| Rockwell | |
|
S%^Tt$ - 1755000550000
|
Aero Commander 100 Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: 1960 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация В декабре 1944 года была образована "Aero Design and Engineering Company". В 1969 году она (уже являясь отделением "Rockwell-Standard Corporation") изменила наименование на "North American Aviation Inc.", в сентябре 1967 года стала "North American Rockwell Corporation", а в 1973 году вновь сменила название, уже на "Rockwell International Corporation". Развитие серии одномоторных самолетов Aero Commander началось в 1965 году, когда "Rockwell-Standard" купила компании "Volaircraft Inc." и "Meyers Aircraft Company". Выпуск моделей Volaire Model 1050 и Meyers 200B был продолжен под обозначением Aero Commander 100 и Aero Commander 200, соответственно. Aero Commander 100 представлял собой четырехместный высокоплан с неубираемым шасси с носовой опорой, оснащенный 4-цилиндровым мотором Avco Lycoming O-320-A мощностью 150 л. с. После внесения в 1968 году изменений в конструкцию Aero Commander 100 стал именоваться Darter Commander, а выпуск Aero Commander 200 был прекращен. Одновременно появился улучшенный вариант Darter Commander с мотором мощностью 180 л. с. - Lark Commander; на следующий год производство Darter Commander прекратили. ЛТХ: Модификация Aero Commander 100 Размах крыла, м 10.67 Длина, м 6.86 Высота, м 2.84 Площадь крыла, м2 16.80 Масса, кг пустого 581 максимальная взлетная 1021 Тип двигателя 1 ПД Lycoming O-320-A Мощность, л.с. 1 х 150 Максимальная скорость, км/ч 214 Крейсерская скорость, км/ч 206 Практическая дальность, км 821 Практический потолок, м 3962 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: 3 пассажира Aero Commander 112 Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: 1970 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация В конце 1970 года "North American Rockwell" представила новый четырехместный моноплан Aero Commander 111 с неубираемым шасси (фактически он никогда не выпускался) и Aero Commander 112 с убираемым шасси и 4-цилиндровым мотором Avco Lycoming O-360-A1G6 мощностью 180 л. с. В 1971 году выпуск Lark Commander завершили, однако развитие Aero Commander 112 продолжилось в направлении усиления конструкции и мощности двигателя. В 1973 году на самолет установили 200-сильный мотор IO-360-C1D6. В 1974 году появился улучшенный вариант Aero Commander 112A. В 1976 году предложили Commander 112TC с оснащенным нагнетателем мотором TIO-360-C1A6D мощностью 210 л.с.; вариант с аналогичным мотором, но более совершенным приборным оборудованием получил обозначение Commander 114. В последний год серийного производства (1979) в конструкцию были внесены очередные изменения, что отразилось на обозначении: Commander 112 стал Alpine Commander, a Commander 114 - Gran Turismo Commander. В 1980 году компания "Rockwell" прекратила выпуск одномоторных Commander, а в 1981 году продала права на эти самолеты "Gulfstream American". "Gulfstream" не стала возобновлять производство одномоторных машин Rockwell и, в свою очередь, уступила права на них в 1988 году новой компании "Commander Aircraft Corporation". Серийный выпуск возобновили в 1992 году, продолжался он до 2002 года. Строились главным образом новые варианты Commander 114B и Commander 114TC (оснащены моторами с турбонагнетателем, сертифицированы в 1995 году). "Commander Aircraft" разработала улучшенный Commander 115 в вариантах Commander 115TC и Commander 115AT. Были внесены изменения в конструкцию, силовую установку и бортовое оборудование, аналогичные доработки можно было провести и с ранее построенными Commander 114. Выпуск Commander 115 начался в январе 2000 года. Важным отличием стала установка 6-цилиндрового мотора Lycoming IO-580-B1A мощностью 320 л. с. В 2005 году "Commander Aircraft Company" была куплена "Commander Premier Aircraft Corporation" (CPAC). ЛТХ: Модификация Aero Commander 114A Размах крыла, м 10.85 Длина, м 7.63 Высота, м 2.57 Площадь крыла, м2 16.80 Масса, кг пустого 939 максимальная взлетная 1479 Тип двигателя 1 ПД Lycoming IO-540-T4B5D Мощность, л.с. 1 х 260 Максимальная скорость, км/ч 307 Крейсерская скорость, км/ч 291 Практическая дальность, км 1308 Практический потолок, м 5030 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: 3 пассажира Aero Commander 500 Разработчик: Aero Commander Страна: США Первый полет: 1958 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация Интерес к легкому и экономичному двухмоторному самолету серии Commander еще более вырос после появления в 1958 году Aero Commander 500 Shrike Commander. Эта машина сохранила салон, грузовой отсек и конструкцию модели 560Е, но была оснащена новым двигателем Lycoming GO-540-A мощностью 250 л.с. и обладала меньшей массой. Всего выпустили 101 такой самолет. В 1960 году "Аего Design and Engineering Company" вошла в состав корпорации Rockwell-Standard" и сменила свое название на "Аего Commander". Развитием серии "500" стали машины Aero Commander 500А (было построено 99 самолетов), на которых установили двигатель Continental IO-470-М, и Aero Commander 500В (всего произведено 217 самолетов) - вариант модели 560Е с двигателем Lycoming IO-540. Эти двигатели разместили внутри новых обтекателей. Кроме того, была улучшена конструкция основного шасси. Сертификат FAA (Федерального авиационного агентства) самолет 500В получил 21 апреля 1961 года. В 1964 году все четыре находившиеся в производстве модели двухмоторных поршневых самолетов Commander заменили машиной единого типа Aero Commander 500U (было построено 56 самолетов), которая с 1967 года получил название Shrike Commander. Самолет 500U являлся, по сути, моделью 500В с измененной формой носовой части и хвостового оперения и с полезной нагрузкой, доведенной до 1012 кг. В стандартной конфигурации он брал на борт четырех пассажиров, в альтернативной - семь. Без пассажирских кресел машина превращалась в легкий транспортный самолет. Имелась возможность быстро поменять интерьер салона, приспособив его для перевозки пассажиров или багажа. В 1967 году произошло слияние компании "North American" с корпорацией "Rockwell-Standard" с образованием "North American Rockwell Corporation". После этого отдел общей авиации "Rockwell" продолжил работу над модернизацией Shrike Commander. ЛТХ: Модификация Aero Commander 500S Размах крыла, м 14.95 Длина самолета,м 11.22 Высота самолета,м 4.56 Площадь крыла,м2 23.70 Масса, кг пустого самолета 2102 максимальная взлетная 3060 Тип двигателя 2 ПД Lycoming IO-540-E1B5 Мощность, кВт 2 х 290 Максимальная скорость, км/ч 346 Крейсерская скорость, км/ч 312 Практическая дальность, км 1915 Практический потолок, м 5915 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: до 5 пассажиров Aero Commander 560 Разработчик: Aero Commander Страна: США Первый полет: 1954 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация Commander 520 положил начало целой серии успешных модификаций, отличавшихся от него, в основном, лишь выбором двигателя. Различные модели имели в своем названии цифру, означавшую суммарную мощность двигателей, выраженную в лошадиных силах. В 1954 году Aero Commander 520 заменили улучшенным вариантом Аего Commander 560 (всего было построено 80 таких машин), который оснастили двумя двигателями GO-480-B мощностью 280 л.с. каждый, вращавшими трехлопастные воздушные винты. Кроме того, для придания большей устойчивости в полете слегка изменили угол стреловидности киля. Один подобный самолет YL-26A приобрели для оценки качеств ВВС США. За Aero Commander 560 последовала модель 560А (было построено 99 таких самолетов) с модернизированным основным шасси, несколько выдвинутой вперед от крыла кабиной, позволившей довести число посадочных мест до пяти, и более мощными двигателями Lycoming GO-480-D1А. Они устанавливались в больших обтекателях улучшенной аэродинамической формы. Некоторые самолеты Аего Commander оснащались двигателями Lycoming GO-480-C1В-6, развивавшими при взлете мощность до 295 л.с. Пятнадцать машин Commander 560А поступили в ВВС США в качестве транспортных самолетов VIP-класса. Здесь они получили обозначение L-26A (позже U-4A). Один из них использовался как персональный самолет президента США Эйзенхауэра. Следующая модификация Commander 560Е отличалась от других моделей увеличенным размахом крыла (было построено 93 таких самолета). Это позволило на 181 кг увеличить полезную нагрузку машины. Аэродинамические качества самолета улучшались с помощью устанавливавшихся по выбору заказчика двигателей. Предложенная "Аего" следующая модель стала попыткой бросить вызов легкому двухмоторному самолету Piper Apache, доминировавшему на мировом рынке. Commander 360 - облегченная версия 560Е с двумя двигателями мощностью 180 л. с. каждый. Этот вариант оказался неудачным. Commander 560F был похож на 680F, но оснащался двигателями IGO-540, что позволило снизить массу самолета. ЛТХ: Модификация Aero Commander 560A Размах крыла, м 14.95 Длина самолета,м 11.22 Высота самолета,м 4.56 Площадь крыла,м2 23.70 Масса, кг пустого самолета 2186 максимальная взлетная 3090 Тип двигателя 2 ПД Lycoming GO-480-D1А Мощность, кВт 2 х 285 Максимальная скорость, км/ч 340 Крейсерская скорость, км/ч 320 Практическая дальность, км 1900 Практический потолок, м 5800 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: до 5 пассажиров Aero Commander 680 Разработчик: Aero Commander Страна: США Первый полет: 1960 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация Работа над Aero Commander 560А шла по двум направлениям: через Aero Commander 560Е и Aero Commander 680 Super, который напоминал Commander 560А, но отличался от него значительно большей мощностью. Два его форсированных двигателя GSO-480-A1А-6 с тягой 254 кВт каждый способны были развивать полную мощность до высоты 3048 метров над уровнем моря. Первый полет прототип этой машины совершил 14 мая 1960 года. Всего для гражданских и военных нужд было построено 254 самолета. ВВС США приобрели два 680 Super. В армии США четыре таких модели использовались в качестве легкого транспорта общего назначения (позже они получили наименование U-9C). Кроме того, армия США заказала два самолета с бортовыми радарами бокового наблюдения (SLAR), получившими наименование RL-26D (позже RU-9D), и одну машину со специальным электронным оборудованием NL-26D (позже NU-9D). Один из RU-9D позже был передан в ВМС США, где использовался в испытательной эскадрилье VX-5 как самолет поддержки при отработке тактических действий с применением оружия класса "воздух - земля". Aero Commander 680Е (построено 100 самолетов) - облегченная версия 560Е с шасси от модели 560A, a Aero Commander 680F (построено 126 машин) - версия 680Е с новым шасси и форсированным двигателем Lycoming IGSO-540-B1А мощностью 283 кВт, установленным внутри обтекателя улучшенной аэродинамической формы. Главным новшеством