North American

XB-70 Valkyrie («Валькирия»)
стратегический бомбардировщик

История создания
Последний полет «Валькирии»

КОНСТРУКЦИЯ. Самолет схемы «утка» с тонким треугольным крылом и двухкилевым вертикальным оперением.
    При скорости М=3 температура обшивки могла достигать 330°С и в конструкции широко использовалась нержавеющая сталь РН15-7Мо (68%), высокопрочная инструментальная сталь Н11 (17%), титановые сплавы (9% по массе). Применены также нержавеющая сталь АМ-35 (4%) и сплав на никелевой основе Рене-41 (2%). Эти материалы сохраняют высокую прочность в расчетном диапазоне рабочих температур В-70, равном 230-330°С.

Материалы Сталь Титановые сплавы Сплав на никелевой основе Рене-41
нержавеющая РН15-7Мо инструментальная Н11 нержавеющая АМ-35
% по массе 68 17 4 9 2

    Конструкция и расположение клееных элементовДля В-70 были первоначально разработаны обычные листовые металлические обшивки, усиленные панели различной конструкции и слоистые панели. Исследования показали, что наилучшие характеристики для большей части планера имеют слоистые панели. В значительной мере это обуславливалось требованием хороших теплоизолирующих свойств. В противном случае, вследствие кинетического нагрева обшивки, температура топлива в баках-отсеках могла превысить 150°С предельно допускаемый уровень температуры топлива на входе в двигатель. В пользу слоистых конструкций говорили и их высокая жесткость (а, следовательно, сохранение гладкой поверхности и высокого аэродинамического качества на больших скоростях), устойчивость к акустической усталости (от колебаний воздушного давления в скоростном полете и шума двигателей) и относительно малая масса.
    Слоистые панели выполнены из нержавеющей стали и имеют сотовый или гофрированный заполнитель. Из них изготовлены обшивка большей части крыла, нижней и верхней поверхности фюзеляжа, килей и другие компоненты. От склейки панелей отказались, так как клееные конструкции не работают при высоких температурах. Сотовый заполнитель припаивается к листам обшивки, а гофрированный заполнитель приваривается точечной сваркой. От инструментальных сталей, как материала для слоистых конструкций, отказались вследствие трудностей, связанных с необходимостью применения антикоррозийных покрытий, и проблем с их обработкой. Пришлось отказаться и от титана, как как лучшие из имевшихся титановых сплавов нельзя было одновременно подвергать пайке и термообработке, а листы из них нельзя было гнуть под углами, требуемыми для получения гофра.
    Во время испытаний встретилась проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток «отодрал» от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02х0,91 м и 0.20х0.97 м) вздувшиеся участки листов.XB-70A
    Значительная часть остальной конструкции, не образующей топливных баков-отсеков, выполнена из высокопрочньгх титановых сплавов. Из них изготовлены носовая секция фюзеляжа типа монокок длиной 18,6 м, переднее оперение, хвостовая часть фюзеляжа в зоне отсеков двигателей, лонжероны килей и часть внутренней конструкции поверхностей управления и крыла. Всего в конструкции В-70 используется около 5400 кг титана. Из стали Н11 выполнены многие важные элементы конструкции, в том числе шасси и механизмы складывания крыла, главные лонжероны передней части фюзеляжа и центроплана нал отсеками двигателей. Этот материал настолько прочен, что до В-70 он применялся, главным образом, для изготовления инструментов, а в самолетной конструкции использовался в небольшом количестве только на бомбардировщике A-3J. Всего в конструкции В-70 используется около 10400 кг стали Н11.
    Крыло В-70 имеет удлинение 1,75, средняя аэродинамическая хорда 23,94 м. Длина хорды у корня 35,89 м, на концах 0,67 м, относительная толщина 2% на участке по размаху до 4,72 м и 2,5% на участке от 11,68 до 16,0 м. Угол поперечного V нулевой на самолете N1, положительный +5° на самолете N2.
    Носок крыла в корневой части имеет небольшую кривизну, на участке между фюзеляжем и шарнирами поворота концевых частей используется коническая крутка. Управление тангажом и креном осуществляется с помощью зависающих элевонов (по шесть секций на консоли крыла) общей площадью 36,74 м2, отклоняющихся на угол до 25° вниз и до 15° вверх, управление рыскание - с помощью рулей направления общей площадью 35,52 м2. Рули направления занимают большую часть килей (поэтому кили ХВ-70 иногда называются поворотными) и имеют наклонные оси шарниров поворота, предельные углы их отклонения составляют +12° при выпущенном шасси и +3° при убранном шасси.

