«Валькирия» ХВ-70 фирмы «Норт Америкен»- двухместный экспериментальный самолет (четырехместный бомбардировщик стратегической авиации)-США, 1964 г.

Рис. 2.121. Экспериментальный самолет ХВ-70А с опущенными концевыми частями крыла.

История создания. В конце 1954-начале 1955 гг. были разработаны требования ВВС США (WS110A) к самолету-преемнику околозвукового стратегического бомбардировщика «Боинг» В-52. В апреле 1955 г. была создана группа по изучению возможностей реализации этих требований, а в ноябре с фирмами «Боинг» и «Норт Америкен» были подписаны соглашения на разработку предварительного проекта. В январе 1958 г. ВВС США заключили с фирмой «Норт Америкен» контракт на строительство 62 самолетов (12 опытных и предсерийных самолетов, 50 самолетов для первого боевого подразделения стратегической авиации). При этом облет первого опытного образца был запланирован на январь 1962 г., а первого серийного самолета – на 1965 г. Параллельно был заключен контракт с фирмой «Дженерал электрик» на разработку турбореактивного двигателя J93, использующего обычное или бороводородное топливо. Стоимость программы оценивалась в 3,3 млрд. долл. Самолет получил обозначение «Валькирия» В-70.

В апреле 1959 г. комиссия ВВС США оценила макет, проект и изготовленные части самолета, а в декабре 1959 г. правительство США аннулировало всю программу В-70. Однако уже в январе 1960 г. вновь было принято решение возобновить работы, но программа ограничивалась созданием только двух опытных образцов (без боевых подсистем) для проведения исследований, результаты которых могли бы быть использованы при проектировании других сверхзвуковых самолетов (прежде всего пассажирского). Новый самолет с измененными конструкцией и оборудованием получил обозначение ХВ-70А.

Строительство первого опытного образца ХВ-70-01 было завершено в мае 1964 г., а его облет состоялся 21.09.1964 г. Второй опытный образец (ХВ-70-02) был испытан в полете 17.07.1965 г. В первом полете самолета 01 была достигнута скорость 604 км/ч, во втором-930 км/ч, а в третьем-1185 км/ч. Проектная крейсерская скорость (М = 3) была достигнута 14.10.1965 г. во время 17-го полета на высоте 21 335 м. Опытный образец 02 постигла неудача: 8.07.1966 г. над полигоном-пустыней Мохаве он столкнулся с сопровождавшим его в полете истребителем F-104. Опытный образец 01 после выполнения серии пробных полетов в 1966-1968 гг. был передан 4.02.1969 г. в музей авиации. В создании самолета принимало участие примерно 20000 предприятий, из них только крылом занималось около 8000. На разработку и исследования самолета было затрачено 14,5 млн. инженерных человеко-часов и израсходовано 1,3 млрд. долл.

Описание самолета. «Валькирия» представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом и дополнительным управляемым дестабилизатором (передним крылом), расположенным в передней части фюзеляжа. Основное крыло относительной толщины 2,5% и стреловидности по передней кромке 65° 34' имеет нулевой угол поперечного V (на опытном образце 01) и положительный + 5° (на опытном образце 02); оно рассчитано на сверхзвуковую скорость, соответствующую ? = 3. В крыле использована коническая крутка на отрезке между фюзеляжем и плоскостью шарнирного крепления отклоняемых концевых частей крыла. Одной из особенностей самолета являются отклоняемые вниз концевые части крыла, которые могут фиксироваться в трех положениях (в зависимости от скорости полета): 0° для дозвуковых скоростей, 25° (на опытном образце 01) и 30° (на опытном образце 02) для околозвуковых скоростей и соответственно 65 и 70° для сверхзвуковых скоростей. Управление самолетом осуществляется с помощью шестисекционных элевонов (четыре секции которых расположены в неподвижных частях крыла), двухкилевого поворотного вертикального оперения и дестабилизирующего переднего крыла. Действие переднего крыла характеризуется большой эффективностью, так как оно оснащено закрылками и расположено на значительном удалении от центра тяжести самолета. Взлет и посадка совершаются при нулевом угле отклонения (относительно продольной оси самолета) переднего крыла и при отклонении его закрылков на угол 20°. Одновременно с отклонением закрылков автоматически опускаются вниз элевоны, что существенно увеличивает несущие свойства всей системы. На остальных режимах полета закрылки блокируются в нейтральном положении, а все переднее крыло выполняет роль балансировочной поверхности. При сверхзвуковых скоростях полета оно создает дополнительную подъемную силу, компенсирующую смещение вектора подъемной силы основного крыла назад, осуществляя тем самым необходимую балансировку самолета и улучшая его управляемость.