двухмоторных Commander стала герметизация кабины. Это позволило самолету летать на больших высотах и сделало его более быстрым и экономичным. Такая кабина впервые появилась на модели Aero Commander 680 Super, получившей наименование Aero Commander 720 AltiCruiser. Хотя он и был первым самолетом общего назначения с герметичной кабиной, но не привлек к себе особого внимания. Построили всего 13 подобных машин, после чего в 1960 году их производство прекратили. Несколько больше заказчиков заинтересовала модель с герметичной кабиной 680Е, названная Аего Commander 680FP. Свой первый полет она совершила в июле 1961 года, всего было построено 26 таких машин. Дальнейшее развитие 680F - увеличенный в размерах Aero Commander 680FL Grand Commander. Этот самолет с удлиненным фюзеляжем и большими окнами кабины дебютировал 29 декабря 1962 года. На нем увеличили размах и площадь хвостового оперения. Кабину экипажа отделили от салона, в котором, благодаря удлиненному фюзеляжу, можно было разместить (в зависимости от схемы установки кресел) до девяти пассажиров. Сертификат FAA самолет получил в мае 1963 года, всего произвели 157 таких машин. Вариант этой модели с герметичной кабиной - Aero Commander 680FL (Р) Pressurized Grand Commander (построили 37 машин). Впервые самолет поднялся в небо в апреле 1963 года, а его серийное производство началось в августе 1964 года. С того времени кабину герметизировали на всех моделях Commander. В 1965 году появился новый турбовинтовой Aero Commander 680Т Turbo Commander (выпущено 56 самолетов), совершивший свой первый полет 31 декабря 1964 года. Он оснащался двумя турбовинтовыми двигателями Garret AiResearch ТРЕ331-43 мощностью 429 кВт каждый, которые позволили существенно повысить летные характеристики машины. У нового самолета уменьшился размах крыла. Серийное производство модели началось в мае 1966 года. 680VTurbo Commander был очень похож на 680Т. В конструкцию внесли незначительные изменения и немного увеличили взлетную массу. Следующий 680W Turbo II Commander (построили 46 машин) отличался от 680V новыми иллюминаторами салона (один большой панорамный сменил два прежних маленьких), спрямленным килем и заостренным носовым обтекателем РЛС, что улучшало аэродинамику. Самолет оснащался модернизированными турбовентиляторными двигателями AiResearch ТРЕЗ31-43BL мощностью 451 кВт каждый. В 1966 году модифицированная версия Turbo Commander, известная как ЕМА-Commander (ЕМА означает "самолет с расширенными функциями"), был предложен ВВС и армии США. Параллельно разработали новый интерьер кабины, но дальнейшего развития эта модель не получила. Производство базового Commander 680 прекратилось в 1965 году. В 1967 году в конструкцию самолета внесли новые изменения, после чего Grand Commander появился на рынке как Courser Commander. "North American Rockwell Corporation" (образованная в 1967 году при слиянии " Rockwell-Standard Corporation" и "North American Aviation") в 1973 году была переименована в "Rockwell International Corporation". Дальнейшее усовершенствование серии Commander 680 проходило под маркой Rockwell Commander. На военную службу поступило относительно небольшое число самолетов серии Commander 680. ЛТХ: Модификация Aero Commander 680W Размах крыла, м 13.41 Длина самолета,м 13.14 Высота самолета,м 4.42 Площадь крыла,м2 22.53 Масса, кг пустого самолета 2614 максимальная взлетная 4264 Тип двигателя 2 ТВД Garret AiResearch ТРЕЗ31-43BL Мощность, кВт 2 х 451 Максимальная скорость, км/ч 467 Крейсерская скорость, км/ч 451 Практическая дальность, км 1760 Практический потолок, м 7620 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: 8-10 пассажиров B-1A Lancer Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: 1974 Тип: Стратегический бомбардировщик ЛТХ Доп. информация Историю создания бомбардировщика В-1 следует начинать с 1955 г., когда в подкомитете Сената США по Вооруженным силам состоялся доклад генерала Кертиса Лемея (Curtis LeMay), возглавлявшего Стратегическое авиационное командование (САК). Заседание подкомитета было вызвано появлением на авиационных парадах в СССР двух новых стратегических бомбардировщиков Ту-95 и М-4, а также большого количества Ту-16 (в июле 1955 г. над Тушино пролетело более пятидесяти таких машин). Кроме того, СССР впервые продемонстрировал сверхзвуковые истребители МиГ-19. После оценки самолетов противника Лемей призвал сенаторов предпринять немедленные усилия к разработке и запуску в производство преемника дозвукового стратегического бомбардировщика В-52. Он предупредил комитет, что если "... правильные шаги не будут предприняты, то стратегическое превосходство в воздухе перейдет от США к СССР". Этот доклад стал отправной точкой для всех последующих программ разработки американских стратегических бомбардировщиков. Следует заметить, что Лемей не принимал всерьез уже почти законченный к тому времени бомбардировщик В-58. Он не считал его возможной заменой тяжелому В-52 по двум причинам. Во-первых, машина фирмы Convair, хоть и имела сверхзвуковую скорость, отличалась небольшой дальностью полета, скромной бомбовой нагрузкой и относилась к средним бомбардировщикам. Во-вторых, Лемей просто тяготел к большим самолетам и всячески лоббировал их проекты. Еще за год до указанного заседания подкомитета Лемей обратился в Министерство обороны с просьбой рассмотреть вопрос о другом самолете-бомбардировщике для замены В-52, с дальностью без заправки топливом в полете не менее 11000 км и "максимально возможной скоростью". Этот самолет должен был прийти на вооружение в 1965 г. Так родилась известная программа WS-110А (WS от Weapon System), которая привела к появлению знаменитого бомбардировщика ХВ-70 Valkyrie. Благодаря высокой скорости полета он должен был стать неуязвимым. Схема боевого применения такого бомбардировщика заключалась в приближении к цели на высоте более 20000 м со скоростью 2М и с увеличением ее до 3М над территорией противника. Запустив по цели управляемую ракету класса "воздух-земля" или сбросив ядерную бомбу, бомбардировщик должен уйти с как можно большей скоростью. Уже в процессе работы над самолетом скорость ЗМ и высоту 21000 м решили сделать крейсерскими режимами полета. В реализации этой программы были заинтересованы не только военные, но и большая часть американского Сената. Около 70 из 96 сенаторов имели бизнес-интересы в этом проекте, но стремительное развитие баллистических ракет отодвинуло межконтинентальный бомбардировщик на второй план. Летные испытания первой американской баллистической ракеты Atlas D уже подходили к концу, и 31 августа 1959 г. она была доведена до стадии боевой готовности. В том же году Президент Эйзенхауэр сократил финансирование программы В-70. В последующие годы такая тенденция сохранилась, и в 1964 г. "Валькирия" стала исключительно исследовательской машиной, а число построенных самолетов ограничили двумя экземплярами. В сентябре 1959 г., комментируя уменьшение финансирования проекта В-70, начальник штаба ВВС генерал-майор Томас Уайт (Thomas White) объявил о намерении BBG изучить возможность разработки новой многоцелевой авиационной системы, которая могла бы использоваться для обороны, разведки или скоростной доставки грузов. Первоначальные исследования базировались на разведывательно-ударной модификации "Валькирии" - RS-70, но уже в 1960 г. программа получила совершенно иное обозначение - SLAB (Subsonic Low Altitude Bomber - околозвуковой маловысотный бомбардировщик). Желаемая дальность полета составляла 20000 км, максимальная бомбовая нагрузка 5,5 т. Около половины пути до цели бомбардировщик должен был лететь на малой высоте. То, что вероятность прорыва ПВО бомбардировщиками на малых высотах существенно выше, чем на больших, было известно давно, еще со времен Второй мировой войны. Одним из очевидных подтверждений необходимости перехода на малую высоту для преодоления системы ПВО, оснащенной современными ЗРК, стало сбитие в 1960 г. ракетой комплекса С-75 в районе Свердловска (ныне Екатеринбург) разведчика U-2, который находился на высоте почти 20000 м. В 1962 г. в ВВС США прошла кампания по стандартизации и переименованию имеющихся на вооружении образцов военной техники. В сентябре, представляя новую систему обозначений самолетов, секретарь ВВС Юджин Цукерт (Eugene Zuckert) заявил, что если на смену В-52 и В-70 будет построен новый бомбардировщик, то он будет иметь обозначение В-1А. Так что обозначение самолета стало известно еще задолго до его появления. В 1963 г., накануне закрытия программы В-70, число исследовательских работ в области новых бомбардировщиков резко увеличилось. Сначала ВВС инициировали две программы: ERSA (Extended Range Strategic Aircraft) - стратегический самолет с расширенным радиусом действия и LAMP (Low Altitude Manned Pene-trator) - самолет, способный прорывать ПВО на малой высоте. Через год возникли еще две программы. Одна из них касалась разработки перспективного самолета прорыва ПВО - AMP (Advanced Manned Penetrator), а другая - усовершенствованной пилотируемой системы для нанесения точных ударов - AMPSS (Advanced Manned Precision Strike System). Через два года результаты этих исследований послужили основой для новой программы - усовершенствованного пилотируемого стратегического самолета AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft). На ее реализацию конгресс выделил 52 млн. USD. Одним из аргументов, на который опирались военные при обосновании необходимости новой программы, была оценка косвенного ущерба Советскому Союзу. Аналитики ЦРУ установили, что СССР в ответ на новый самолет будет вынужден потратить на развитие своей ПВО около 21 -го млрд. USD, и такие расходы существенно ослабят его экономику. Задачи в программе AMSA были сформулированы конкретнее. Основной тактикой применения нового самолета являлось проникновение к цели на малых высотах с большой дозвуковой скоростью, при этом не отбрасывалась возможность полета на больших высотах, что могло существенно увеличить радиус действия и обеспечить самолету большую гибкость боевого применения. Бомбардировщик AMSA должен был иметь дальность полета без дозаправки в воздухе 16000 км и крейсерскую скорость 2,5М, а при прорыве ПВО - пролететь на высоте 60 м не менее 1600 км. При этом для совместимости с уже существующей инфраструктурой (ангарами и прочее) его геометрические размеры не должны были превышать размеры среднего бомбардировщика В-47. Ориентировочная взлетная масса перспективной машины составляла 150 т, из которых 43,5 т приходилось на полезную нагрузку. Основным вооружением будущего самолета считались ракеты SRAM (Short-Range Attack Missile) с ядерными боеголовками. Ракета SRAM AGM-69 разрабатывалась фирмой Boeing с 1966 г., имела упрощенную инерциальную систему наведения и предназначалась для подавления центров ПВО, уничтожения крупных стратегических целей. Она оснащалась твердотопливным двигателем и поэтому была