Дорогостоящий эксперимент (Бомбардировщик ХВ-70 Valkyrie) Часть 2.

Окончание. Начало: ДОРОГОСТОЯЩИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ (Бомбардировщик ХВ-70 VALKYRIE) Часть 1.

Сухая масса самолета ХВ-70 составляла 68 т. Конструкция I юсовой части фюзеляжа длиной около 18 м представляла собой обшивку с подкрепляющими элементами. Для ее изготовления использовались детали общей массой 5440 кг из трех марок титановых сплавов; в частности, для обшивки применялись листы из титанового сплава толщиной от 0,75 до 1,78 мм. Такой выбор материалов обусловлен тем, что температура обшивки в полете могла достигать 220—260 °С.

Экипаж боевого самолета В-70 должен был состоять из четырех человек, размещающихся попарно друг за другом в передней части кабины. Кабина разделена герметически закрывающейся перегородкой на два отсека. Вдоль оси кабины посередине имелся проход, ведущий в отсек электронной аппаратуры. Для теплоизоляции кабины использовалось стекловолокно.

В обычном полете система кондиционирования поз духа поддерживала в кабине экипажа и в каждом из отсеков температуру 21 — 27 °С и давление, соответствующее давлению на высоте 2400 м. Температура стенок кабины не превышала 24 °С за счет прогона воздуха через пористую изоляцию между стенками и обшивкой фюзеляжа. Система кондиционирования имела очень большое значение, так как ее отказ в полете на высоте 20 000 м привел бы к гибели экипажа. В случае декомпрессии в фюзеляже открывались две створки, обеспечивающие наддув кабины набегающим потоком.

Оборудование кабины состояло из обычных приборов, кроме указателей с ленточными шкалами топливомерной системы и системы контроля двигателей. Рампа в носовой части фюзеляжа и лобовое остекление были подвижными. Рампа с плоской поверхностью одним концом крепилась к нижней кромке панели лобового стекла, а другим — к верхней поверхности носка фюзеляжа. Панель лобового стекла также шар-нирно крепилась вблизи вертикальной разделительной перегородки. Остекление кабины экипажа имело общую площадь 9,3 м2. Все прозрачные панели, самая большая из которых — длиной более 1,8 м, изготавливались из термостойкого и закаленного стекла.

Кабина экипажа и отсеки электронного оборудования — единственное место конструкции, где использованы заклепки и болты. Уплотнение входной двери экипажа — двухпо-лостной шланг из силиконовой резины. В случае нарушения герметичности одной полости работала другая.

В конструкции отсека двигателей применялся никелевый сплав. Приводы и другие механизмы от тепла, выделяемого двигателями (при температуре выше 538 "С), защищал войлок из двуокиси кремния. Наружная обшивка двигательного отсека изготавливалась из гитана.

Топливная система состояла из 11 баков. Топливо служило и основным охлаждающим агентом гидравлической системы. Шесть емкостей размещались в крыле, а пять — в хвосте фюзеляжа. Бак № 3 в фюзеляже выбран в качестве расходного для подачи топлива ко всем двигателям, которые в крейсерском полете потребляли 356 кг/мин. В каждом баке имелось по два насоса, управляемых двумя топливомерными клапанами в расходном баке; порядок расходования топлива определялся требованиями балансировки самолета. Бак № 5, представляющий собой U-образный контейнер, на первом самолете ХВ-70 был отключен. Несмотря на все ухищрения, его так и не смогли загерметизировать. И тогда было решено, что задержка, вызванная устранением течи, не оправдана, так как испытательных полетов продолжительностью более двух часов не будет и заполнять топливом эту емкость не потребуется.

Створки бомбоотсека и отсека тормозного парашюта герметизировались прорезиненными уплотнениями, покрытыми слоем тефлона. Максимальная рабочая температура такого уплотнения более 260 °С. Отсек тормозного парашюта принудительно охлаждался до 120 °С.

