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.
Летно-технические данные ХВ-70А
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
TSR.2 корпорации «Бритиш эркрафт»- двухместный истребитель- бомбардировщик и разведчик-Великобритания, 1964 г.
Рис. 2.124. TSR.2 в полете.
История создания. В 1956 г. командование ВВС Великобритании сформулировало тактико-технические требования для преемника высотного тактического бомбардировочно-разведывательного самолета «Канберра» фирмы «Инглиш электрик». В соответствии с этими требованиями новый самолет должен был осуществлять разведку на сотни километров в глубь территории противника при полете с околозвуковой скоростью на малых высотах, а при полете на большой высоте он должен был обладать большой дальностью действия, обеспечивающей возможность использования морских баз. Этот самолет предполагалось оснащать как обычным, так и ядерным вооружением и эксплуатировать в любых атмосферных условиях, в любое время года и суток, на любых аэродромах. Контракт на строительство трех опытных экземпляров самолета TSR.2 (Tactical Strike and Reconnaissance – тактический ударно-разведывательный) был подписан 1.01.1959 г. с условием, что передача первых серийных самолетов на вооружение воздушным подразделениям стратегической авиации будет осуществлена в конце 1965 г. Первый опытный образец был построен в 1963 г., а его облет проведен только 27.09.1964 г. В 1965 г. британский парламент принял решение прекратить работы по созданию самолета TSR.2, мотивируя свое решение отсутствием экспортных перспектив и лавинообразным ростом стоимости программы. Если в 1960 г. предполагаемая стоимость одного самолета (при серийном производстве 150 самолетов) составляла 1,5 млн. ф.ст., то в 1964 г. она достигла 4 млн. ф.ст.; это означало, что один TSR.2 обойдется в 20 раз дороже, чем самолет «Канберра». Затраты на проведение опытно- конструкторских работ в течение 7 лет составили 100 млн. ф.ст.
Описание самолета. TSR.2 представляет собой построенный по классической схеме высокоплан, треугольное крыло которого характеризуется большой удельной нагрузкой (малая чувствительность к атмосферным возмущениям при полете на небольших высотах), стреловидностью передней кромки 60° и малой относительной толщиной профиля (около 4%). В целях улучшения характеристик взлета и посадки применены закрылки со сдувом пограничного слоя (вдоль всего размаха крыла) и плоская форма нижней части фюзеляжа. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей и имеет прямоугольную форму сечения. Кабина с креслами пилота и штурмана, расположенными друг за другом, оборудована системой обдува лобового стекла с целью предотвращения его загрязнения насекомыми при полетах на малых высотах. Кресла-катапультируемые, класса 0-0. Шасси – трехстоечное, передняя стойка-со спаренными колесами, а главные-с колесами типа «тандем». Кинематика передней стойки шасси позволяет удлинять главную балку во время взлета, т.е. увеличивать угол атаки планера без отклонения руля высоты (в результате чего уменьшается сопротивление). Самолет оснащен тормозным парашютом и четырехсекционными тормозными щитками.
Рис. 2.125. Опытный образец TSR.2 с характерной удлиненной передней частью фюзеляжа.
Рис. 2.126. Проекции двухместного истребителя-бомбардировщика и разведывательного самолета TSR.2.
В системе управления отсутствуют элероны и интерцепторы, что объясняется применением дифференциального стабилизатора (со стреловидностью 60°), обеспечивающего поперечную и продольную управляемость. Для повышения эффективности управления при больших углах атаки плоскости горизонтального оперения снабжены закрылками со сдувом пограничного слоя. Вертикальное оперение однокилевое, цель- ноповоротное со стреловидностью по передней кромке 52°. Управление оперением-спаренное: ручное управление осуществляет пилот, а автоматическое-специальная система стабилизации
положения самолета. Для уменьшения поперечной устойчивости применен отгиб концов крыла вниз на угол 23°, что одновременно повысило эффективность работы закрылков.
Самолет построен в соответствии с концепцией безопасных отказов, в связи с чем большинство устройств и агрегатов задублировано. В конструкции планера широко используются сплавы титана (наряду со сплавами алюминия) и высокопрочные стали. Многолонжеронное моноблочное крыло выполнено с применением монолитных панелей. Монолитные панели использованы также в конструкции фюзеляжа и оперения. Все свободное пространство в крыле использовано под топливные кессон-баки.
Двигательная установка. TSR.2 оснащен двумя двухвальными турбореактивными двигателями «Олимп» 22R фирмы «Бристоль-Сиддли» с тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ) каждый. Проблема выбора двигателя была одной из наиболее сложных в связи с требованием высокой экономичности силовой установки такого самолета. Отсутствие соответствующего, двухконтурного турбореактивного двигателя (в то время еще не была решена проблема дожигания в «холодном» вентиляторном контуре) предопределило использование одноконтурных турбореактивных двигателей. Боковые регулируемые воздухозаборники с подвижными полуконусами (регулировка автоматическая и ручная) имеют эллиптическое поперечное сечение.