неприхотлива в эксплуатации. Ее дальность полета зависела от заданной траектории и находилась в пределах от 50 до 150 км. Ракета оказалась достаточно компактной (длина 4,25 м), и на один самолет можно было подвесить несколько десятков таких изделий. Например, на борту В-52 умещалось двадцать SRAM. По результатам действий американской авиации во Вьетнаме, где существенное влияние на выживаемость самолетов оказывали системы РЭБ, одним из основных требований к AMSA стало наличие на борту активного комплекса радио-противодействия и системы для постановки пассивных помех. Для реализации всех этих пожеланий требовалась совершенная силовая установка, над которой работали ведущие американские фирмы General Electric и Pratt & Whitney. Существовавшие на то время ТРД не обладали необходимыми характеристиками, и работа начиналась фактически с нуля. Для бомбардировщика предстояло разработать экономичный и в то же время мощный, с тягой до 22700 кгс двигатель с форсажной камерой. Он должен был обладать переменной степенью двухкон-турности и иметь отношение тяги к весу 8:1. В ходе работы над AMSA экспертная группа рассмотрела множество проектов, которые поступали от фирм Boeing, North American и General Dynamics. Проекты были весьма разнообразны, начиная от самолетов классических компоновок, летающих крыльев, бесхвосток и заканчивая летающей платформой на базе транспортного самолета для запуска баллистических ракет. Имелись даже аппараты с вертикальным или укороченными взлетом и посадкой. При оценке каждого проекта с помощью компьютеров определялись аэродинамические нагрузки, силовые схемы планера, весовые и балансировочные характеристики, аэродинамическое сопротивление, характеристики устойчивости и управляемости, а также общие летные данные. Рассматривались различные варианты геометрических параметров и расположения крыла, размещения и типа силовой установки, компоновки отсеков вооружения, схемы шасси и хвостового оперения. Стоит заметить, что многие из этих концептуальных проектов имели крыло изменяемой стреловидности. Например, из шести моделей самолетов AMSA, представленных фирмой North American, пять были именно такими. Применение крыла изменяемой стреловидности стало основным трендом развития авиации в 1960-х годах. Практически все развитые в авиационном отношении страны занимались такими самолетами. В США это были программы TFX (F-111 ) и позднее VFX (F-14), в СССР - МиГ-23, Су-17, во Франции Mirage G, а в Великобритании - Swallow. Применение такого крыла сулило очень большие выгоды. Минимальная стреловидность на дозвуковых скоростях увеличивала дальность полета и улучшала взлетно-посадочные характеристики, а максимальная - улучшала характеристики на сверхзвуке и снижала нагрузки при полетах на малых высотах, в условиях большой турбулентности воздуха. В результате выполнения программы AMSA для будущего стратегического бомбардировщика была выбрана схема с крылом изменяемой стреловидности, как наиболее полно отвечавшая требованиям полета с огибанием рельефа местности при скорости 1М и сверхзвукового полета на больших высотах. Взлетно-посадочные характеристики обещали быть лучше чем у В-52 на 40%. Но проект имел и один существенный недостаток. По предварительным оценкам новый бомбардировщик получался в четыре раза дороже новейшей по тем временам МБР "Минитмен". В 1966 г. над AMSA нависла угроза закрытия. Министр обороны Роберт Макнамара (Robert McNamara) захотел уменьшить финансирование и предложил вместо нового самолета использовать модификацию истребителя-бомбардировщика FB-111. Мол, он тоже мог летать на малых высотах и был оборудован крылом с изменяемой стреловидностью. Начальник штаба ВВС генерал Джон Макконелл (John Р. McConnell) поддался давлению Макнамары и рекомендовал к закупке 253 средних бомбардировщика FB-111. Напротив, комитет Конгресса поддерживал AMSA и продолжал финансирование проекта. Между Макнамарой и Конгрессом возник продолжительный конфликт. После ухода Макнамары в 1968 г. его преемник Кларк Клиффорд (Clark Clifford) и администрация нового Президента Никсона полностью поддержали AMSA, ведь "завал" Макнамарой проектов перспективного бомбардировщика и подводной лодки с ракетами "Трайдент" был одним из козырей предвыборной программы команды Никсона. В 1968 г. ВВС на основе исследований по программе AMSA объявили конкурс на создание бомбардировщика под обозначением В-1 А. В общем итоге на AMSA потратили 143 млн. долларов, причем приблизительно 2/3 этой суммы ушло на концепцию и состав комплекса бортового оборудования. Ведь именно оборудование считалось основным фактором выживаемости самолета при преодолении ПВО. Предполагалось, что оно будет состоять из двух частей: наступательной и оборонительной. Суммарная масса всех частей составляла около 4500 кг. Для удешевления и унификации планировалось использовать некоторые элементы БРЭО бомбардировщика FB-111. Требуемые характеристики нового бомбардировщика выглядели так: Экипаж, чел 4 Взлетная масса, кг 160000 Макс, скорость на высоте, км/ч 2350-2550 Макс, скорость V земли, км/ч 1100-1470 Потолок практический,м 24000 Максимальная дальность, км 16000 Длина ВПП, м 1850 Основными конкурентами в соревновании проектов оказались Boeing и North American. Последняя, после слияния в 1967 г. с фирмой Rockwell-Standard Corporation, стала именоваться North American Rockwell. Большинство военных симпатизировали "Боингу", создавшему практически всю линейку тяжелых американских бомбардировщиков. Но "Норт Америкен" имела огромный опыт в создании сверхзвуковых самолетов, среди которых и первый серийный сверхзвуковой истребитель F-100 и та же "Валькирия". Кроме этого, специалисты фирмы успешно работали над палубным сверхзвуковым бомбардировщиком A3J Vigilante и стратегической крылатой ракетой Navaho. Такое мощное портфолио в значительной мере повлияло на результат борьбы. 8 декабря 1970 г. фирму North American Rockwell (с середины 1970-х она стала называться Rockwell International) объявили победителем конкурса и подписали с ней контракт на проектирование и постройку пяти опытных экземпляров B-1A. В тот же день определился и создатель силовой установки, им стала фирма General Electric. Воздушные силы заказали пять опытных экземпляров самолета для летных испытаний, два планера для испытаний на прочность и 40 двигателей. В 1971 г. число заказанных самолетов уменьшили. Для испытаний на прочность оставили только один, а для летных испытаний- три. В 1976 г. решили дозаказать четвертый самолет, который должен был полностью соответствовать серийным машинам. Его хотели использовать для войсковых испытаний. Предварительный заказ на серийные бомбардировщики составлял 240 машин, а их поставки намечались на 1979 г. В ходе создания AMSA конфигурация машины была уже практически определена. Работу провели в колоссальных объемах. Только оценка различных компоновок самолета в аэродинамических трубах заняла 28000 ч. По этому поводу в коридорах штаба ВВС даже ходила шутка, что AMSA расшифровывается как America▓s Most Studied Aircraft - наиболее изученный самолет Америки. После получения контракта фирма сразу же приступила к постройке деревянного макета нового бомбардировщика. На его изготовление ушло девять месяцев и более 3-х млн. USD. Он весил около 20 т и имел несущие стальные элементы. Части обшивки центроплана изготовили из прозрачного пластика, которым закрыли отсеки с оборудованием. 4 ноября 1971 г. на заводе в Лос-Анджелесе макет представили представителям Заказчика. В ходе совместной работы над макетом инженеры фирмы и представители ВВС внесли в конструкцию самолета и компоновку оборудования порядка 182 изменений. В-1А был низкопланом интегральной компоновки, при которой фюзеляж плавно переходил в крыло. Использование правила площадей позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление и увеличить подъемную силу. Кроме того, такая форма способствовала уменьшению радиолокационной заметности самолета. В носовой части находилась кабина для четырех членов экипажа, отсеки с оборудованием и стойка шасси. Далее следовала секция с двумя раздельными бомбоотсеками и оборудованием в корневой части наплывов крыла. Консоли крыла шарнирно крепились к массивному титановому кессону, который являлся центральной секцией фюзеляжа. К ней крепилась следующая секция фюзеляжа с нишами основных стоек шасси и еще одним бомбоотсеком. Приблизительно по середине этой секции, на мощных двойных шпангоутах, крепились двигатели. Далее следовала хвостовая секция фюзеляжа, к которой крепилось однокилевое хвостовое оперение кессонной конструкции. Она заканчивалась хвостовым конусом. Топливо находилось в восьми баках, которые занимали практически все свободные объемы фюзеляжа и кессона крыла. Механическая проводка управления проходила сквозь фюзеляжные баки. Общий объем баков составлял 85000 л, кроме того, в бомбоотсеки можно было подвесить дополнительные баки по 12500 л. Такиезапасы обеспечивали бомбардировщику межконтинентальную дальность полета. В каждом бомбоотсеке можно было разместить до 11300 кг полезной нагрузки. Сначала внешняя подвеска вооружения не предусматривалась, так как она ухудшала аэродинамику и снижала дальность полета, однако затем конструкторы предусмотрели возможность установки четырех внешних пилонов общей грузоподъемностью 18200 кг. В качестве основного вооружения рассматривались управляемые ракеты SRAM AGM-69A на вращающихся пусковых установках револьверного типа, по 8 ракет в каждом бомбоотсеке. Пуск всех восьми ракет с одной установки занимал всего 45 с. Расход топлива, пуск ракет, сброс бомб и изменение стреловидности крыла оказывали существенное влияние на центровку самолета. Поэтому конструкторы предусмотрели специальную систему изменения центровки путем перекачки топлива между баками. Эта система вычисляла вес оставшегося в баках топлива и определяла фактическую центровку. Для этого использовались данные о бомбовой нагрузке, угловом положении самолета, числе М, высоте, стреловидности крыла, положения закрылков, предкрылков и шасси. И если вычисленная центровка не соответствовала необходимой, топливо начинало перекачиваться вперед или назад. При минимальной стреловидности работы у системы было мало, а вот, когда крыло переставлялось на максимальную стреловидность, тут уже она начинала работать в полную мощность. Проектирование планера самолета велось в соответствии с новыми техническими требованиями, разработанными с учетом механики разрушения. Инженеры нацеливались на применение алюминиевых сплавов с высокой вязкостью, в которых трещины распространялись дольше и легко обнаруживались, еще до того, как они станут причиной разрушения конструкции. Создавалась специальная система диагностики бомбардировщика для поиска трещин. Испытания на прочность велись на специальном оборудовании всех участвовавших в проекте фирм. Так, испытания шарнирного узла крыла проводились на установках фирм