Отклонение консолей крыла Скорость (Число М) 0-0,5 0,5-1,4 1,4-3+
Угол отклонения консолей XB-70/01 0 25 65
XB-70/02 0 30 70

    Гидравлически отклоняемые законцовки крыла площадью 48,39 м2 (2х48,39 м2, немногим более 6 м по задней кромке) были самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых.
    Отклонение консолей во время полета вниз давало сразу три эффекта:

  1. Дополнительные вертикальные поверхности повышали путевую устойчивость и позволили уменьшить размеры килей;
  2. Сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете;
  3. «Compression Lift» на 30 процентов повышал аэродинамическое качество самолета.

    На ХВ-70 предполагали достичь сверхзвукового аэродинамического качества 8-8,5, дозвукового - около 12-13. Достаточно высокое крейсерское качество "Конкорда" и Ту-144 - "бесхвосток" без ПГО, было получено благодаря совершенствованию методов аэродинамического расчета, что позволило применить крыло оживальной формы.
    При разработке самолета намечалось, что они будут фиксироваться в трех положениях: 0° при дозвуковой скорости, 25° (на самолете N1) и 30° (N2) при околозвуковых скоростях, 65° (N1) и 70° (N2) при сверхзвуковых скоростях. В реальных полетах отклонение концов крыла в среднее положение практиковалось раньше - на скорости 500 км/ч, почти сразу после уборки шасси. Это связано с тем, что неблагоприятный разворачивающий момент рыскания при отклонении элевонов по крену оказался значительно большим, чем предполагалось. В результате, например, попытки летчиков в условиях скольжения выправить крен действием одних элевонов приводили к еще большему кренению самолета и развитию скольжения. Для координации движения самолета требовалось противоположное отклонение рулей направления, а также повышение боковой устойчивости самолета, что и достигалось ранним отклонением концов крыла. При этом дополнительно уменьшался и разворачивающий момент (правда, с уменьшением управляющего момента крена), поскольку из работы выключались по две секции элевонов, расположенные на концевых частях крыла.Кабина XB-70
    Фюзеляж типа полумонокок выполнен в соответствии с правилом площадей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускается. Кабина экипажа, состоящего из двух человек, герметическая. На бомбардировщике численность экипажа предполагалось довести до четырех человек за счет включения в него помимо двух летчиков также штурмана-бомбардира и оператора оборонительной системы. В кабине поддерживается давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м, что позволяет экипажу обходиться без высотных скафандров. Установлены катапультируемые кресла с двумя створками, образующими при закрытии индивидуальные герметические спасательные капсулы с автономной системой наддува и кислородной системой. Капсулы обеспечивают аварийное покидание самолета на высотах от уровня моря до 24000 м. Входная дверь расположена с левого борта впереди переднего оперения.
    Переставное (диапазон углов отклонения 6°) переднее горизонтальное оперение (ПГО) площадью 24,64 м2 без подфюзеляжной части и стреловидностью по передней кромке 31,7° используется для продольной балансировки самолета и как дестабилизатор при М>1. Закрылки ПГО площадью 10,16 м2 отклоняются на угол до 25° совместно с элевонами при взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парируют момент тангажа, возникающий при взлетно-посадочном зависании элевонов, которое давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при М<0,88 даже при отклонении расположенных на нем закрылков, что приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Тряска исчезала по мере роста скорости.
  ;  Шасси трехопорное с передней опорой. Двухколесная носовая стойка и основные стойки с четырехколесными тележками убираются назад, тележки при уборке поворачиваются на 90°. Все колеса и пневматики одинакового размера (диаметр пневматиков 1060 мм), рассчитаны на температуру нагрева 180°С. Отсеки шасси охлаждаются до температуры 120°С. Тормоза дисковые, установлены отдельно от колес (для повышения эффективности охлаждения). Применены автоматы торможения. Масса шасси превышает 5400 кг, что составляет примерно 2,5% от взлетной массы самолета. При посадке используются три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси 14,1 м, колея 7,1 м.
    В ходе испытаний были случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В то же время шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень высокой массе самолета - 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3-4 посадки, затем он был доведен до 5-10 посадок.Двигатель YJ93-GE-3
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Двигатели установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя 1,33 м, длина 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещен под фюзеляжем и имеет центральный клин, разделяющий воздухозаборник на два канала, каждый из которых подает воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществляется с помощью трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. Сверху крыла, у его вершины расположены перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена ручная/полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором - полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м состоит из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сопла двигателей сужающиеся-расширяющиеся, обеспечивают непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями. В конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой Норт Америкен на истребителе-перехватчике F-86D.
    Запуск двигателей на земле осуществляется с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускается твердотопливным стартером и затем используется для привода гидродвигателя, от которого производится пуск остальных двигателей.Воздухозаборники XB-70A
