Авиация и космонавтика 2011 03

Управление по крену осуществляется отклонением установленных на крыле интерцепторов и дифференциально отклоняемыми консолями стабилизатора.

Планер на 17,6% изготовлен из титановых сплавов, на долю алюминиевых сплавов приходится 42,5%. Основным элементом конструкции планера, воспринимающим нагрузки, является коробчатая поперечная балка центроплана длиной более 7,9 м и шириной 1,5 м; балка изготовлена на 80% из титанового сплава Ti-6AL-4V с применением диффузионной сварки.

С целью снижения ЭПР в конструкции самолета применены композиционные материалы, из которых выполнены передние горизонтальные поверхности, носки крыла и стабилизатора, створки бомбоотсеков, кромки воздухозаборников. Каналы подвода воздуха к двигателями выполнены S-образными и оснащены профилированными перегородками, исключающими прямую видимость компрессора двигателей. Стыки обшивки планера заклеены специальной лентой. Плоскость антенны РЛС, размещенной в носовой части фюзеляжа, наклонена вниз под углом 35 град. Благодаря внесенным в конструкцию В- 1В изменениям, его ЭПР в сравнении с ЭПР самолета В-1А, по оценке западных специалистов, снижена в 10 раз до значения менее 1 м 2.

Фюзеляж

Фюзеляж типа полумонокок состоит из пяти основных секций и отличается большой плотностью размещения шпангоутов и лонжеронов. Наружная обшивка и внутренние конструктивные элементы выполнены в основном из алюминиевых сплавов; титановые сплавы использованы в зонах гондол двигателей и для изготовления противопожарных перегородок, обшивки хвостовой части фюзеляжа.

С целью снижения колебаний конструкции фюзеляжа при полете в турбулентной атмосфере самолет оснащен системой LARC (Low- Altitude Ride Control, управление полетом на малой высоте). В состав системы входят установленные в различных местах фюзеляжа датчики, измеряющие изменение аэродинамической нагрузки. По сигналам датчиков производится отклонение нижней секции руля направления и двух небольших аэродинамических поверхностей (ПГО), установленный в передней части фюзеляжа с отрицательным углом поперечного V, равным 30 град. Использование системы LARC позволило снизить массу конструкции носовой части фюзеляжа и повысить усталостную прочность всего планера самолета.

Кабина летчиков В-1В

Крыло

Использование крыла изменяемой в полете стреловидности позволило добиться высоких несущих характеристик крыла как в области малых скоростей, так и при полете с большими числами Маха. Угол стреловидности подвижной части крыла по передней кромке изменяется от 15 до 67,5 град, (крейсерский дозвуковой полет – 25 град., маловысотный полет – 50-55 град., сверхзвуковой бросок – 65 град.). Скорость перекладки крыла ограничена величиной 1 град/с, что обусловлено скоростью перекачки топлива системой автоматического управления центровкой. При увеличении стреловидности подвижные части крыла частично убираются в центроплан, обшивка которого выполнена, главным образом, из стеклопластика. На В-1А щель, в которую убирается часть крыла при его переводе на большие углы стреловидности, закрывалась створками, которые открывались или закрывались индивидуально в зависимости от угла стреловидности. На В-1В использована более простая система, с использованием скользящих створок и надувных уплотнителей. Изготовленные из титанового сплава винтовые приводы поворотной части крыла развивают усилие до 4410 кН (450 тс) и связаны валом синхронизации поворота консолей. Четыре гидромотора винтовых приводов могут работать от любых двух из четырех бортовых гидросистем.

Основу конструкции подвижных консолей крыла составляют двухлонжеронные алюминиевые кессоны с фрезерованными лонжеронами и нервюрами, а также цельнофрезерованными монолитными (верхней и нижней) панелями обшивки, выполненными из алюминиевых сплавов. Толщина обшивки изменяется от 48,3 мм до 7,6 мм. Длина подвижной консоли 16,76 м, максимальная хорда – 2,29 м, масса – 6954 кг.

Для управления по крену на каждой консоли установлено по четыре секции интерцепторов.

Механизация каждой консоли крыла состоит из семи секций предкрылков с максимальным углом отклонения 20 град, и шестисекционных однощелевых закрылков.

Кабина экипажа

Экипаж в составе четырех человек (первый и второй летчики, оператор наступательных систем и оператор оборонительных систем), размещается в двух герметичных кабинах, сообщающихся проходом. В полете в кабинах поддерживается давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м. В кабинах установлены катапультные кресла Вебер ASES II, на первых трех прототипах самолета В-1А использовалась единая для всего экипажа спасательная капсула. Летчики расположены бок о бок традиционно: командир на левом кресле, второй пилот – на правом. За рабочими местами летчиков оборудованы рабочие места штурманов-операторов. Левое кресло занимает штурман, отвечающий за работу с оборонительными системами самолета, правое – штурман, работающий с наступательными системами. Штурманы операторы готовятся по единой программе и способны работать с любого кресла. На штурманов возложены дополнительные функции в полете на малых высотах: левый штурман постоянно контролирует курс, правый – отслеживает препятствия по маршруту полета.

Кабина экипажа выполнена с учетом требований эргономики и, по оценке летчиков и штурманов, более удобна в сравнении с кабиной В-52. Вместо традиционных для тяжелых кораблей штурвалов у летчиков установлены «истребительные» ручки управления: с точки зрения техники пилотирования В-1В ближе к истребителю, чем к тяжелому бомбардировщику. Кабина операторов самолета В-1А остекления не имела, задняя кабина В-1В снабжена двумя небольшими окнами (по одному с каждого борта).

Приборное оборудование кабин выполнено в стиле 70-х годов с использованием электромеханических приборов и индикаторов на электронно-лучевых трубках. Модернизация в вариант В-1В FIDL предусматривает полную замену приборного оборудования кабины штурманов-операторов.

Обе кабины имеют в крыше герметичные аварийными люки.

Объем кабины достаточен для размещения помимо штатных членов экипажа еще двух инструкторов, которые, однако, не обеспечены катапультными креслами.

На самолете имеется туалет и кухня.

Силовая установка

Самолет оснащен четырьмя ТРДДФ Дженерал Электрик F101- GE-102 (4 х 6800/13960 кгс, степень двухконтурности – примерно 2)

ТРДДФ оптимизирован для работы при М=0,8 на малой высоте. Длина двигателя 4,6 м, диаметр – 1,4 м, сухая масса – около 2000 кг. Для автономного запуска двигателей используются две бортовые ВСУ мощностью до 400 л.с., обеспечивающие также привод аварийного электрогенератора. Воздухозаборники – нерегулируемые, с изогнутыми воздушными каналами и 8- образными перегородками, экранизирующими вентиляторы ТРДДФ для уменьшения радиолокационной заметности самолета. На В-1А с целью долстижения скорости полета порядка М=2 использовались регулируемые воздухозаборники.