Boeing и LTV, усталостные испытания планера - на базе фирмы Lockheed. К программе В-1 подключилось NASA. Его сотрудники провели испытания в аэродинамических трубах 22 моделей, затратив более 7100 ч. Большая скорость полета в значительной мере обусловила первоначальное предложение фирмы "Рокуэлл" выполнить основную конструкцию на 40% из титана, но цена такой машины выходила за рамки приличия даже по американским меркам. После получения фирмой контракта инженеры приняли компромиссное решение: сократить долю титана до 21%, а долю алюминия увеличить до 41,3% веса конструкции. Титан использовался главным образом в конструкции центрального кессона крыла и хвостовой части фюзеляжа. Алюминиевое горизонтальное оперение пришлось перенести с фюзеляжа на киль, для вывода его из зоны действия реактивных струй. Для скоростных полетов на малых высотах требовалась высокая жесткость конструкции фюзеляжа. Сначала ее хотели обеспечить при помощи большой стальной балки в верхней части фюзеляжа. Но вес бомбардировщика постепенно начинал выходить за рамки заявленного, и вместо тяжелой стали балку изготовили из бороэпоксидного композиционного материала. Получилось дороже, но значительно легче. В итоге на сталь приходилось 6,8%. В передней части фюзеляжа никакой балки не было, не позволяли ее формы, да и все свободные объемы были заняты кабиной и оборудованием. Тут проблема решалась демпфированием упругих колебаний конструкции с помощью специальной автоматической системы SMCS (Structural Mode Control System). Главной ее частью стали небольшие управляемые носовые поверхности, треугольной формы. Они вместе с нижней секцией руля направления гасили колебания носовой части планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, управляемые носовые поверхности на 40% снижали действующие на конструкцию и экипаж перегрузки при полете на малых высотах. Система демпфирования весила 225 кг, но она экономила около 4500 кг массы, которые бы пришлось вложить в увеличение жесткости конструкции носовой части самолета. Оборудование бомбардировщика включало: инерциальную навигационную систему с астрокорректором, автоматическую систему следования рельефу местности и доплеровский измеритель скорости и угла сноса. Астрокорректор типа NAS-26 фирмы Northrop хранил в памяти положение 61 звезды. Данные о положении звезд обновлялись каждые три года. Астрокорректор мог работать как днем, так и ночью. Окно для телескопа находилось за отделяемой кабиной, в верхней части фюзеляжа. Боевые системы состояли из многорежимной РЯС, оптического бомбопри-цела и системы РЭБ. Оптический прицел перед использованием выдвигался из нижней части фюзеляжа. Для защиты блоков РЭО от электромагнитного импульса ядерного взрыва все отсеки оборудования прикрывались специальными экранами, а вокруг створок и стыков отсеков закладывались индуктивные контуры с малым электрическим сопротивлением. Испытания навигационной системы Litton LN-15 проводились в течение 8,5 месяца на самолете С-141, всего было выполнено 30 полетов. Система электроснабжения представляла отдельный интерес. Для снижения веса проводки в ней использовался трехфазный ток с линейным напряжением 400 В, что очень необычно. Традиционно применялось меньшее линейное напряжение 200 В. Логика конструкторов базировалась на знании закона Ома: чем больше напряжение, тем меньше потребное сечение провода. Запас системы по мощности потребителей составлял около 40%, что оставляло широкие возможности по модернизации имевшегося и установке нового оборудования. Еще одной мерой по снижению веса было использование в гидросистеме высокого рабочего давления - 280 кг/см2, обычный показатель для того времени не превышал 210 кг/см2. Благодаря этому конструкторам удалось уменьшить массогабаритные показатели исполнительных механизмов системы управления и увеличить их быстродействие. В требованиях к самолету указывалось, что единичный отказ в одной из бортовых систем не должен привести к срыву выполнения боевой задачи, второй отказ не должен помешать безопасному возвращению на базу. Другими требованиями предусматривалась высокая надежность систем при базировании на аэродромах рассредоточения, без доступа к запасам запчастей и наземному контрольно-поверочному оборудованию. В-1 должен был находиться в полной боевой готовности на аэродроме рассредоточения в течение не менее 30 дней. В случае ядерной атаки противника по авиабазе на взлет и уход от основного аэродрома ему выделялось не более четырех минут. Для этого на носовой стойке шасси установили выключатель системы запуска двигателей. Таким образом, первый подбежавший к самолету член экипажа запускал двигатели, и, пока все занимали свои места в кабине, они уже работали. Благодаря этому самолет мог взлететь без задержек. Силовая установка самолета состояла из четырех двухконтурных ТРД фирмы General Electric F101. Они попарно размещались в гондолах под неподвижными корневыми частями крыла. Такая компоновка намного упростила балансировку самолета и "отодвинула" двигатели от бомбоотсеков, открытие которых, сброс бомб или пуск ракет не влияли на работу силовой установки. Форма гондол определялась из условий минимизации аэродинамического сопротивления. Двигатель F101 был двухвальным с довольно высокой для военного самолета степенью двухконтурности - 2. Для упрощения ремонта его конструкцию сделали модульной. Проанализировали различные варианты компоновки силовой установки. Наиболее удачной оказалась подвеска двигателей под корневыми частями крыла, и этот вариант приняли как основной. Система регулирования воздухозаборников базировалась на результатах программы В-70 и использовала смешанное сжатие. В 1972 г. ВВС настояли на переделке этой системы для упрощения и удешевления. В сентябре было заявлено, что на В-1А будут установлены воздухозаборники с внешним сжатием, что обеспечит экономию массы более 600 кг. Общая длина воздушного канала от входной кромки воздухозаборника до двигателя - 6,5 м. Совместимость воздухозаборника с планером проверялась на полномасштабном макете полукрыла и двигателя. Продувки в аэродинамической трубе с сечением 4,8 м проходили в научно-исследовательском центре им. Арнольда. Конструкторы принимали меры по снижению радиолокационной заметности бомбардировщика. Так, на всех элементах остекления кабины наносилась тонкая металлическая пленка, отражавшая радиоизлучение, чтобы элементы интерьера кабины не работали как уголковые отражатели. На внутренние поверхности воздушных каналов, перегородку за радиолокатором и нижние поверхности корневых частей крыла наносилось радиопоглощающее покрытие. Если РЛС не использовалась, то ее антенна наклонялась вниз. По предварительным оценкам, интегральная компоновка в купе с этими мерами уменьшала эффективную отражающую поверхность (ЭПР) в 2-3 десятка раз, по сравнению с В-52. Экипаж В-1А состоял из четырех человек - двух пилотов и двух операторов бортовых систем (наступательных и оборонительных). При разработке В-1А много внимания уделялось проблеме спасения экипажа, ведь самостоятельное покидание самолета на сверхзвуковых скоростях невозможно. Конструкторы рассматривали два варианта. Первый - использование обычных катапультируемых кресел, и второй - герметическая спасательная капсула. ВВС считали капсулу лучшим вариантом, указывая на то, что работа экипажа без высотного снаряжения будет более эффективной. А в случае аварии приземлившаяся капсула могла использоваться экипажем как укрытие или плавучее средство. Вариант с капсулой приняли в качестве основного. С технической точки зрения капсула намного сложнее. Она должна была иметь систему стабилизации и управления, источники электропитания и жизнеобеспечения. Капсула отстреливалась от самолета при помощи двух ракетных двигателей, один из которых закреплялся в карданном подвесе и служил для регулирования скорости и высоты полета капсулы. Для стабилизации ее до выпуска парашютов в нижней части устанавливался спойлер, а по бокам хвостовой части - раскрывающиеся стабилизаторы. Во время обычного полета стабилизаторы прижимались, как "уши слона", к фюзеляжу бомбардировщика, немного выступая над обшивкой. На серийных машинах капсулу решили не применять, а установить в кабину обычные катапультируемые кресла. Четвертый опытный образец строился уже с креслами. При этом экономилось 2270 кг массы и около 320000 USD на каждом серийном самолете. В ходе постройки первого летного экземпляра В-1 А фирму проинспектировала комиссия секретаря ВВС США Джона Маклукаса (John McLucas), которая установила, что некоторые характеристики бомбардировщика ухудшились, по сравнению с заявленными. Особенно выделялась максимальная взлетная масса, которая достигла предела - 180000 кг, установленного требованиями ВВС. При этом нагрузка на крыло увеличилась до 975 кг/ м2. Уменьшились потолок и дальность полета. Правда, имелся и положительный эффект - реакция потяжелевшего самолета на порывы ветра на малых высотах стала более спокойной. Взлетно-посадочные характеристики самолета изменились мало. Этому способствовала изменяемая стреловидность крыла в диапазоне от 15╟ до 67,5╟, предкрылки по всему размаху (только на взлете) и однощелевые закрылки. Ранее планировалась установка двухщелевых закрылков, но для экономии веса от них отказались. Самолеты по-прежнему могли действовать не только с центральных авиабаз, но и с небольших аэродромов рассредоточения, а таких всего около 300. Прочность потяжелевшего планера обеспечивала ему назначенный ресурс 13500 ч, что было на 1000 ч больше чем у В-52, и соответствовало 25 годам эксплуатации. Кроме того, в конструкцию закладывался необходимый запас прочности для выживания в условиях воздействия поражающих факторов ядерного взрыва. Начавшаяся в 1969 г. серия переговоров между США и СССР об ограничении стратегических вооружений могла негативно отразиться на программе В-1. После подписания договора ОСВ-1 в 1972 г. Конгресс начал тормозить выделение необходимых средств на В-1 А, ожидая ратификации договора и следующего раунда встреч. Общий военный бюджет США сокращался с 80 до 70 млрд. USD. На программу В-1 вместо запрошенных 370 млн. USD давали только 20. Ухудшению финансирования способствовали всякого рода "диванные эксперты", которые стали указывать, что В-1 не сможет выполнять свои задачи без нового самолета-заправщика, т.к. КС-135 уже устарел и в программу В-1 нужно включить расходы еще и на новый воздушный танкер. Но министру обороны Мелвину Лэйрду (Melvin Laird) удалось убедить политиков поддержать В-1. Он считал, что он будет оказывать на СССР существенное воздействие, сопоставимое с системой противоракетной обороны Safeguard, и это будет способствовать сговорчивости советской стороны. Что же касается самолета-заправщика, то он опроверг все слухи. На худой конец, если КС-135 действительно перестанут справляться со своими задачами, ВВС могли модифицировать часть тяжелых транспортных самолетов С-5, что не потребовало бы больших капиталовложений. Благодаря усилиям Лэйрда число заказанных при Макнамаре самолетов FB-111 было сокращено до 76 машин, а освободившиеся средства направили на В-1А. 26 октября 1974 г. на заводе фирмы "Рокуэлл" в Палмдейле состоялась торжественная церемония выкатки первого экземпляра В-1А (No. 74-0158).