    Силовая установка доставила немало хлопот испытателям. Так же, как и на «трехмаховом» разведчике SR-71, в полете неоднократно нарушалась расчетная работа воздухозаборника из-за образования выбитой ударной волны на входе. Особенно неблагоприятные последствия наступали при М=3: резко падала тяга, возникали грохот и тряска, самолет совершал непроизвольные движения по крену, тангажу и рысканию. Одной из крупных эксплуатационных проблем с двигателями были их частые повреждения посторонними предметами (заклепками, птицами, льдом из дренажных каналов; подсос предметов с ВПП в воздухозаборники на взлете не отмечался). Титановые лопатки, использованные в компрессоре YJ93, имели значительно большую повреждаемость по сравнению со стальными. Только за неполные первые два года испытаний потребовалось 25 раз снимать двигатели с самолета для ремонта по этой причине.
    Стандартное топливо JP-4 нельзя было использовать из-за высокого давления паров и чрезмерного испарения. Более подходящим оказалось его производное - JP-6 с более низким давлением паров, повышенной термической стабильностью и меньшим осадкообразованием. Топливо размещается в 11 баках-отсеках (шесть в крыле и пять в хвостовой части фюзеляжа). В ходе постройки самолета встретились трудности с герметизацией топливных баков. На первом самолете один из баков не использовался из-за того, что так и не удалось добиться необходимой герметичности. Начало летных испытаний второй машины было сдвинуто на полгода, в основном, из-за дополнительных работ по уплотнению баков.Повреждение двигателей
    Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 ч из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших крейсерских высотах. Вначале топливо перекачивалось из заправщика во второй пустой заправщик, где продувалось сухим азотом под высоким давлением (для вытеснения кислорода), и лишь потом поступало в топливные баки, которые в полете также наддувались азотом.
    На бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Система управления бустерная необратимая с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления тросовая, ПГО - жесткая. Возможно ручное управление рулями направления и ПГО. Установлена электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивающая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.
    Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 27,5 МПа (280 кгс/см2), способной работать при температуре от -54 до 230°С (кратковременно до 340° С). Гидросистема состоит из четырех независимых, одновременно работающих систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначена для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, аварийного генератора. Приводы поверхностей управления и концов крыла двухкамерные.
    Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с питанием через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ А (240/416 В, 440 Гц), приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ А с приводом от гидродвигателя.Оборудование кабины XB-70A
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входят инерциальная навигационная система с гиростабилизированными платформами и астронавигационная система с блоком астросопровождения. Вычислитель позволял осуществлять полет по запрограммированному маршруту, непрерывно определял текущее местоположение самолета, время полета и расстояние до цели. Использовалась также радионавигационная система TACAN, система опознавания госпринадлежности, аппаратура для встречи бомбардировщика с самолетом-заправщиком и для посадки по приборам.
    На бомбардировщике предполагалось применить доплеровский радиолокатор фирмы Дженерал Электрик с высокой разрешающей способностью. Экспериментальный образец РЛС прошел летные испытания.
    Оборонительная система, разрабатывавшаяся фирмой Вестингауз, должна была включать радиолокационные и ИК станции помех. Рабочее место оператора оборонительной системы располагалось за креслом командира экипажа. Предполагалось, что общая масса авионики на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.
ВООРУЖЕНИЕ. Бомбоотсек длиной 9,1 м располагается в нижней центральной части фюзеляжа между изогнутыми каналами воздухозаборника. В нем предполагалось размещать ядерные и обычные бомбы. В начале программы намечалось также в бомбоотсеке устанавливать баллистические ракеты, а под крылом подвешивать управляемые крылатые ракеты, т.е. планировалась схема, реализованная позднее на дозвуковом бомбардировщике В-52. Однако впоследствии от внешней подвески отказались. Программа баллистической ракеты Мартин WS-199B «Болд Орион», первоначально предназначавшейся для В-70, была отменена. Двухступенчатая баллистическая ракета AGM-48 «Скайболт», разработка которой началась в 1959 г. также с прицелом на внутреннее размещение в фюзеляже В-70, в конечном итоге при длине 11,6 м не умещалась в бомбоотсеке не только «Валькирии», но и В-52, для которого предназначалась прежде всего. Предлагалось использовать на «Валькирии» одноступенчатый вариант «Скайболта», но это предложение также не реализовали.
    После того, как В-70 переклассифицировали в экспериментальную машину, в бомбоотсеке расположили аппаратуру системы управления воздухозаборником массой 2,0 т и аналого-цифровую записывающую аппаратуру массой 2,7 т, способную регистрировать до 1050 параметров. Регистрирующая аппаратура вначале могла работать непрерывно в течение 40 мин. К июню 1965 г. время записи было увеличено до 63-64 мин, в дальнейшем, благодаря применению более тонкой ленты, его увеличили до 90 мин. До 80 млн. бит информации собиралось за один полет.

