их конструкция во многом определялась компромиссом между размерами оперения и аэроупругостью фюзеляжа с учетом требуемых характеристик управляемости. Была задана жесткость хвостовой части фюзеляжа В-1, в соответствии с которой и было спроектировано ГО. Но вскоре выяснилось, что для обеспечения требуемых характеристик управляемости, особенно при больших скоростных напорах при полетах на малых высотах, от конструкции планера требуется более высокая статическая прочность фюзеляжа. Первоначально ее предполагалось обеспечить с помощью стальной балки в верхней части силового набора фюзеляжа, относительно дешевой, но весьма тяжелой. В ходе развития проекта применили балку из бороэпоксидного композиционного материала, которая была значительно дороже стальной, но значительно ее легче. Композиты составили 0,3% от массы конструкции В-1, и почти все они пришлись на эту пятисекционную композитную балку, простирающуюся от центральной балки крыла до основания киля.
Интегральная конструкция планера обеспечивала высокое аэродинамическое качество и хорошие показатели по весовой отдаче конструкции.
Конструкция фюзеляжа самолета балочно-стрингерной схемы спроектирована с учетом правила площадей. Фюзеляж выполнен в основном из алюминиевых сплавов, в нижней хвостовой части фюзеляжа, в зоне действия реактивных струй двигателей, применена обшивка из титанового сплава. Между балкой центроплана и оперением применены лонжероны из стали, за центропланом, в середине третьего отсека вооружения - двухстеночный усиленный шпангоут, выполнений из титанового сплава. К нему крепятся двигатели. Титан также использован в отсеке двигателей для противопожарных перегородок. Носовой и хвостовой обтекатели фюзеляжа и оперения выполнялись из полиамидного кварца, в форкиле применены композиционные материалы.
Силовая схема фюзеляжа образуется обшивкой, шпангоутами и продольными балками. В силовой схеме предусмотрено большое число путей передачи нагрузок. Конструкция отличается большой плотностью силовых элементов - шаг шпангоутов составляет примерно 250 мм по всей длине фюзеляжа.
Схема двигателя ТРДДФ F101
Конструктивно-технологически фюзеляж состоит из нескольких основных секций, соединяемых технологически до установки поворотных частей крыла (консолей), хвостового оперения, гондол двигателей и шасси.
Носовая секция включает в себя носовой обтекатель, отсек РЛС, кабину экипажа, нишу уборки передней опоры шасси, отсек оборудования системы жизнеобеспечения и большой закабинный отсек БРЭО. (На первых машинах носовая секция делилась на три отдельных подсборки).
В следующей секции, простирающейся до центроплана, размещались два отсека вооружения, над отсеками проложены магистрали, а пространство между отсеками вооружения и бортами секции представляли собой топливные баки-отсеки. В наплывах крыла этой секции располагались РЛС бокового обзора и отсеки БРЭО.
В следующей за центропланом секции размещались третий отсек вооружения и ниши уборки основных опор шасси. Между отсеком вооружения и бортами секции располагались топливные баки-отсеки.
Отдельным агрегатом выполнялась центральная балка. Следующая секция фюзеляжа представляла собой почти целиком топливный бак, за ней шел отсек БРЭО и хвостовой конус фюзеляжа.
Кабина экипажа герметизированная, первоначально выполнялась как отдельный агрегат, включавший спасательную капсулу на четырех членов экипажа. В ходе развития проекта из-за сложностей с доводкой подобной системы спасения и экономии средств от спасательной капсулы отказались и перешли к кабине с четырьмя катапультируемыми сиденьями экипажа (пилот, второй пилот, оператор оборонительных систем, оператор ударных систем). Это позволило на каждой машине сэкономить 320000 долл. и 2270 кг массы. В кабине предусматривались места еще под двух человек и два спальных места. Имелся туалет.
 |  |
| Макет отделяемой кабины В- 1А | Узел поворота консоли крыла |
При работах по спасательной капсуле использовался опыт, полученный при разработке подобной системы для самолета F-111.