* В пресс-релизе говорилось, что это событие стало результатом напряженной творческой работы 58000 человек из 3000 компаний. После успешных наземных испытаний 23 декабря В-1А поднялся в воздух. Командиром самолета был главный летчик-испытатель фирмы "Рокуэлл" Чарльз Бок (Charles Bock), вторым пилотом - начальник объединенной группы испытаний фирмы и ВВС Эмиль Стурмзел (Emil Sturmthal), место бортинженера занимал руководитель планирования летных испытаний фирмы Ричард Абрамс (Richard Abrams). На месте четвертого члена экипажа разместили контрольно-записыва-ющую аппаратуру. Крыло бомбардировщика установили в положение минимальной стреловидности (15╟), шасси, предкрылки и закрылки оставались в выпущенном положении. Максимальная высота полета составляла 3050 м, а максимальная скорость - 352 км/ч. Взлетная масса самолета была равна 127 т. Бомбардировщик оторвался от земли через 27 с после старта. Отрыв носового колеса произошел на скорости 268 км/ч, отрыв самолета - на 296 км/ч. Через 90 мин В-1А совершил посадку на базе ВВС Эдвардс. Системы самолета и его силовая установка из четырех ТРД Дженерал Электрик YF101-GE-F100 работали нормально. По первоначальному плану в первом полете предусматривалась уборка шасси и закрылков, изменение угла стреловидности до 20╟ и достижение скорости 463 км/ч. Однако руководство решило не рисковать. Серьезных происшествий никто и не ожидал, но вот мелкие неисправности могли серьезно навредить репутации всей программы. Второй полет состоялся 23 января 1975 г. На этот раз экипаж опробовал работу системы изменения угла стреловидности от 15╟ до 25╟. В полете проводилась оценка характеристик управляемости на начальном участке набора высоты и при заходе на посадку как при взлетной конфигурации самолета, так и с убранными шасси, закрылками и предкрылками. На скорости 463 км/ч во время снижения были выпущены интерцепторы, которые действовали как воздушные тормоза. Полет занял 3 ч 21 мин. Третий полет В-1А произошел 11 февраля. В нем хотели провести дозаправку топливом в воздухе для оценки управляемости при малых скоростях позади самолета-заправщика. Но через час полета на приборной доске загорелось сигнальное табло о повышении температуры в отсеке электронного оборудования. Полет прервали. На земле выяснилось, что в системе охлаждения образовалась незначительная утечка. В четвертом полете 19 февраля самолет достиг высоты 6100 м и скорости 845 км/ч. Были выполнены маневры, имитировавшие дозаправку топливом, и осуществлено первое выключение и повторное включение двух двигателей. Хотя первоначальными планами в четвертом полете предусматривалось достижение сверхзвуковой скорости 1,25М и проведение реальной заправки топливом в полете. Угол стреловидности крыла изменялся от 15╟ до 25╟. Испытания начинали набирать обороты. Полное изменение стреловидности провели в пятом полете, в марте 1975 г. В следующем выполнили три стыковки с самолетом-заправщиком в воздухе. В седьмом полете В-1 А вышел на сверхзвук и находился на этом режиме 43 мин. Вся программа летных испытаний В-1 разделялась на несколько фаз. Первая была рассчитана на два года и заканчивалась принятием решения о серийном производстве. Она состояла из четырех этапов продолжительностью по шесть месяцев. В каждом этапе проводилось около 20 полетов. Особое внимание уделялось месту испытаний. Так, первые полеты на малых высотах с ручным управлением хотели провести над поверхностью Тихого океана, в 40 км от берега. Испытательная трасса начиналась на полигоне центра по испытаниям космических аппаратов и баллистических ракет базы ВВС Ванден-берг и заканчивалась у Сан-Франциско. Этот район был единственной зоной в США, оснащенной надежными радиолокаторами управления и современными телеметрическими системами. Интересно, что на этой трассе летом 1987 г. серийный В-1 В (N9 96-0098) установит 15 мировых рекордов. Первый - 4 июля на замкнутом маршруте в 2000 км с полезной нагрузкой 30000 кг покажет среднюю скорость 1077,5 км/ч. Еще 9 мировых рекордов скорости на замкнутом маршруте 5000 км В-1 В поставит на базе Эдвардс осенью 1987 г. Но вернемся к испытаниям. После полетов над океаном испытатели В-1А перешли к проверке системы следования рельефу местности на полигоне базы Эдвардс. Там прошли полеты на высоте 150 м со скоростью 0,85М, сначала на ручном управлении, а затем и на автоматическом. Автоматическая система огибания рельефа местности имела три режима работы, в зависимости от перегрузки: нормальный, средний и жесткий. Высота полета выбиралась из диапазона от 700 до 50 м. К программе постепенно подключались новые опытные образцы. Второй самолет (No. 74-0159) сначала использовался для статических наземных испытаний. Нагрузки до 100% эксплуатационных моделировались на стенде фирмы "Л окхид". Начиная с 14 июня 1976 г., этот самолет подключили к программе летных испытаний и использовали для измерения нагрузок на конструкцию в полете. Третий опытный самолет (No. 74-0160) с полным комплектом радиоэлектронного оборудования и четырьмя членами экипажа совершил первый полет 26 марта 1976 г. Вместе с ним в программу вошли операторы по испытанию систем оружия от стратегического авиационного командования. Как показали последующие полеты, в большинстве случаев расхождение между расчетными характеристиками В-1А и результатами летных испытаний не превышало 5%. Например, полученное расчетным путем оптимальное крейсерское число М = 0,72 на высоте 7620 м полностью подтвердилось в ходе испытаний. В апреле первый В-1А на высоте 15240 м впервые разогнался до 2,1 М. По заявлению летчика-испытателя фирмы "Рокуэлл" Томми Бенефилда (Tommie D. Benefield), если обычно во время летных испытаний сначала производят оценку летных характеристик самолета, а уже затем - боевых возможностей, то в случае с В-1 все делалось параллельно. Несмотря на всю сложность такого подхода, программа продвигалась успешно, и ее первый этап завершился 30 сентября 1976 г., в самый разгар очередной предвыборной кампании. За президентское кресло боролись республиканец Джеральд Форд и демократ Джимми Картер. Форд был сторонником В-1, а Картер, напротив, В-52. Победил Картер. В ноябре 1976 г. ВВС выдали контракт на постройку первых трех предсерийных самолетов и первой серии из восьми машин. На тот момент стоимость одного серийного самолета превысила 70 млн. USD, и с учетом еще остававшихся проблем с бортовым оборудованием эта сумма была еще не окончательная. Всего на новый бомбардировщик уже потратили чуть более 2,2 млрд. USD, а на 1976 г. запросили еще 700 млн. Картер не поддержал выделение столь значительной суммы, а перенаправил денежные потоки на другие цели. Часть из них была общеизвестна, а часть - засекречена. Администрация Картера не скрывала, что сосредоточилась на модернизации В-52 с крылатыми ракетами AGM-86, которые могли проникать в глубь территории противника на сверхмалых высотах. При этом данная программа стоила лишь пятую часть от цены В-1А. А вот выделение денег на "невидимый" истребитель-бомбардировщик F-117 было засекречено. 30 июня 1977 г. серийное производство В-1А отменили, но летные испытания все же решили довести до конца. Для этого разработали новую программу ВРЕ (Bomber Penetration Evaluation - оценка бомбардировщика проникновения). Кроме того, решили достроить четвертый опытный самолет (N9 76-0174). Он поднялся в воздух 14 февраля 1979 г. Продолжились работы по доводке системы РЭБ, вооружения, силовой установки, снижению радиолокационной заметности. Позже на четвертый и третий экземпляры В-1А установили дополнительные элементы системы РЭБ, которые расположили в надстроенном гаргроте. 28 июля 1977 г. третий экземпляр В-1А, находясь на высоте 1800 м, совершил первый испытательный пуск ракеты SRAM. С другим вооружением у В-1 возникли серьезные проблемы. Первый вариант крылатой ракеты AGM-86A, создаваемой по программе ALCM (Air Launched Cruise Missile), имел длину фюзеляжа 4,5 м и легко помещался в бомбоотсек, но дальность полета ракеты (1200 км) не устраивала военных. Новый же вариант AGM-86B с дальностью 2400 км оказался на 1,82 м длиннее. Такие ракеты можно было подвесить только на внешние пилоны, самолету требовалась переделка бомбоотсеков. Будущее В-1 вновь оказалось под вопросом. Фирма "Рокуэлл" начала прорабатывать разные варианты решения этой проблемы, с одновременным удешевлением самолета. Были разработаны программы: NTP (Near-Term Penetrator - самолет проникновения ближайшего будущего), SWL (Strategic Weapons Launch - стратегическая пусковая платформа), СМСА (Cruise Missile Carrier Aircraft - самолет-носитель крылатых ракет), MRB (Multi-Role Bomber - многоцелевой бомбардировщик). Некоторые из них имели модульную конструкцию с разными отсеками вооружения, а некоторые - фиксированное крыло. 30 апреля 1981 г. летные испытания В-1А официально завершились. К тому времени опытные машины совершили 347 полетов продолжительностью 1895,2 ч. Первый самолет в 138 полетах налетал 829 ч, он закончил свою программу 16 апреля. В дальнейшем использовался на авиабазе Лори для обучения. Там же остался и третий самолет, который списали и превратили в наземный тренажер с обозначением GB-1 А. Второй самолет с налетом 282,5 ч (60 полетов) законсервировали на авиабазе Эдвардс. Четвертый совершил 70 полетов с общим налетом 378 ч. 6 августа 1980 г. он прославился тем, что выполнил самый продолжительный полет для В-1А - 11 ч. ЛТХ: Модификация B-1A Размах крыла, м максимальный 41,67 минимальный 23,84 Длина самолета, м 45.78 Высота самолета, м 10.24 пустого самолета нормальная взлетная масса 176810 максимальная взлетная масса 179170 Внутренние топливо, кг 88450 Тип двигателя 4 ТРДД General Electric F-101-GE-100 Тяга, кгс 4 x 13500 Максимальная скорость на высоте М=2.3 у земли М=1.20 Крейсерская скорость, км/ч 900-1040 Практическая дальность, км 9820 Практический потолок, м 18300 Экипаж, чел 4 Вооружение: Максимальная нагрузка : в бомбоотсеке - до 34000 кг, на внешних подвесках - до 18000 кг 32 УР AGM-69B SRAM, или 24 бомбы В-61 либо 24 бомбы В-83. Обычное оружие: до 84 бомб Mk.82 калибра 227 кг B-1B Lancer Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: 1984 Тип: Стратегический бомбардировщик ЛТХ Доп. информация Мощным импульсом к развитию новых систем вооружений в США стал ввод советских войск в Афганистан в 1979 г. Летом 1980 г. Министерство обороны США раскрыло общую информацию о существовании программы Stealth (с англ. - скрытность, невидимость). Было объявлено, что работы ведутся по трем направлениям: бомбардировщик, истребитель и крылатая