Регулируемый воздухозаборник прямоугольного сечения имел в верхней стенке щели для отвода пограничного слоя. Длина канала воздухозаборника около 24 м, высота у входа в двигатели около 2,1 м. Максимальная температура воздуха у входа в двигатель достигала 330 °С. В кабине летчика находился трехпозиционный переключатель, позволяющий вручную регулировать поток воздуха в воздухозаборнике.

Концевые части треугольного крыла в полете отклонялись вниз для обеспечения путевой устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки. Скорость отклонения концов крыла небольшая и они могли устанавливаться в промежуточное положение под углом 25° (на втором опытном образце 30°), при котором, как полагали, характеристики управляемости в полете с малой скоростью лучше, чем при полностью отклоненных кон цах крыла на 65° (70°). Каждая концевая консоль имела шесть силовых шарниров.

Цельноповоротное горизонтальное оперение располагалось в носовой части фюзеляжа, максимальный угол его отклонения составлял 6°. Хвостовые части оперения — рули высоты — служили посадочными щитками и могли независимо отклоняться вниз на 25°.

При заходе на посадку летчик отклонял эти щитки, при этом самолет задирал нос из-за увеличения подъемной силы на оперении.

Самолет балансировался отклонением колонки управления вперед при соответствующем отклонении вниз элевонов, которые в таком случае служили закрылками. Каждый из элевонов состоял из шести секций, что обеспечивало более равномерное распределение нагрузки на гидравлические приводы. При опущенных концах крыла две внешние секции злевонов с каждой стороны отключались. Каждая секция оборудовалась двумя приводами. Угол отклонения злевонов плюс 30°.

На первом опытном образце у треугольного крыла самолета отсутствовал угол поперечного V и оно было практически плоским.

Концы крыла срезаны по потоку. В носовой части крыла у корня имелась некоторая кривизна, а у концевых частей крыла от середины размаха — незначительная постоянная крутка.

Хвостовое оперение двухкилевое. Оси шарниров рулей направления наклонены вперед. Рули направления малоэффективны до скорости 165 км/ч и потому до этой скорости угол отклонения их достигал 12°, при большей скорости — всего 3°. Горизонтальное оперение и кили имели внутреннюю конструкцию из титановых гофрированных панелей и обшивку из стали. Температура нагрева обшивки горизонтального оперения 290 "С. а вертикального — более 330 "С. В крейсерском полете со скоростью, соответствующей числу М = 3, носки крыла и оперения нагревались до температуры 315 °С, а плоские поверхности до 220 °С.

Шасси самолета трехстоечное. Передняя стойка — двухколесная, основные — четырехколесные. Все стойки шасси убирались назад, на основных стойках перед уборкой тележка поворачивалась и прижималась к стойке. При разогреве пневматиков колес до 230 °С избыток давления в бескамерных шинах сбрасывался специальным клапаном, что предотвращало их разрыв. На каждой тележке имелось небольшое пятое колесо автомата растормаживания, предотвращающее движение юзом и занос самолета на скользкой поверхности. Шины диаметром 1060 мм изготавливались из специальной резины и покрывались серебристой краской для отражения теплового излучения. Перед полетами на больших скоростях пневматики подкрашивали свежей краской. Стойки шасси убирались в ниши, охлаждаемые до 120 °С спиртовым раствором, который циркулировал по трубкам, припаянным к стенкам ниш.

Электронное оборудование включало стандартные связные и навигационные приборы, требующиеся для проведения летных испытаний. Антенны УКВ радостанции — ножевого типа из нержавеющей стали. Боевая система «Валькирии», известная под шифром AN/A5Q-43, разрабатывалась на фирме Motorola. После отказа от постройки ХВ-70В ее разработка была прекращена.

На самолете применялась электросистема переменного тока напряжением 115— 200 В и частотой 400 Гц. Имелся аварийный генератор с приводом от гидронасоса. Система управления гидравлическая, четырех-канальная, с тросовой проводкой и автоматами натяжения. Общая длина трубопроводов системы более 1600 м.