Следует отметить, что системы спасения с использованием спасательных капсул при всей их заманчивости в части повышения безопасности спасения экипажа все-таки до настоящего времени не получили распространения в боевой авиации из-за их конструктивной сложности, большой массы и проблем в эксплуатации, хотя по ним и в США, и в СССР в свое время был выполнен большой объем работ применительно к использованию их на тяжелых самолетах-носителях.
Макет самолета В- 1А
В СССР подобную спасательную капсулу разработчики туполевского ОКБ предполагали использовать в проекте Ту-135 в первой половине 60-х годов, но все закончилось на уровне НИРовских работ в связи с прекращением работ по проекту самолета.
Режим полета с большими дозвуковыми скоростями на малых высотах оказался в значительной степени расчетным для конструкции В-1, в частности для конструкции хвостового оперения. Однокессонный киль крепится к хвостовой части фюзеляжа. Консоли управляемого стабилизатора, имеющие в основном алюминиевую кессонную конструкцию, устанавливаются на стальную ось и поворачиваются в подшипниковых узлах или синхронно, или дифференциально для управления по тангажу и крену соответственно.
Нижняя секция руля направления и носовые поверхности, установленные на носовой части фюзеляжа, являются рабочими аэродинамическими поверхностями системы демпфирования упругих колебаний планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, носовые демпфирующие поверхности примерно на 40% снизили действующие на экипаж перегрузки при полетах в условиях турбулентности. Получение аналогичного положительного эффекта за счет увеличения жесткости конструкции дало бы прибавку массы самолета до 4,5 т, в то время как система демпфирования дала прибавку лишь в 225 кг.
По требованиям ВВС США максимальная взлетная масса самолета должна была оставаться в пределах 159-182 т (первая опытная машина на рулежке .имела массу 179 т). При этом возросла удельная нагрузка на крыло (975 кг/кв.м), что ослабило реакцию самолета на порывы ветра на малых высотах. Машина стала более инертной и более приемлемой для полетов на малых высотах. Однако возрастание массы самолета привело к уменьшению потолка и дальности полета.
Весьма высокая удельная нагрузка на крыло самолета В-1 не только диктует более жесткие требования к управляемости, но и к увеличению значений взлетных и посадочных скоростей самолета. Это в значительной степени компенсируется использованием крыла изменяемой стреловидности с однощелевыми закрылками большой площади, а также секционированными предкрылками по всему размаху крыла. Управление стреловидностью крыла осуществлялось вручную, угол стреловидности в дозвуковом крейсерском полете - 25 град, в полете на малой высоте - 50-55 град.
Поворотные консоли крыла имеют двухлонжеронный алюминиевый кессон с фрезерованными лонжеронами и нервюрами и цельными фрезерованными нижними и верхними плитами-панелями. Проушины узла поворота консолей изготовлены из двойных пластин диффузионной сваркой, эти пластины имеют интегральные элементы жесткости, полученные машинной сборкой. Центральная балка крыла, воспринимающая как продольные нагрузки от фюзеляжа, так и поперечные от крыла, почти на 80% изготовлена из титана с помощью диффузионной сварки. Балка служит также для крепления основных стоек шасси и размещения топлива. Ее внутренние объемы представляют собой топливные баки-отсеки.
При проектировании узлов поворота крыла фирма Рокуэлл рассмотрела 35 проектов и использовала свой опыт разработки проектов СПС, а также опыт других американских фирм по созданию тактических самолетов с крылом изменяемой стреловидности. В конструкции поворотных узлов применена простая схема передачи нагрузок. Подшипники узлов поворота стальные сферические. Привода поворотных узлов крыла развивают усилие до 450 тс и питаются от четырех гидросистем. Непосредственно привод осуществляется через винтовые шариковые преобразователи.
Органами управления и механизации крыла являются предкрылки, закрылки и интерцепторы. Предкрылки занимают весь размах поворотных частей крыла и отклоняются на 20 град, при взлете. Однощелевые выдвижные шестисекционные закрылки занимают значительную часть размаха поворотной части крыла. Закрылки отклоняются на 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 изыскивала 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 эксплуатационных 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- 1А 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 воздухозаборникам 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, числа 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 баков 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 10 т топлива.
