Авиация и космонавтика 1999 11

Переставное (диапазон углов отклонения 6°) ПГО площадью 24,64 м2 со стреловидностью по передней кромке 31,7° использовалось для продольной балансировки самолета на дозвуке и как дестабилизатор при числе М»1. Закрылки ПГО отклонялись на угол до 25° совместно с элевонами на взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парировали момент тангажа, возникавший при взлетно-посадочном зависании элевонов, что давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков "Валькирии" был срыв потока с ПГО при числах М«0,88, даже при отклонении расположенных на нем закрылков. Это 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 убирались разворотом назад, причем тележки основных стоек при уборке поворачивались на 90", а затем становились вертикально вдоль стойки и укладывались плашмя вдоль вертикальных стенок канала воздухозаборника. Кинематика уборки основных стоек отличалась большой сложностью. Все колеса и пневматики имели одинаковый размер (диаметр 1060 мм) и рассчитывались на температуру нагрева до 180° С. Отсеки шасси имели принудительное охлаждение. Тормоза дисковые, устанавливались отдельно от колес для повышения эффективности охлаждения. Имелись автоматы торможения. Масса шасси составляла более 5400 кг. При посадке использовались три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси составляла 14,1 м, колея -7,1 м.

Двигатели - шесть одноконтурных ТРДФ YJ93-GE-3 - были установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя был 1,33 м, длина - 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещался под фюзеляжем и имел центральный клин, разделявший воздухозаборник на два канала, каждый из которых подавал воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществлялось перемещением трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. На верхней части крыла располагались перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором - полностью автоматическая. Канал воздухозаборника, высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м, состоял из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сужающееся-расширяющиеся сопла двигателей обеспечивали непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями, но в конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой Норт Америкен на истребителе-перехватчике F-86D.

Статическая тяга двигателя YJ93-3 на уровне моря составляла около 13600 кгс, из которых приблизительно 34% создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги шло непрерывно. ТРД имел одновальный компрессор с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпуса компрессора и двухступенчатой турбины были, сделаны разъемными для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины имели воздушное охлаждение, что позволяло повысить рабочую температуру турбины на несколько десятков градусов по сравнению с температурой лопаток у других тогдашних ТРДФ. По данным фирмы Норт Америкен, самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М=3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета уменьшалась при этом приблизительно на 7%.

ТРДФ YJ93 специально рассчитывался на число М=3, и в нерасчетных условиях его характеристики значительно ухудшались. Так, при скорости, соответствующей числу М=2, вследствие снижения аэродинамических характеристик и КПД двигателей дальность полета самолета ХВ-70 уменьшалась приблизительно на 15%.

При газовках на земле двигатели охлаждались воздухом, поступавшим через вспомогательные створки. В полете при М=3 двигатель охлаждался избыточным воздухом, отводимым из воздухозаборника и циркулировавшим по каналам вокруг двигателя. Температура выхлопных газов была очень высока. Хотя конструкция самолета в зоне двигателей сравнительно мало нагревалась и форсажная камера эффективно охлаждалась воздушным потоком, при максимальном форсировании тяги из сопла двигателя вырывался длинный поток сильно нагретых газов, значительно демаскировавших самолет в И К и видимом диапазоне.

Запуск двигателей на земле осуществлялся с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался твердотопливным стартером и затем использовался для привода гидродвигателя, от которого производился пуск остальных двигателей.

Стандартное топливо - авиационный керосин 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. Уплотнение выполнялось вручную, причем техников, занимавшихся этой работой, приходилось буквально заваривать внутри баков, извлекая их затем через минимально возможное по размерам отверстие в герметизации, после чего работу заканчивали уже снаружи. У техников было зафиксировано несколько случаев приступов клаустрофобии.

Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 ч из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших 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 серийном бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.

Система управления самолетом - бу-стерная необратимая, с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления тросовая, ПГО - жесткая. Было возможно ручное управление рулями направления и ПГО в случае аварии. Имелась электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивавшая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.