ракета. В 1981 г. администрация Президента Рейгана объявила о плане модернизации стратегических сил, на который выделялось более 180 млрд. USD. Пунктами этого плана предусматривалось скорейшее развертывание новых межконтинентальных ракет MX, возобновление "замороженной" программы В-1 и ускорение разработки перспективного бомбардировщика АТВ (будущего В-2). Формально В-1 вновь участвовал в очередной программе стратегического самолета большой дальности под названием LRCA (Long Range Combat Aircraft). Он должен был занять промежуточное положение между устаревшим В-52 и перспективным "невидимым" В-2, на время пока последний не будет принят на вооружение. Далее планировали использовать В-1 как обычный бомбардировщик для нанесения ударов с малых высот по стационарным целям, так как поиск подвижных целей с малой высоты практически невозможен. Поиск и уничтожение подвижных ракетных комплексов должен был взять на себя В-2, действующий с больших высот. Фирма "Рокуэлл" представила упрощенную модификацию В-1, рассчитанную на применение крылатых ракет. Вместо трех бомбоотсеков на самолете оставалось два, но их размер увеличили. В каждый хотели подвесить по 8 ракет на револьверных пусковых установках. Еще 14 ракет закреплялось снаружи, под фюзеляжем. Таким образом, общее число КР на борту доводилось до 30. Максимальная скорость В-1 понижалась до дозвуковой, а потолок уменьшался на 8400 м (до 12600 м). Вместо крыла с изменяемой стреловидностью устанавливали обычное, со стреловидностью 25". Стоимость серийного самолета уменьшалась до 43,3 млн. USD. Кроме этого, рассматривалась концепция В-1 в варианте перехватчика бомбардировщиков противника, вооруженных крылатыми ракетами (Ту-95, Ту-22М). При этом самолет сохранял высокую сверхзвуковую скорость 2,2М. На него хотели установить систему управления вооружением Hughes AWG-9 и ракеты класса "воздух-воздух" большой дальности AIM-54 PhenixoT истребителя F-14. 24 ракеты подвешивались бы в бомбоотсеки, а еще 14 на внешних узлах. Но далее намерений эта идея не продвинулась. В свое время был известен еще один проект - В-1C, с широким использованием технологий Stealth. По характеристикам он мог превзойти АТВ и всерьез рассматривался представителями ВВС. В 1982 г. "Рокуэлл" и "Локхид" даже подписали договор о совместной разработке такой машины, но успехи фирмы "Нортроп" поставили крест на этой интересной задумке. В мае 1981 г. комитет Конгресса по делам Вооруженных сил рекомендовал В-1 в качестве основы для программы LRCA. ВВС США приняли соответствующие решения по этому поводу в июне, присвоив самолету обозначение В-1В. 20 января 1982 г. "Рокуэлл" получила два контракта. Первый финансировал переделку двух самолетов В-1А в прототипы В-1В для летных испытаний. Второй обеспечивал подготовку серийного производства 100 бомбардировщиков, с темпом 4 самолета в месяц. Для них закупалось 600 двигателей. Для размещения В-1В началась модернизация четырех авиабаз: Дайесс в Техасе, Эллсуорт в Южной Дакоте, Гранд Фокс в Северной Дакоте и МакКоннел в Канзасе. Окончательный проект бомбардировщика В-1В несколько отличался от предварительных планов. Крыло изменяемой стреловидности решили оставить. Максимальную скорость на большой высоте снизили до 1,25М, благодаря чему удалось отказаться от регулируемых воздухозаборников, снизить их вес и упростить конструкцию. Для облегчения производства конструкция планера В-1В осталась прежней, сохранив более 70% деталей от В-1А. Однако максимальная взлетная масса бомбардировщика увеличилась со 180 до 216 т, и в связи с этим его конструкцию усилили, доработали шасси, заменили пневматики на более прочные. На самолет установили новый двигатель F101-GE-102 с максимальной тягой 7718 кгс и 13974 кгс на форсаже. Он специально проектировался как "малодымный", а благодаря высокой степени двухконтурности имел еще и слабое ИК-излучение. Воздухозаборник приобрел искривленную "Э"-образную форму для снижения радиолокационной заметности. Конструкцию сопла на В-1В пришлось изменить. Оказалось, что турбулентность воздушного потока, образуемого стыком крыла и промежутком между соплами, приводила к вибрациям створок. Для решения этой проблемы длину наружных створок сопла уменьшил и с 1190 до 890 мм и увеличили их толщину. Сопло на В-1А состояло из восьми створок с уплотнениями между ними, которые сильно изнашивались. На B-1B использовали 12 створок, перекрывавших друг друга и не требовавших уплотнений. С механизмов управления соплом сняли створчатый обтекатель. Число деталей сопла при этом сократилось, а его масса уменьшилась на 39 кг. Двигатель прошел интенсивные испытания по нагрузкам, соответствовавшим 10 годам эксплуатации. Наработка опытного двигателя составила около 800 ч, из них более половины - на максимальном режиме. Число включений форсажной камеры составило 4713. Объем испытаний в высотной камере достиг 150 ч. Двигатель F101 считался очень удобным в обслуживании,так как модульная конструкция позволяла разбирать только нужную его часть. Для визуального осмотра критических зон в корпусе двигателя служило большое число бороскопических отверстий. Первый серийный двигатель F101-GE-102 был передан ВВС в начале октября 1983 г. Для защиты экипажа от вспышки ядерного взрыва стекла кабины закрываются девятью алюминиевыми панелями (установка занимала 5 минут). В шести из них имеются иллюминаторы диаметром 140 мм, два из которых расположены на уровне глаз летчиков, а четыре обеспечивают боковой обзор, по два с каждой стороны кабины. Иллюминаторы выполнены из специального прозрачного керамического материала, который во время вспышки становится непрозрачным. На это у него уходит около 150 мкс. На В-1А предполагалось использование защитных очков, но они не позволяли наблюдать за приборами в кабине во время вспышки. Внешне B-1B отличался от своего предшественника воздухозаборниками, укороченными носовым и хвостовым обтекателями (длина самолета уменьшилась на 1,2 м), модифицированными уплотнителями поворотных консолей крыла из прорезиненной ткани и дополнительными окнами на рабочих местах операторов бортовых систем. Восемьдо-полнительных подфюзеляжных узлов для подвески вооружения должны были установить на вторую серию самолетов. Серьезно изменилось бортовое оборудование, которое обновили на 80%, в основном это касалось радиоэлектронных систем. Основой наступательной системы бомбардировщика стал радар AN/APQ-164, который обеспечивал поиск целей, обзор земной поверхности, картографирование и полет на малой высоте в режиме следования рельефу местности. Все необходимые расчеты, в том числе и целеуказание для ракет, выполнялись комплексом из пяти бортовых компьютеров типа АР-101 F. Всего в систему вошли 66 блоков, общей массой 1300 кг. Навигационная система осталась аналогичной В-1А. Главной оборонительной системой стала система радиоэлектронной борьбы AN/ALQ-161, которая по праву считалась самой мощной, сложной и тяжелой в истории американской авиации. В своем первоначальном виде она состояла из 108 блоков (на серийных машинах уменьшили до 76), весила около 2500 кг. Кроме того, она была одной из немногих, разработанных специально под конкретный тип самолета. Главными ее частями являлись: станция активных помех, аппаратура радиоразведки AN/ALR-62, радар обнаружения целей в задней полусфере и станция активных ИК-помех AN/ALQ-157. Основной целью разработчиков было противодействие комплексам ПВО независимо от физических принципов их работы. Система производила поиск и анализ радиосигналов, перестраивала диапазоны и частоты работы, управляла мощностью передатчиков помех и отстрелом ловушек. Постановка активных помех осуществлялась на 360╟ тремя антеннами с фазированными решетками, по 10 излучателей в каждой. Две антенны расположены в наплывах центроплана и одна - в хвостовой части. Кроме того, на фюзеляже в передней и хвостовой частях есть несколько ножевых и рупорных антенн. Центральный вычислитель мог одновременно отслеживать 50 потенциальных источников опасности и сортировать их по приоритетам. На первом месте стояли истребители-перехватчики, наводимые самолетом Д/1РО, затем следовали ракеты класса "воздух-воздух", наводимые с земли истребители-перехватчики и, наконец, ракеты класса "земля-воздух". Информация об угрозах выводилась на три индикатора в кабине. Все это вполне согласовывалось с направлением возможной атаки целей на территории СССР. Ведь прорыв должен был осуществляться с севера, где действительно первыми средствами ПВО будут истребители-перехватчики, управляемые самолетами ДЛРО. В верхней части фюзеляжа В-1В разместили восьмисекционную установку AN/ALE-40 для отстрела тепловых ловушек и дипольных отражателей. Существенные изменения коснулись системы вооружения. Главным из них было объединение двух передних бомбоотсеков в один длиной 9,53 м. Внутри него устанавливалась съемная перегородка, закрепленная надвухузлахвсвоей верхней части. Ее начали ставить с девятого серийного самолета. В строевой эксплуатации перегородка никогда не снималась. На передних стенках бомбоотсеков и перегородке установили убираемые спойлеры, которые улучшали устойчивость выпадающих из бомбоотсека боеприпасов и снижали уровень шума и вибраций, которые самым негативным образом проявились во время испытаний В-1А- в одном из полетов были даже деформированы створки бомбоотсека и повреждены узлы их крепления. Новые створки были выполнены из композиционного материала. Ядерные бомбы или ракеты подвешивались на многоцелевую вращающуюся пусковую установку CSRL (Common Strategic Rotary Launcher) длиною 4,57 м. Обычные бомбы, морские мины и пр. подвешивались на специальный съемный модуль,. Подвеска вооружения производилась вне самолета, а затем установка либо модуль доставлялись к самолету тягачом и подвешивались в бомбоотсек. Вооружение В-1 В ТипВ бомбоотсекахНа внешних узлах Ядеоные бомбы В281220 Ядеоные бомбы В431226 Ядеоные бомбы В612438 Ядеоные бомбы В832438 Ядеоные оакеты SRAM AGM-692438 Ракеты ALCM AGM-86B822 Бомбы Мк.82 калибоом 227 кг84128 Бомбы Мк.84 калибоом 907 кг2438 Кроме того, в бомбоотсеки можно было подвесить до трех топливных баков на 11360 л каждый. По расчетам, при их использовании и с внешней подвеской вооружения самолет мог совершить полет в Европу, выполнить там боевое задание и вернуться на базу без дозаправок топливом в воздухе. Для снижения ЭПР увеличилась доля композиционных материалов в конструкции. Носовой конус обладал радиопрозрачностью только в узкой полосе частот, на носки крыла и стабилизатора, а также на обтекатели корневой части крыла нанесли радиопоглощающее покрытие. По заявлениям специалистов фирмы "Рокуэлл", ЭПР B-1B по сравнению с В-1 А удалось снизить в 10 раз до 1 м2 и довести его до половины ЭПР легкого самолета Cessna 172 (это тот, который преодолел ПВО СССР и сел на Красной площади в 1987 г.). Конечно, эта информация об ЭПР носит скорее рекламный характер, но автору довелось увидеть B-1B "в живую" в Полтаве, на мероприятиях по поводу 50-летия операции Frantic. С визитом прибыл B-1B (N2 85-0077) Screaming Eagle (с англ. - кричащий орел). Что особенно бросилось в глаза, так это невероятная гладкость обшивки и практически полное отсутствие стыков. Самолет выглядел игрушечным, как будто его вырезали из цельного куска материала. Оказывается, стыки обшивки заклеивали специальной лентой, а затем закрашивали. Стоявший недалеко Ту-160 (борт 14) из Прилук производил совершенно иное впечатление. Огромный и грубый самолет, с глубокими щелями, заклепки, дзусы... Через воздухозаборник видна первая ступень компрессора. Не нужно быть специалистом, чтобы понять, что эта поделка советской промышленности будет "светить" на экранах РЛС как сверхновая звезда. Кроме того, на белом самолете сильно бросалась в глаза грязь. 