На самолете имеется автоматическая система изменения центровки с помощью перекачки топлива. Эта система измеряет вес топлива 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 шасси. 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.
На 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 баками и дозаправляться топливом в воздухе сразу же после взлета.
Опытное бомбометание с В- 1А
Одновременно велись работы над дозвуковыми крылатыми ракетами ALCM с ТРДД, оборудованными системой наведения с отслеживанием рельефа местности и способными прорываться к цели на малых высотах.
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.
Немаловажным фактором при проектировании систем самолета стал учет широких модернизационных и модификационных возможностей комплекса в течение его жизненного цикла. В требованиях к самолету указывалось, что одиночный отказ в отдельной подсистеме не должен привести к срыву выполнения основного задания, а второй отказ в той же подсистеме не должен помешать безопасному возвращению на базу. По существу все системы должны быть работоспособны при отказе. Подобные требования впервые выдвигались при проектировании самолета подобного класса.
Другим требованием являлось получение высоких показателей надежности при действиях вне основной базы, так как справедливо считалось, что на все базы стратегической авиации США нацелены советские МБР, и поэтому самолеты-носители должны находиться в полной боевой готовности и обладать способностью выполнить боевой вылет в течение 30 суток, находясь на аэродромах рассредоточения, классность которых может быть значительно ниже, чем на месте постоянного базирования. Все это можно увидеть при рассмотрении особенностей решений по некоторым системам самолета, многие из которых и сейчас не утратили своей актуальности.
Например, гидросистема В-1 состоит из четырех одновременно работающих систем с давлением 280 кгс/см2, первая и вторая системы питаются от гидронасосов левых ТРДДФ, а третья и четвертая - от правых, поэтому при одном отказе в гидросистеме самолет способен выполнять и дальше боевое задание, а при двух отказах - совершить безопасную посадку.
Автоматическая система управления полетом выполнена четырехканальной с обычной механической проводкой, которая, по мнению фирмы-разработчика, имеет преимущества по объему и весу перед другими вариантами. Например, на том этапе состояния различных систем управления, специалисты фирмы Рокуэлл оценивали электродистанционную систему управления, которую уже начали использовать на многих самолетах, как недостаточно совершенную, считая, что уровень совершенства этих систем приблизительно соответствует уровню совершенства бустерных систем управления середины 50-х годов, что на момент формирования облика самолета В-1, его систем и утверждения проекта было явно недостаточно.
Как известно, немаловажное значение на формирование облика будущего Ту-160 сыграл американский стратегический бомбардировщик В-1.
Особое внимание при создании В-1 было обращено на создание эффективного наступательного и оборонительного БРЭО. Оно создавалось по двум независимым контрактам: фирма Боинг занималась наступательными системами, отделение AIL фирмы Катлер-Хаммер - оборонительной системой.
Как это обычно бывает из-за их сложности, разработка и испытания шли с некоторым отставанием от проектирования и постройки планера и основных систем самолета. Окончательная доводка всего этого сложного хозяйства планировалась уже на этапе комплексных испытаний и доводок первых машин. Фирма Боинг кроме того была ответственна за объединение частей системы навигации и применения бортового оружия, основными компонентами которой являлись инерциальные платформы, радиолокатор следования рельефу местности (модернизированный вариант локатора с F-111), радиолокатор переднего обзора, инфракрасная система переднего обзора и телевизионная система для низкого уровня освещенности (образовавшие электрооптическую систему обзора), доплеровский высотомер и радиовысотомер. Основой всего этого комплекса являлись два универсальных вычислителя с блоком памяти. Один вычислитель использовался для целей навигации, другой - для применения систем оружия. В случае выхода из строя одного из них, второй мог брать на себя задачи первого и наоборот.
Оператор наступательных систем имел в наличии большое количество навигационных средств и мог применять предварительно запрограммированный автоматический режим или любую комбинацию автоматического и ручного режимов применения оружия в зависимости от конкретно поставленной перед экипажем боевой задачи.