Силовая установка самолета ХВ-70А состояла из шести ТРД YJ93-GE-3 фирмы General Electric. Статическая тяга двигателя на уровне моря 14 060 кг, из которых приблизительно 34 процента создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги — непрерывное. Длина двигателя 5920 мм, высота 1333 мм, диаметр входного устройства 1067 мм. Компрессор одновальный с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпусы компрессора и двухступенчатой турбины разъемные для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины с воздушным охлаждением. Форсажная камера с регулируемым соплом. Фирма North American заявляла, что самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета при этом уменьшалась только на семь процентов.

Все двигатели взаимозаменяемые. Они запускались с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался пороховым стартером и затем использовался для привода гидравлической системы, запускающей остальные двигатели. Использование такой гидросистемы позволило уменьшить массу самолета на 172 кг.

На боевые бомбардировщики должны были подвешивать ракету XGAM-87A (WS-138A) Skybolt. Ее разработка началась в 1959 году на фирме Douglas. Skybolt представляла собой сравнительно небольшую двухступенчатую гиперзвуковую ракету, рассчитанную на дальность полета 1600 км. Она запускалась на кабрировании под углом около 45". Двигатели обеих ступеней работали на твердом топливе, температура которого поддерживалась на постоянном уровне электрообогревательной системой от бортовой сети носителя вплоть до запуска. Устойчивость ракеты в начале полета обеспечивалась восемью треугольными стабилизаторами, четыре из которых имели меньшую хорду и применялись, очевидно, для аэродинамического управления в начале траектории перед набором высоты и для разворота ракеты относительно продольной оси на 180°. Последнее нужно для того, чтобы астрокорректор захватывал нужную звезду своим телескопом и уточнял местоположение ракеты. Окно телескопа находилось на расстоянии около 4 м от баллистического наконечника боеголовки.

Испытания ракеты начались в январе 1961 года. Все пять экспериментальных пусков оказались неудачными. Видя, что доводка ракеты потребует больших финансовых затрат, министерство обороны прекратило разработку ракеты.

Экспериментальный сверхзвуковой бомбардировщик ХВ-70 «Валькирия»:

1 — приемник воздушного давления (ПВД); 2 — убирающаяся рампа; 3 — внешние подвижные лобовые стекла; 4 — штыревые антенны УКВ радиостанции: 5 — створки канатов перепуска воздуха из системы кондиционирования; 6 - съемные эксплуатационные люки; 7 — откидные эксплуатационные люки; 8 — киль; 9 — руль направления; 10 — ось руля направления: 11 — регулируемые сопла двигателей; 12 — ниша уборки тележки основной стойки шасси; 13 — створки ниш основных стоек шасси; 14 — колесо автомата растормаживання; 15 —термостойкий пневматик колеса основной стойки: 16 — основная стойка шасси; 17 — щитки основных стоек; i 8 — щель сброса пограничного слоя; 19 — противопомпажные створки; 20 — створка ниши тележки передней стойки шасси; 21 — цилиндр уборки и выпуска передней стойки; 22 — колесо передней стойки; 23 — передняя стойка шасси; 24 — щиток передней стойки; 25 — регулируемый клин воздухозаборника, перфорированный для отсоса пограничного слоя; 26 — дополнительные ПВД; 27 — радионрозрач-ный обтекатель PJ1C; 28 — полка лонжерона; 29 — гофрированная стенка лонжерона; 30 — сварные швы; 31 — аварийные люки пилотов; 32 - ■ аварийные люки операторов вооружения; 33 — входная дверь; 34 — рампа и внешнее остекление в убранном положении (режим взлета и посадки); 35 — регулируемое горизонтальное оперение (стабилизатор); 36 — рули высоты (посадочные щитки); 37 — створки забора вторичного воздуха охлаждения двигателей; 38 — тормозной щиток — люк отсека тормозных парашютов; 39 — люки доступа к узлам крепления двигателей; 40 — секции элеронов, 41 — шарниры поворота законцовок крыла; 42 — обтекатель шарнира крыла — точка образования вихря обтекания крыла; 43 — отклоняющаяся закоицовка крыла; 44 — тормозные парашюты; 45 — тележки основных стоек шасси в убранном положении; 46 — тележка передней стойки шасси в убранном положении; 47 — носок руля направления слоистой конструкции с сотовым заполнителем; 48 узел соединения панелей; 49 — крепежные детали; 50 — лонжерон руля направления; 51 —хвостовой обтекатель ракеты (при подвеске в бомбоотсек не устанавливался); 52 — ролики створок отсека вооружения; 53 аппаратура управления двухпозиционной рампой и остеклением; 54 — приборная доска; 55 — внутренняя панель лобового стекла; 56 — спасательная капсула; 57 — парашют; 58 — блоки электронного оборудования: 59 — баки с жидким аммиаком и водой; 60 — электронное оборудование системы управления, самописцы регистрации перегрузок от порывов ветра: 61 — система кондиционирования воздуха в кабине; 62,63,66,69.72 — топливные баки; 64,65,67,71,83 - - лонжероны крыла; 68 — нилон подвески ракеты; 70 — блоки управления оружием; 73 — силовая балка; 74 —укладка тормозных парашютов; 75 — шпангоуты; 76 — двигатель YJ93; 77 - коробка приводов двигателя; 78 — канал воздухозаборника; 79 — управляемая ракета XGAM-87A Skybolt; 80 отсек вооружения; 81 — система регистрации данных, цифровой и аналоговый вычислители; 82 — ниша тележки передней стойки шасси; 84 — пилотская кабина; 85 — оборудование оператора вооружения; 86-—кабина оператора вооружения (на опытных самолетах использовалась для размещения электронного оборудования); 87 - тяги системы вооружения; 88 — блоки РЛС: 89- -антенна РЛС; 90 — шарниры руля напрааления; 91 — тандемные приводы рулей направления; 92 — связующие тяги: 93 — пружинные загрузочные механизмы системы управления; 94 - пружинная тяга; 95 — шарниры узлов навески элевонов; 96 титановая накладка; 97 — привод элевонов: 98 — панель обшивки крыла сотовой конст рукции; 99 — крепление привода элевона: 100 — гилроцилиндр отклонения руля высоты (посадочных щитков); 101 — гидроцилиндр поворота горизонтального оперения; 102 — сдвижные панели бом-боотсека; 103 — обтекатель ниши передней стойки шасси; 104 — отклоняемая законцовка крыла; 105 — шарнир поворота законцовки крыла: 106 — фитинг привода законцовки; 107 — концевая нервюра крыла; 108 — штурвал управления в рабочем положении; 109 — двухстворчатые двери-шторы спаса тельной капсу лы; 110 — ручка системы катапультирования; 111 — шту рвал управления при катапультировании

Размах крыла, м................................................................................................................32,00

Длина, м............................................................................................................................57,61

Длина самолета с ПВД, м..................................................................................................59,7

Высота, м ............................................................................................................................9,14

Стреловидность крыла по передней кромке...................................................................65°5'

Площадь крыла, м2.......................................................................................................... 585,02

Масса пустого самолета, кг........................................................................................108 ООО

Нормальная взлетная масса, кг...................................................................................244 200

Объем топливных баков, л........................................................................................... 178 000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2.....................................................................................417

Тяговооруженность.............................................................................................................0,4

Максимальная скорость полета на высоте 21 335 м, км/ч............................................3218

Максимальное число М.....................................................................................................3,03

Взлетная скорость, км/ч......................................................................................................310

Практический потолок, м..............................................................................................23 125

Максимальная дальность полета, км................................................................................ 9600

Длина разбега, м................................................................................................................1800

Длина пробега с тормозным парашютом, м................................................................... 2000