23 марта 1983 г. реанимированный второй В-1А начал полеты в интересах программы В-1В. После расконсервации на нем модифицировали систему управления, в которой для управления по крену на дозвуковых скоростях включались интерцепторы, а не дифференциальный стабилизатор. Первоначальная программа испытаний этого самолета была рассчитана на 275 ч и предусматривала: исследования устойчивости и управляемости самолета (60 ч); прочностные вибрационные и акустические испытания (95 ч); испытания силовой установки (15ч); испытания системы вооружения (105ч). К середине апреля 1983 г. были успешно завершены вибрационно-акустические испытания открытого переднего бомбоотсека при скоростном напоре до 4740 кгс/м2 (0,88М, высота 1524 м). К марту 1984 г. эта машина выполнила около 38 полетов и шла с опережением графика. Была завершена первая стадия испытаний по сбрасыванию с самолета ракет SRAM, бомб Мк.82 и макетов ядер-ных бомб В61 и В83. В процессе летных испытаний по исследованию управляемости хотели сымитировать отказ трех двигателей. При этом самолет должен был продолжить полет на одном работавшем двигателе, но из топливных баков пришлось бы слить часть топлива для уменьшения веса. Однако планы нарушила катастрофа машины. 29 августа 1984 г. В-1А (No. 74-0159) упал на территории полигона в пустыне Мохаве. Этот полет был последним из серии тестов для проверки управляемости на малых скоростях и различной стреловидности крыла с предельными центровками. Экипаж состоял из трех человек. Командиром был летчик-испытатель Томми Бенефилд (Tommie Douglas Benefield) по прозвищу "Дуг". Налетав около 11000 ч, он считался очень опытным пилотом. За свою летную карьеру освоил множество самолетов, в том числе и такие большие машины, как С-124, С-130, С-133, С-141. У него имелся опыт полетов даже на "Конкорде". Во время войны во Вьетнаме Бенефилд совершил 176 боевых вылетов на F-4C, а в программе В-1 был ведущим летчиком-испытателем. Вторым пилотом был не менее опытный м-р Ричард Рейнольдс (Richard Reynolds), а бортинженером - к-н Отто Ваничек (Otto Waniczek). В-1 взлетел с авиабазы Эдвардс, набрал высоту около 1500 м и направился на восток, в сторону пустыни Мохаве. Согласно заданию, крыло стали переставлять на минимальную стреловидность, а система управления центровкой работала в ручном режиме для создания предельной задней центровки. Пролетев около 50 км, Бенефилд отметил, что на приборной доске загорелось сигнальное табло нарушения центровки. В это время машина находилась севернее озера Харпер, перед началом гористого участка. С самолета сопровождения F-111 заметили, что на высоте 1220 м В-1 перешел в кабрирование с углом около 70╟, а затем начал падать. На высоте около 800 м Бенефилд катапультировал спасательную капсулу. Парашюты не успели раскрыться должным образом, и капсула сильно ударилась правым бортом, при этом надувные подушки, находившиеся снизу капсулы, совершенно не помогли смягчить удар. Его сила была такова, что кресло Бенефилда сорвало с креплений, и он погиб от удара о борт кабины. Два других члена экипажа, хоть и остались на своих местах, но получили серьезные травмы. Неуправляемый бомбардировщик упал с почти полным запасом топлива и разрушился. В пустыне начался пожар. С неподалеку расположенной федеральной тюрьмы Борон на место крушения приехала пожарная машина с командой из заключенных и начала тушить горящие обломки, которые были разбросаны на сравнительно небольшой территории. На момент катастрофы В-1 налетал 543 ч в 127 полетах. Секретарь ВВС Эдвард Олдридж (Edward Aldridge) заявил, что эта катастрофа не окажет влияния на планы производства 100 бомбардировщиков и сроки осуществления программы. Испытания продолжались на другой машине - четвертом опытном образце В-1А (No. 76-0174). Он имел небольшой налет и в 1982 г. летал на выставку в Фарнборо, так что у него было неплохое техническое состояние. 30 июля 1984 г. В-1А No. 4 поднялся в воздух, и его основной задачей стало испытание бортовых радиоэлектронных систем. Оценка пилотажных характеристик самолета и испытания силовой установки должны были начаться уже на первом серийном В-1В, после его передачи на авиабазу Дайесс. Параллельное проведение испытаний и серийное производство стали возможными, благодаря накоплению огромного массива информации по программе В-1 за предыдущие годы. Fla этот раз самолет ждал успех. В начале мая 1984 г. на заводе "Рокуэлл" в Палмдейле завершилась сборка первого серийного В-1В. 10 мая машину перевезли в контрольно-испытательный комплекс, где в течение трех месяцев испытывали все ее системы. После нанесения матовой краски (два тона серой и один тон зеленой) на самолете провели калибровку топливной системы и газовки двигателей. Первый полет продолжительностью 3 ч 15 минут прошел 18 октября 1984 г. Бомбардировщик подняли в воздух: лет-чик-испытатель фирмы "Рокуэлл" М. Эвенсон (М. L. Evenson), второй пилот подп-к ВВСЛ. Шредер (L. В. Schroeder), штурманы-операторы к-н Д. Гамильтон (D. Е. Hamilton) и м-р С. Генри (S. A. Henry). Самолет перелетел на авиабазу Эдвардс для испытаний на флаттер и системы вооружения. В 1987 г. с него первый раз запустили ракету SRAM и осуществили сброс 56 бомб BDU-50 (учебный вариант бомбы Мк.82). Началось серийное производство самолета. На изготовление одной машины требовалось 42 месяца, из них на сборку уходило 12. B-1B начали поступать на вооружение САК в 1985 г. На базе Эллсуорт B-1B вошли в состав 28-го тяжелого бомбардировочного авиакрыла, на базе Дайесс - 96-го, на базе МакКонел - 384-го и на базе ГрандФокс - 366-го авиакрыла. Летчики и руководство САК старались всячески рекламировать превосходство новых бомбардировщиков. Серия мировых рекордов продолжилась. В 1988 г. В-1В (No.No. 86-0111 и 86-0121) установили рекорды скороподъемности для тяжелых самолетов в весовой категории 150 и 200 т. Лучший показатель выглядел впечатляюще - 12000 м за 9,7 мин. В 1993 г. пара B-1B (No.No. 84-0057, 85-0082) из 28-го авиакрыла совершила перелет вокруг Земли за 36 ч 13 мин и 36 с. Они преодолели расстояние в 36797,65 км с шестью дозаправками в воздухе, что стало абсолютным мировым рекордом. На маршруте бомбардировщики трижды совершили учебные бомбометания по целям на Окинаве и в Италии. В состав вооружения серийных самолетов хотели включить крылатые ракеты AGM-129, выполненные по технологии Stealth. Для этого даже модернизировали три самолета. Один оснастили внешними пилонами и два - пусковыми установками в бомбоотсеке на четыре ракеты. Но сама ракета оказалась неудачной, сложной и дорогой, и в конце концов ее сняли с вооружения. Аналогичная судьба также постигла ракетуAGM-131ASRAM II, программу которой закрыли в 1991 г. Ракета SRAM AGM-69A находилась на вооружении до 1993 г., после чего В-1В окончательно перестал быть ядерным ракетоносцем. Хотя свой ядерный статус В-1В потерял задолго до этого. В 1991 г. прекратилось боевое дежурство самолетов с ядер-ным оружием, а в 1992 г. легендарное Стратегическое авиационное командование расформировали. Окончание "холодной войны" снимало напряженность, и бомбардировщики перешли в подчинение воздушных армий вновь созданного Боевого авиационного командования ACC (Air Combat Command). B-1B попали в состав 8-й и 12-й армий, а также временно приписывались к различным авиагруппам на период проведения учений. 96-е авиакрыло В-1В вошло в состав 7-го авиакрыла и совместно с самолетами тактической авиации составило экспериментальную смешанную оперативную авиагруппу. Считалось, что такое соединение будет действовать в любой точке Земного шара без дополнительной поддержки и сможет выполнить любую задачу. В 1994 г. B-1B с баз ГрандФокс и МакКонел попали в состав 116-го и 184-го авиакрыльев авиации Национальной гвардии, где использовались до 2002 г. К 2001 г. в эксплуатации осталось 92 самолета. Один был списан, а остальные потеряны в авариях и катастрофах. Изменения структуры ВВС США касались не только подчиненности, но и влияли на внешний вид самолетов. Если ранее на все стратегические бомбардировщики наносили серийный номер и эмблему САК, то теперь на килях около серийного номера появились буквы USAF (или AF) и две буквы обозначения авиабазы. Кроме этого, на кили нанесли цветные полосы принадлежности к эскадрилье и эмблемы эскадрилий. Чуть позже в носовой части В-1В стали появляться яркие рисунки (Nose Art) с девизами либо с собственными именами самолетов. Выявляемые в процессе эксплуатации недостатки устранялись доработками, кроме этого, велась и плановая работа по модернизации систем самолета. Одной из первых улучшили систему управления в части, касающейся предупреждения сваливания на больших углах атаки. Модернизация программного обеспечения и увеличение точности датчиков углов атаки проходили в два этапа, и завершились в 1992 г. Система предупреждения сваливания SIS (Stall Inhibitor System) стала более жестко реагировать на приближение к предельно допустимому углу атаки, не позволяя перетянуть ручку управления самолетом. В 1990 г. бомбардировщик получил официальное имя Lancer (с англ. - улан). Flo оно появилось с большим опозданием и не прижилось. В частях самолет предпочитали называть по обозначению - В-One. В одной из статей журналисты пропустили дефис и у них получилось просто Bone - в дословном переводе "кость" или "скелет". Это броское прозвище и стало основным для B-1B. С окончанием "холодной войны" ВВС США приступили к доработкам бортовых систем самолета. Первые изменения коснулись комплекса РЭБ. Дело в том, что он постоянно дорабатывался, и на разных самолетах его состав и программное обеспечение различались. Это нарушило унификацию и существенно усложняло эксплуатацию, особенно на удаленных базах, где документация на каждый конкретный борт отсутствовала. Работы закончились в 1992 г. Далее принялись за систему вооружения. Исключение ее ядерной компоненты потребовало соответствующих модификаций оборудования, которые назвали "Программой модернизации для выполнения обычных задач" - CMUP (Conventional Mission Upgrade Program). Программа заключалась в установке