На тот период задачи по системе оборонительного БРЭО еще не были четко определены и фирма, отвечавшая за них, практически занималась НИР по этой теме.
Следует отметить, что создание эффективных средств РЭП для В-1 оказалось «крепким орешком» для их создателей. Еще в конце 80-х годов, когда уже практически все В-1 модификации В-1В были в эксплуатации, с этой системой продолжались серьезные проблемы, снижавшие уровень боеготовности соединений этих самолетов в составе ВВС США.
С самого начала рабочего проектирования в самолет закладывались избытки по энергетике для БРЭО (первоначально эти возможности использовались лишь на 60%), с учетом развития комплекса. В тот период разработчики уже рассматривали внедрение в бортовые системы БРЭО РЛС с фазированной антенной решеткой, РЛС заднего и бокового обзора, телевизионную систему верхнего обзора для низкого уровня освещенности, стабилизированную платформу астронавигационной системы, хвостовые электрооптические датчики и камеры, перспективные KB и УКВ радиостанции, системы спутниковой связи и навигации, ИК сканирующую систему и ИК средства противодействия.
Хотя на этом этапе развития проекта основным средством защиты В-1 при его действиях по объектам противника считалась возможность прорыва к цели или в зону пуска ракет за счет продолжительного полета на малых высотах с высокой околозвуковой скоростью, разработчики проводили работы по снижению сигнатур радиолокационной и ИК заметности самолета. Например, на всех элементах остекления кабины экипажа было введено электропроводящее покрытие, задерживавшее любое электромагнитное излучение изнутри. Во входных устройствах двигателей использовалось специальное радиопоглощающее покрытие, которое также наносилось на нижние поверхности корневой части крыла и на поверхности за РЛС. Аналогичные меры планировалось принять и при установке других активно излучающих элементов БРЭО. Речь шла о снижении ЭПР по сравнению с В-52 в 25-30 раз. Принимались меры по снижению ИК сигнатуры, в частности в зоне сопел ТРДДФ. Все это стало фундаментом для работ по значительному реальному снижению сигнатур на этапе создания модификации В-1В, для которой этот фактор стал одним из основных в ходе перехода от В-1 к В-1В.
Продумывалась и совершенствовалась система боевой эксплуатации, вводились соответствующие доработки в конструкцию систем с целью максимального выживания самолетов в боевых условиях. Мыслилось, что в ходе боевых действий при подготовке к вылету первый подбежавший по тревоге член экипажа включает тумблер на носовой стойке шасси, и к тому времени, когда весь экипаж занимал свои места в кабине и пристегивал ремни, все четыре двигателя были уже запущены с помощью ВСУ. Через четыре минуты после объявления тревоги, В-1, в идеале, должен был уже находиться на безопасной дистанции от аэродрома базирования.
В-1 проектировался с учетом требований максимально возможного выживания в условиях мощной ударной волны и импульса электромагнитного излучения. Все отсеки оборудования снабжались экранами, а вокруг створок и стыков отсеков БРЭО организовывалась защита в виде проводящих линий с низким электрическим сопротивлением.
 | ||
| Испытание катапультируемой кабины |
Тренажер В-1
Макет кабины В- 1А
Проектные значения боевой нагрузки и общая большая боевая эффективность по сравнению с В-52, позволяли уменьшить потребный парк самолетов В-1 по сравнению с В-52 (на 1985 год планировалось иметь в строю 241 В-1). Однако новые машины должны были иметь назначенный ресурс 13500 летных часов, что на тот период превышало на 1000 часов полученные налеты на B-52G и В-52Н, причем для В-1 большая часть этого ресурса должна была быть израсходована при полетах на малых высотах с большими скоростями, так что если пересчитывать назначенный ресурс к условиям предполагавшейся летной эксплуатации В-1, разница должна была быть еще больше.