Рис. 2.122. Самолет ХВ-70А на взлете.

Рис. 2.123. Проекции четырехместного стратегического бомбардировщика «Валькирия» ХВ-70А.

Однако наиболее характерной чертой самолета является его аэродинамическая схема, которая позволяет использовать скачки уплотнения для создания дополнительной подъемной силы. В целях более эффективного использования этого явления при полетах со скоростью М = 3 крылу придается оптимальная стреловидность. При этом двигательная гондола расположена таким образом, что нижняя поверхность крыла находится над системой скачков уплотнения, образующих область повышенного давления. В самолете ХВ-70А использованы индивидуальные спасательные капсулы, обеспечивающие работу экипажа из двух человек (в варианте бомбардировщика численность экипажа состоит из четырех человек-двух пилотов, оператора оборонной системы и штурмана) в общей вентилируемой кабине (аналогично тому, как это делается в пассажирских самолетах). Сиденья расположены в специальных, открытых спереди капсулах, которые в аварийных ситуациях герметически закрываются (в связи с чем отпадает необходимость в кислородной маске или высотном скафандре) и выбрасываются из самолета. Передняя стойка шасси-двухколесная-убирается назад, в фюзеляж; главные-с четырехколесными тележками-убираются назад (с одновременным поворотом тележек на 90° относительно стойки), в ниши центральной части фюзеляжа. Противоскользящее устройство колес шасси работает совместно с пятым, небольшим нетормозным колесом. Действие его основано на сопоставлении скорости вращения тормозящихся колес со скоростью вращения дополнительного колеса при расчетной рабочей температуре 180°С. Гидравлическая система торможения колес рассчитана на рабочую температуру 300° С.

В связи с тем что самолет рассчитан на крейсерский полет со скоростью более 3000 км/ч, на высоте 21 000 м некоторые части планера должны нагреваться до 320°С. Это потребовало применения в конструкции высокопрочных сталей и сплавов титана. Большая часть обшивки самолета выполнена из нержавеющей стали и имеет сотовое заполнение. Кабина экипажа и отсек электронного оборудования теплоизолированы материалами на основе силиконовой смолы.

Двигательная установка. Силовая установка состоит из 6 турбореактивных двигателей YJ93-GE-3 фирмы «Дженерал электрик» тягой 111,31 кН (11350 кГ) без форсирования и 137,88 кН (14060 кГ) с форсированием. Двигатели YJ93, предназначавшиеся для самолетов F-108 и ХВ-70, должны были работать на боро- водородном топливе. Свертывание программы F-108 привело к уменьшению объема работ над двигателем и, как следствие, к отказу от боро- водородного топлива в пользу обычного. Двигатели размещались в задней части фюзеляжа. Их выхлопные сопла располагались в непосредственной близости от задних кромок элевонов. Общий воздухозаборник (с разделяющим входной канал на две части клиновидным центральным телом) обеспечивает подачу воздуха к двум группам (по 3 шт. в каждой) двигателей. В целях обеспечения высокой эффективности во всем диапазоне рабочих скоростей воздухозаборники и воздушные каналы имеют переменную геометрию. Топливо размещено в 11 баках (5 фюзеляжных и 6 крыльевых), общая емкость которых составляет ~ 178 000 л. Для заправки баков предусмотрены две назависимые системы. В систему топливоподачи входит 29 насосов.

Размах крыла, м 32,00

Длина, м 57,61

Высота, м 9,14

Площадь несущей поверхности, м2 585,02

Масса пустого самолета, кг 108 000

Взлетная масса (ном./макс.), кг 205000/244200

Емкость внутренних баков, л 178000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 350/417

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,48/2,95

Максимальное число Маха 3,03

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

Взлетная скорость, км/ч 350

Практический потолок, м 21 335

Максимальная дальность, км 12000

Длина разбега, м 1500-1800