Описание
Разработчик North American
Обозначение XB-70
Кодовое наименование НАТО Valkyrie
Тип Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик
Экипаж, чел. 4 (2)
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолета, м 57,61
Высота самолета, м 9,14
Размах крыла, м 32
Площадь крыла, м2 585,07
Угол стреловидности крыла по передней кромке 65,57°
по линии 1/4 хорд 58,79°
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 410
Взлетная масса, кг максимальная расчетная 251500
типовая фактическая 236000...240000
Нормальная посадочная масса, кг 143000
Масса конструкции, кг более 58000
Полный запас топлива, кг (л) более 138000 (178000)
Силовая установка
Число двигателей 6
Двигатель ТРДФ GE XY-93 (YJ93-GE-3)
Тяга двигателя, кгс(кН) максимал 11350 (111,3)
на форсаже 14060 (137,9)
Летные данные
Максимальная скорость полета на высоте, км/ч (М=) 3218 (3,08)
Крейсерская скорость, М 1,52
Взлетная скорость, км/ч 350
Посадочная скорость, км/ч 335
Практический потолок, м более 21000
Максимальная дальность (расчетная), км 12000
Радиус виража при М=3, км не менее 160
Время выполнения разворота на 180° с креном 20°, м 13
Вооружение
Вооружение  

Схема XB-70

Источники информации:

  1. 001 - Flight of the «Valkyrie»
  2. «Бомбардировщики» / В.Ильин, М.Левин, 1997 /
  3. Недолгий полет «Валькирии» / И.Кудишин, АиК 11 1999 /
  4. North American XB-70A Valkyrie / US Air Force Museum Bomber Virtual Aircraft Gallery /
  5. «Энциклопедия вооружений» / «Кирилл и Мефодий», 1998 - CD-ROM /
  6. «Vojenska letadla» / Vaclav Nemecek, Praha, 1982 /
  7. «Развитите самолетов мира» / Р.И.Виноградов, А.Н.Пономарев, 1991 /

Рейтинг@Mail.ru Топ-100