Компоновочная схема В-1
Требования к усталостной долговечности планера, вибрационным и температурным характеристикам всех систем в значительной степени определили разработку элементов конструкции В-1. Обширные исследования в области прочности конструкции, выполненные фирмой Рокуэлл, давали материалы для практического внедрения мероприятий по достижению необходимых ресурсных параметров в эксплуатации.
К моменту первого полета опытного самолета В-1 были опубликованы следующие основные характеристики этой машины.
Геометрические размеры по первой машине
| размах крыла, м: максимальный | 41,75 |
| минимальный | 23,77 |
| длина самолета, м | 46,02 |
| высота самолета, м | 10,36 |
| площадь крыла, кв. м | 185 |
| угол стреловидности по передней кромке, град.: | |
| минимальный | 15 |
| максимальный | 67,5 |
| Двигатели число и тип | 4 ТРДДФ Дженерал Электрик F101-GE-100 |
| статическая тяга, кг: | |
| на форсаже | 4 х 13600 |
| без форсажа | 4 х 7200 |
| Массы и нагрузки (расчетные), т: | |
| максимальная взлетная масса | 180 |
| масса пустого самолета | 73 |
| масса боевой нагрузки | 25-36 |
| масса топлива | 72,5 (ограничена взлетной массой. После взлета, за счет дозаправки топливом в полете, может быть увеличена до 86 т) |
| Удельная нагрузка на крыло при макс. массе, кг/кв. м | 976 |
| Летные данные (расчетные) максимальная скорость, км/ч: | |
| на высоте 15000 м | 2300 (М=2,2) |
| на малой высоте | 1050 (М=0,85) |
| крейсерская скорость на большой высоте. | 900 |
| дальность полета на скорости соответствующей М=0,85, с боевой нагрузкой 25-35 т, без дозаправки топливом в полете | 10000-11000 |
| дальность полета при смешанном профиле полета, включающем полет с крейсерской и сверхзвуковой скоростями на большой высоте и с большой дозвуковой скоростью на малой высоте | 9000 |
| максимальная дальность полета с дозвуковой скоростью с ядерным оружием малого веса и одной дозаправкой в полете | 16000 |
| длина разбега, м | 2000 |
| экипаж, чел. | 4 |
В-1А в полете с крылом на максимальной стреловидности
Как говорилось выше, контракт на разработку В-1 был заключен с фирмой Рокуэлл в июне 1970 года. С момента заключения контракта до начала поступления В-1 на вооружение должно было пройти пять лет.
Разработчики В-1 совместно со смежниками подошли к программе создания самолета, его систем и оборудования с величайшими тщательностью и размахом. В ходе отработки проекта и оптимизации схемы и аэродинамики самолета объем испытаний на 44 моделях превысил в течении пяти лет 22000 ч. Проводимые с 1970 года испытания на прочность 682 отдельных элементов конструкции и узлов планера должны были продолжаться до начала 80-х годов, давая опережающую информацию по прочностным характеристикам.
Наработка ответственных узлов планера в испытаниях на усталость должна была вчетверо превысить расчетный общий ресурс самолета и достичь 54000 ч. Объем программы испытаний самолетных систем и оборудования составил 4530 ч. Наработка системы управления полетом на макете с натурными компонентами достигла 1800 ч.
Контракт на разработку двигателя предусматривал изготовление 46 двигателей для стендовых и летных испытаний.
Для испытаний БРЭО был построен специальный испытательный комплекс, оснащенный поворотным стендом с натурным макетом самолета. В программе разработки В-1 на фирме Рокуэлл в начале 70-х годов было занято 11000 человек, фирма имела имела 35 фирм-субподрядчиков, фирма Боинг (система нападения) - 13, а отделение AIL (система защиты) - 28. К 1977 году этой темой на Рокуэлл уже занималось 16000 человек, на Боинге - 1700, Дженерал Электрик, занимавшаяся ТРДДФ, подключила к этой работе 1100 сотрудников. К началу 80-х годов Рокуэлл планировала увеличить это число до 17000 человек, в том числе до 4000 человек - на заводе окончательной сборки серийных самолетов.
