Авиация и космонавтика 2011 03

Для испытаний на совместимость с крылатыми ракетами задействовали два В-1В, девятый и 28-й серийные. В-1В №9 предназначался для испытаний ракеты AGM-86B ALCM, В-1В № 28 – для испытаний ракеты AGM-129 АСМ. Пуск крылатой ракеты с 9-го серийного самолета впервые был выполнен 24 ноября 1987 г. по полигону в штате Юта, всего с этого В-1В в ходе испытаний произвели два пуска. С самолета № 28 выполнили 13 успешных сбросов инертных ракет АСМ, пять из внутреннего отсека, остальные – с пилонов. Пуски реальных ракет не выполнялись по причине закрытия программы АСМ. В дальнейшем 28-й самолет использовался при испытаниях ракет AGM-131A SRAM II до закрытия программы разработки этой ракеты в сентябре 1991 г.

Первые три серийных самолета привлекались к сертификационным испытаниям на использование с В-1В свободнопадающих ядерных бомб В61 и В63. На 51-м (85-0091) и 59-м (85-0099) серийных самолетах выполнялись сертификационные испытания на применение фугасных бомб Мк 82, увенчавшиеся 17 июля 1991 г. сбросом с 59- го самолета 84 бомб с высоты 150 м при скорости полета М=0,85. Окончание испытаний на применение обычных бомб запоздало – «Буря в пустыне» уже завершилась. В многочисленных испытаниях бортового оборудования принимал участие 32-й серийный самолет (85- 0072), среди них стоит отметить два полета в район Южного полюса, в которых проверялась работа навигационного комплекса. 14 апреля 1987 г. борт 85-0072 выполнил полет вдоль арктического побережья СССР на удалении всего 160 миль (267 км) – изменения в работе советской ПВО не фиксировались. После полета 14 апреля самолет получил собственное имя «Polarized».

Официально испытания В-1В были завершены 31 октября 1985 г.

Специально для выпуска В-1В в Палмдейле построили новый завод. На В-1В работала вся страна – в программе серийного производства принимало участие 5200 субподрядчиков. Рейган потребовал наладить серийный выпуск В-1В как можно быстрее, из-за чего первые машины не получили полного комплекта штатных систем и оборудования. Первые семь В-1В «не умели» пускать крылатые ракеты, зато их поставки начались досрочно. Первый полет первого серийного В-1В (82- 0001) планировали на март 1985 г. Выкатка состоялась 4 сентября 1984 г., а первый полет 18 октября 1984 г. Первый серийный В-1В был собран с использованием компонентов незавершенного пятого В-1А. Второй серийный В-1В полетел 1 октября 1986 г. Производственный план предполагал пика с выходом производства на выпуск четырех- стратегических бомбардировщиков в месяц и этот план удалось выполнить. Выкатка 10-й серийной машины состоялась 20 января 1988 г., заказчик получил ее 2 мая 1988 г. Стоит привести еще один интересный факт – все 100 В-1В от ВВС облетывал майор Валда Дж. Роббинс.

Согласно «паспортным» данным разница в максимальной массе между В-1А и В-1В в 37 т приходилась, главным образом, на вооружение и топливо. Масса пустого В-1В в ряде справочников приводилась как 82,7 т, реально – 86,2 т. На ранней стадии НИОКР по В-1В максимальная полетная масса при полете на малой высоте с большой скоростью была определена в 163 т, то есть как у В-1А. По ходу работ с целью повышения радиуса применения самолета ВВС посчитали необходимым увеличить массу со 163 до 199 т. Реально же максимальная масса при прорыве ПВО (скорость 1050 км/ч, высота 300 м), по мнению ряда экспертов, никогда не превышала 142 т.

В «ядерный» период истории самолета, до 1991 г., типовая боевая нагрузка «В-One» состояла из восьми бомб В-61 и восьми ракет SRAM, а топлива заливали обычно не 88 т, а 34 т, что ограничивало дальность полета на малой высоте с выполнением боевого маневрирования до 1300 миль (примерно 2400 км), соответственно радиус действия составлял 700 миль (1125 км). Если же учесть, что самолет официально предназначался для прорыва сильной ПВО на малых высотах с обходом естественных препятствий не только по высоте, но и по горизонту, то радиус действия был еще меньше: американские эксперты «без погон» называли цифру всего в 500 миль (800 км). Официально же дальность полета В-1В указывалась в 12 000 км, а радиус действия 5950 км из расчета полета по ортодромии на крейсерской скорости и средней высоте. При выполнении прорыва ПВО самолету предстояло, как минимум, 500 км пройти на малой высоте с высокой дозвуковой скоростью, кроме того, полет в глубине территории противника также желательно было выполнять пониже и побыстрее, используя для маскировки рельеф местности – речные и горные долины, то есть маршрут к цели и обратно прокладывался отнюдь не по дуге Большого круга.

Вопрос о реальной максимальной скорости полета также дискуссионен, так как напрямую связан с дальностью полета.

В-1В реально у земли способен разогнаться до 965 км/ч, более того, некоторые экипажи в тренировочных полетах вплотную приближались к скорости звука и, возможно, превышали ее. РЛЭ установлено ограничение по скорости на высоте 500 футов (152 м) при температуре атмосферного воздуха 15 град. На скорости М=0,92 (1126 км/ч), лететь разрешалось очень непродолжительное время. Обычно скоростные броски на малых высотах выполнялись на скорости порядка М=0,85 (1046 км/ч), но даже такой «бросок» сокращал дальность полета примерно на 700 км из-за повышенного расхода топлива. Летчикам рекомендовалось выполнять полет при угле атаке 4 град., срыв потока начинался при углах атаки 15 – 20 град. В эксплуатации отмечалось резкое нарастание угла атаки при увеличении перегрузки, критической считалась перегрузка в 2,4д. Перед нанесением удара летчики обычно выполняли резкий набор высоты, выходя как раз на перегрузку 2,4д, при этом иногда наблюдался катастрофический рост угла атаки.

Самолет получился очень чувствительным к изменению центровки. Нормально центр тяжести самолета должен находиться строго на осевой линии самолета в пределах 0,22 – 0,31 САХ. Если же центровка по каким-либо причинам выходила за установленные пределы, то самолет становился неустойчивым по тангажу и не мог управляться ни вручную, ни автопилотом. Именно нарушение центровки в полете стало причиной катастрофы В-1А 29 августа 1984 г. После катастрофы серьезной доработке подверглась система управления полетом и, особенно, ее программное обеспечение.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом изменяемой стреловидности. В самолете реализована интегральная компоновка, отличающаяся плавным сопряжением фюзеляжа и крыла. За счет использования интегральной компоновки стало возможным увеличить внутренние объемы планера, снизить площадь омываемой поверхности и эффективную поверхность рассеивания.