Первоначально программой разработки, испытаний и производства В-1 предусматривалась постройка пяти опытных самолетов, двух планеров для испытаний на прочность и 240 серийных машин. Позже, в целях экономии, число опытных самолетов было сокращено до трех, но в середине 70-х годов ВВС приняло решение о постройке четвертого опытного самолета.
Программа летных испытаний распределялась между опытными самолетами следующим образом: на первом опытном самолете шла проверка основных летных данных, управляемости и характеристик флаттера; второй опытный самолет предназначался для статических испытаний на прочность в течение восьми месяцев после его окончательной сборки, а затем для измерения нагрузок действующих на самолет в воздухе; третий опытный самолет предназначался для отработки системы нападения; четвертый - для отработки системы защиты.
К осени 1974 года первый опытный самолет В-1 (74-0158) был готов к испытаниям. Первая рулежка на нем была проведена 26 октября, а 23 декабря 1974 года первый летный экземпляр В-1 впервые поднялся в воздух. Полет продолжался 1 ч. 18 мин. на скорости 333 км/ч, общая дистанция полета 400 км, шасси и закрылки в первом полете не убирались.
Второй опытный самолет (74-0159) выполнил первый полет 14.06.76. Третий опытный самолет (74-0160) - 26.03.76. Четвертый (76-0174) - 14.02.79 г.
Летные испытания самолетов проводились на авиабазе Эдварде. Участвовавший в летных испытаниях В-1 персонал состоял из 200 инженеров фирмы Рокуэлл, 140 испытателей ВВС США и 40 сотрудников фирмы Боинг. Испытательные полеты проводились вдоль западного побережья США. Программа летных испытаний отличалась большой осторожностью и постепенностью в исследовании режимов. Каждый полет предварительно рассматривался особой комиссией с точки зрения безопасности и выполняемых задач.
Например, на первой машине второй полет был проведен только через месяц после первого 23.01.75 г. В этом более чем трехчасовом полете самолет летал на высоте около 5000 м, на скорости 823 км/ч, пролетев 1600 км. Взлетная масса была доведена до 136 т, закрылки были убраны. В ходе полета запускались в воздухе обе ВСУ. На четвертом полете в феврале была произведена имитация дозаправки топливом в полете. В марте на пятом полете провели изменение угла стреловидности, в апреле в шестом полете провели три дозаправки топливом. В седьмом полете 21 апреля впервые В-1 вышел на сверхзвук, пролетев на этом режиме 42 минуты.
 | |
| Модифицированный В- 1А |
Работы по определению ЭПР В-1
Первый год летных испытаний первого В-1 был посвящен в основном оценке его способности выполнять полеты с большой дозвуковой скоростью на малых высотах. За год первый В-1 налетал 110 ч., в основном подтвердив соответствие машины требованиям полета на малых высотах. До конца июня 1977 года опытные самолеты налетали в сумме 643 ч., выполнив 118 полетов по различным испытательным программам. К концу 1977 года эти цифры равнялись уже 825 ч и 146 полетам.
Следует отметить, что в процессе исследований, предэскизного и рабочего, проектирования, а также в процессе наземных и летных испытаний требования к В-1 и конструкция его некоторых элементов претерпели ряд изменений. Ниже приводятся некоторые из этих изменений:
- на раннем этапе исследований отказались от способности самолета летать на малой высоте со сверхзвуковой скоростью;
- отказались от базирования самолета на грунтовых аэродромах;
- с целью экономии отказались от разработки нового БРЭО, приняв использование аппаратуры, применяемой и отработанной на других самолетах американских ВВС;
- изменили математическое обеспечение бортовой ЭВМ;
- регулируемые входные устройства заменили на нерегулируемые, при этом максимальное полетное число М на большой высоте снизилось с 2,2 до 1,4-1,6 (при этом экономия по программе составила 200 млн.долл.);
- в октябре 1974 года отказались от применения отделяемой кабины экипажа;
- двухщелевые закрылки заменили на однощелевые, была достигнута экономия массы, при незначительном ухудшении взлетно-посадочных характеристик, были устранены ниши на участке входа закрылков в фюзеляж при увеличении стреловидности крыла, сами закрылки в корневой части были скошены;
- изменена конструкция зализов крыла, для лучшего соответствия правилу площадей аэродинамической схемы самолета;
- увеличена стреловидность ГО с 32 град, до 42,5 град., удлинены на 1,27 м хвостовой конус фюзеляжа и на 1,06 м обтекатель в пересечении киля и ГО;
- перед грузоотсеками установлен интерцептор, выдвигаемый в воздушный поток при открытых люках, что устранило сильные акустические нагрузки в грузоотсеках;
- в ходе испытаний были выявлены повышенные вибрационные нагрузки на БРЭО, что потребовало дополнительных доработок конструкции;
- была проведена доработка системы изменения центровки самолета перекачкой топлива.
В процессе испытаний, после всех доработок и ограничений, на В-1А (такое обозначение получили четыре первых В-1 после развертывания программы создания В-1В), с двигателями F101-GE-100 с максимальной тягой на форсаже 13600 кгс и с максимальной бесфорсажной тягой 7700 кгс, были зафиксированы следующие основные характеристики:
| размах крыла: | |
| при максимальный стреловидности, м | 41,67 |
| при минимальной стреловидности, м | 23,84 |
| длина самолета, м | 46,0 |
| высота самолета, м | 10,62 |
| площадь крыла по базовой трапеции при минимальной стреловидности, кв.м | 181,16 |
| максимальная взлетная масса, т | 176,3 |
| масса пустого самолета, т | .64,5 |
| масса снаряженного самолета | 73,0 |
| масса топлива, т | 86,0 |
| боевая нагрузка на внутренних узлах, т | 34,0 |
| максимальная скорость В-1А № 2 на высоте 1520 м, км/ч | 2300 (М=2,22) |
| дальность полета без дозаправки, км | 9800 |
В ходе выполнения программы возникли серьезные проблемы с финансированием. Реальные расходы превысили более чем вдвое первоначальные, заложенные в контракт с Рокуэлл (1,351 млрд.долл.). Стоимость постройки одного В-1, при программе 244 машины, включая опытные, по курсу 1970 года оценивалась в 35,7 млн. долл, стоимость производства всех самолетов - в 10,0 - 12,0 млрд. долл.
В 1971 году стоимость разработки уже составила 2,6 млрд.долл. К 1974 году стоимость всей программы разработки, испытаний и производства возросла до 19 млрд. долл., при стоимости одной машины 76,4 млн.долл. В следующем году стоимость программы уверенно перевалила за 21,0 млрд.долл. В 1977 году стоимость одного самолета уже зашкалила за 100 млн.долл.
Год 1977 стал для дальнейшей судьбы программы развертывания В-1 этапным. 30 июня 1977 года президент США Джимми Картер объявил о решении не развертывать серийное производство В-1. В политическом плане Картер шел в русле тенденций разрядки и принимавшихся в тот период усилий по заключению новых договоров США И СССР по ограничению стратегических вооружений.
В военном плане это решение обосновывалось появлением новой эффективной компоненты ядерного сдерживания — крылатых ракет воздушного базирования большой дальности (ALCM-B, с дальностью полета 2400 км, вместо ALCM-A, с дальностью полета 1600 км). Новая ракета имела длину свыше 6 м, вместо 4,27 м.
В-1 же был спроектирован под ALCM-A. Под новый тип оружия требовались серьезные доработки, а это новые деньги, причем немалые. Кроме того как раз в это время были достигнуты первые заметные успехи по созданию технологий «Стелс», которая на перспективу представляла более эффективное средство обеспечения прорыва ПВО противника, чем концепция маловысотного стратегического самолета прорыва ПВО.
Несмотря на официальное торможение программы, летные испытания были продолжены по программе оценки возможности преодоления ПВО бомбардировщиками (программа ВРЕ). Фирма Рокуэлл, в качестве альтернативы, в экстренном порядке подготовила несколько проектов развития В-1 в сторону его удешевления и универсализации, включавшие в себя новые программы-вариации на тему В-1: NTP - самолет ближайшего будущего для прорыва ПВО, SWL - самолет-носитель стратегического оружия; СМСА -самолет-носитель крылатых ракет; MRB - многоцелевой бомбардировщик. Все эти проекты предусматривали создание на базе В-1 более дешевого базового самолета с фиксированной стреловидностью крыла в 25 град.
Конструктивно базовый самолет предполагалось строить по модульной схеме, сменные модульные блоки вводились в конструкцию в зависимости от конкретной модификации самолета. Например, в варианте обычного бомбардировщика в базовую конструкцию «вживлялись» отсек РЛС с обтекателем, модуль отсека вооружения с бомбовыми держателями, модуль топливного бака во втором отсеке вооружения, хвостовой отсек оборудования в обтекателе; в варианте носителя стратегического оружия - РЛС, хвостовой обтекатель и два модуля отсеков вооружения, первый на 8 ракет типа ALCM внутри отсека, плюс 10 ракет на наружной подвеске, второй на 8 и 4 ракеты соответственно; в варианте проникающего самолета ближайшего будущего вводилась система демпфирования упругих колебаний, в первый отсек вооружения помещалось 16 ракет типа SRAM, во второй отсек помещался топливный бак. Помимо ударных вариантов рассматривалась модификация самолета-заправщика с модулями топливных баков в грузоотсеках и заправочной штангой в хвостовом конусе.
В-1 в полете. Хорошо виден надфюзеляжный гребень
Хотя все эти предложения имели право на существование и фирма Рокуэлл провела необходимую предварительную работу по ним, все они не были приняты к дальнейшей проработке. Таким образом во второй половине 70-х годов дальнейшая судьба американского перспективного стратегического авиационного носителя, несмотря на миллиарды затраченных долларов, огромную работу проведенную американской авиационной промышленностью и ВВС, снова погрузилась в туман политических решений верховной власти.
В то же время начальный этап проводившихся исследований по программе «Стелс» показал, что не все так просто - в короткий срок получить для ВВС стратегическую машину с подобными новациями нереально. В то же время парк стратегических бомбардировщиков ВВС США, по мнению командования ВВС, требовал обновления. Вечно летать на В-52 было невозможно.
Выбор был двоякий: или пойти на серьезный технический, финансовый и стратегический риск и броситься в пучину неизведанной технологии «Стелс», отказавшись полностью от развития и осуществления в той или иной форме программы В-1, или в качестве временной, но надежной меры принять на снабжение ВВС В-1 или какой-либо другой стратегический самолет, построенный по современным технологиям, при этом без особой спешки продолжать заниматься «стратегом» на основе «Стелс».
В 1980 году главой администрации США становится Рональд Рейган, возглавивший новый «крестовый поход» против СССР и принявший на ближайшую перспективу стратегию активной борьбы с советской «империей зла». В рамках этой доктрины и в ее конкретных приложениях, касавшихся ВВС, речь шла и о перспективной стратегической машине «Стелс» и о промежуточной стратегической авиационной системе.
В декабре 1980 года была сформирована концепция боевого самолета большой дальности полета LRCA, который, как и В-1, должен был обладать возможностью преодоления ПВО СССР, нести ракеты SRAM, иметь на борту ракеты большой дальности и осуществлять их пуски, не входя в зону ПВО, выполнять операции с помощью обычных средств поражения, вести морское патрулирование и осуществлять постановку мин. Помимо модифицированного В-1, на эту роль претендовало несколько проектов от модернизированных В-52 и FB-111А до самолетов-носителей крылатых ракет на базе пассажирского Боинга 747. Как показали дальнейшие оценки и исследования, именно линия развития В-1 оказалась наиболее приемлемой для американцев. Произошел естественный модернизационный переход от В-1 к В-1В, который приобрел в ходе модернизации ряд новых особенностей, качественно изменивших весь тактический облик самолета и который позволяет говорить о создании новой машины.
Свежие комментарии