новых разъемов, систем передачи данных, введения новых для B-1B стандартов, которые использовались в обычных вооружениях, начиная от управляемых авиабомб и подвесных контейнеров с прицельными системами и заканчивая топливными баками. Первым этапом стала установка всего необходимого оборудования. Самолеты получили обозначение B-1B Block В. Далее внесли изменения, позволявшие применять универсальные кассетные боеприпасы CBU-87, -88, 97 - В-1В Block С. Следующие доработки - Block D проходили шесть лет и закончились в 2001 г. Они позволили применять управляемые бомбы GBU-31 JDAM с наведением по сигналам GPS. Кроме того, доработали систему связи, а по бортам хвостовой части самолета закрепили два контейнера фирмы Raytheon AN/ALE-50, в каждом из которых находились четыре одноразовые буксируемые на тросах ложные цели-ловушки. Ловушка представляла собой цилиндрический контейнер с крестообразным хвостовым оперением. Ее приемник принимал сигналы вражеской РЛС, усиливал их, а передатчик излучал назад более мощный сигнал, чем отраженный от носителя, и тем самым привлекая к себе ГСН зенитных ракет. После использования ложная цель отбрасывалась. Аналогичная система устанавливалась на тактические самолеты F-16 и F/A-18. Доработки Block Е начались в 2005 г. и завершились в сентябре 2006 г. Они позволили B-1B применять крылатые ракеты AGM-158 JASSM, противокорабельные ракеты AGM-158С LRASM, планирующие бомбы AGM-154 JSOW и бомбовые кассеты с хвостовиками WCMD, которые корректируют траекторию падения с учетом ветра в районе цели. В программное обеспечение бомбардировочной системы внесли изменения, позволявшие автоматически менять тип боеприпаса, что дало возможность наносить последовательные удары по целям разными типами бомб нажатием одной кнопки. Например, во время испытаний 2 мая 2002 г. B-1B нанес удар по трем целям тремя разными типами боеприпасов (бомбы Мк.82, Мк.84 и кассеты CBU-89) в течение 20 с. Командир 28-го бомбардировочного авиакрыла п-к Джеффри Смит (Jeffrey Smith), подводя итоги очередной программы модернизации, сказал: "Мы имеем один самолет, который может перевозить все виды боеприпасов в больших количествах и с длительным временем полета. Мы можем носить 500-фунтовые в переднем отсеке, 1000-фунтовые в среднем и 2000-фунтовые в заднем. У вас всегда есть подходящая бомба для работы с минимальным побочным ущербом. Это большая роскошь для командира". В 2003 г. объявили о программе по обслуживанию бомбардировщика SBP (Sustainment Block Program). Она нацеливалась на систематическую (ежегодную) модернизацию парка B-1B с использованием передовой авионики и программного обеспечения. Ее первый этап известен как Block F. Изменения касались системы РЭБ. Число ее блоков уменьшили, улучшили программное обеспечение и внесли доработки для противодействия современным системам ПВО противника. В феврале 2004 г. фирма Collins получила контракт и заменила устаревшие монохромные дисплеи в кабине самолета на цветные жидкокристаллические экраны 5x7 дюймов. В марте 2008 г. В-1В стал первым летательным аппаратом, который летал со сверхзвуковой скоростью с использованием комбинированного топлива, которое представляло собой смесь 50/50 авиационного керосина и синтетического горючего, полученного из природного газа с использованием процесса Фишера-Тропша. Этот полет был важной частью программы ВВС США по созданию дешевого топлива для самолетов. Еще одним событием в истории В-1В стало оснащение его оптикоэлектронным контейнером AN/AAQ-33 Sniper (с англ. - снайпер) от фирмы Lockheed Martin. Контейнер с инфракрасной телевизионной системой HD качества и лазерным дальномером-целеуказа-телем подвешивался на пилон справа под носовой частью самолета. По заявлениям разработчиков, он позволял экипажу вести поиск, идентификацию и подсветку цели без поддержки с земли. Благодаря всем этим работам, B-1B стал универсальным носителем высокоточного оружия и мог уничтожать любые цели в любой точке мира. Несмотря на все возрастающие возможности, в 2001 г. Министерство обороны США для экономии бюджетных средств решило сократить общее число бомбардировщиков на 35 единиц. Ходили слухи о продаже "лишних" B-1B в Великобританию и Австралию, но якобы переговорщики не сошлись в цене. Первый B-1B сняли с эксплуатации в августе 2002 г. Самолет отправили на базу хранения Дэвис-Монтан. Всего там оказалось 24 B-1B, остальные "разошлись" по учебным заведениям, музеям и стали на вечную стоянку перед воротами авиабаз. По состоянию на 2017 г. США располагали 62 бомбардировщиками В-1В. 38 из них сконцентрированы на авиабазе Дайесс, в 7-м бомбардировочном крыле (BW), а 24 входят в состав 28-го BW на базе Эллсуорт. 7-е авиакрыло включает три эскадрильи (bomb squadron - BS): 9-ю, 28-ю и 77-ю. Девиз части: "Mors ab alto" (с лат. - смерть с высоты). Хвостовой код - DY. 28-е авиакрыло состоит из двух эскадрилий: 34-й и 37-й. В память о действиях самолетов авиакрыла во время Второй мировой войны на Аляске, Алеутских и Курильских островах девиз части - Guardian of the North (с англ. - хранители севера). Хвостовой код - EL. 4 сентября 2013 г. В-1В участвовал в исследовательской программе как морской патрульный бомбардировщик. В ходе работы оценивалось применение управляемых боеприпасов по морским целям, таких как бомбы GBU-54 с лазерным наведением, бомбы JDAM и противокорабельные ракеты AGM-158C LRASM. В апреле 2015 г. В-1В перешли в подчинение Глобального ударного командования AFGSC (Air Force Global Strike Command), основными задачами которого являются глобальное сдерживание, поддержка Вооруженных сил США "в любое время, в любом месте". Кроме B-1B, в него вошли авиакрылья бомбардировщиков В-52, В-2 и части межконтинентальных баллистических ракет. Фактически было возрождено Стратегическое авиационное командование. Связь и управление частями AFGSC осуществляются через четыре воздушных командных пункта Е-4В. В 2016 г. бомбардировщики начали проходить доработки в рамках программы "Интегрированная боевая станция". В кабине устанавливались новые цветные индикаторы и обновлялись информационные и компьютерные системы. Первое боевое применение B-1B состоялось во время проведения операции Desert Fox (с англ. - лис пустыни). Операция проводилась с 16 по 19 декабря 1998 г. против важных военных и политических объектов Ирака, в ответ на отказ Саддама Хусейна выполнить резолюцию Совета Безопасности ООН. В середине ноября 1998 г. шесть В-1В из 37-й и 9-й эскадрилий перебазировались на Ближний Восток. С 30 ноября самолеты стали совершать тренировочные полеты с авиабазы Тумрайт в Омане. Экипажи изучали обстановку и театр военных действий. Первой целью для них стали казармы Республиканской гвардии Ирака в Эль-Куте. Выполнение операции началось сразу после праздника Рамадан. 17 декабря в 22.30 пара В-1В поднялась в воздух из Тумрайта. В бомбоотсеках каждого из них находилось по 60 фугасных бомб Мк.82. Летчики пилотировали самолеты в очках ночного видения. Над морем к B-1B присоединились восемь истребителей F/A-18 сопровождения. В состав боевого порядка вошел и один самолет РЭБ ЕА-6В с противорадиолокационными ракетами HARM. Кроме того, всю группу на маршруте полета прикрывала пара F-14 с ракетами большой дальности AIM-54. Такой серьезный наряд сил говорил о важности происходящего. Ведь первый боевой вылет B-1B должен был войти в историю громким успехом, а не провалом. "Лансеры" пересекли иракскую границу на высоте 7900 м со скоростью 880 км/ч. Операторы систем РЭБ отметили, что по ним начали работу РЛС комплексов С-75, но практически сразу они выключились. Чуть позже ЕА-6В атаковал ракетой HARM обнаруженный в районе иракского аэродрома Таллил ЗРК "Куб". По данным разведки, на этом аэродроме базировались переделанные в беспилотники чехословацкие L-29, на которые иракцы хотели подвесить 500-литровые контейнеры с бактериями сибирской язвы. Но Таллил входил в зону ответственности британских "Торнадо", и американская группа проследовала дальше. В районе цели несколько секунд по В-1В работали РЛС комплексов С-125. Вероятно, их операторы опасались пусков противорадиолокационных ракет и поэтому отключили свои радары. Активность проявляла только зенитная артиллерия, но на высоту полета B-1B она не доставала. Было уже 18 декабря, когда самолеты сбросили бомбы и с правым разворотом легли на обратный курс. В 6.30 утра бомбардировщики вернулись в Тумрайт. Результаты удара были хорошо видны на спутниковых снимках: из 10 строений не менее шести получили прямые попадания. На следующий день другая пара B-1B также успешно атаковала нефтеперерабатывающий завод в Басре. В 1999 г. "Лансеры" стали участниками операции Noble Anvil (с англ. - благородная наковальня) - ударов с воздуха по целям в Сербии. Чтобы сократить время подлета к цели, девять B-1B были переброшены из США на британскую базу Фэрфорд. Первые шесть бомбардировщиков из 37-й эскадрильи и группа обслуживания на С-5А приземлились в Англии 29 марта. Часть самолетов прошла доработку Block D, в результате чего системы РЭБ были перенастроены на работу против РЛС ПВО Сербии. Инженеры из 36-й инженерно-испытательной эскадрильи обновили программное обеспечение комплекса всего за 100 ч, хотя обычно эта работа занимала несколько месяцев. Первый боевой вылет состоялся 2 апреля, а целью стал нефтеперерабатывающий завод в районе Нови Сада. На маршруте к цели пару В-1В дважды обстреляли ЗРК "Куб". В обоих случаях ракеты поразили буксируемые ловушки AN/ ALE-50. Боевая задача была успешно выполнена, на завод сбросили 168 бомб Мк.82. После сброса нагрузки на одном бомбардировщике не закрылись створки бомбоотсека, что привело к перерасходу топлива, но это не помешало ему вернуться на базу. После посадки у машины обнаружили незначительные повреждения стабилизатора, вызванные попаданием молнии. Бомбардировщики были оснащены тактической системой целеуказания MSTS (Multi-Source Tactical System), которая в реальном времени принимала данные о целях из Объединенного центра воздушных операций, расположенного в итальянском Виченце. Исходные данные поступали туда с четырех разведывательных спутников. MSTS позволила оперативно перенацеливать B-1B и организовать удары "по заказу", из положения "дежурство в воздухе". Это было совершенно новое слово в тактике применения тяжелых бомбардировщиков. Ранее операции таких самолетов всегда тщательно планировались заблаговременно. В результате такого подхода B-1B, которые совершили всего 74 боевых вылета, что составляет 2% из общего числа вылетов боевых самолетов коалиции, смогли сбросить 20% от общего числа боеприпасов. По заявлениям заместителя командующего воздушными силами союзников подп-ка Чарльза Макгирка (Charles McGuirk), техническая исправность B-1B была очень высокой - на уровне 90%. B-1B завоевали уважение не только своих войск, но и противника. Сербы очень удивлялись, что обычными бомбами можно нанести такие точные удары. Особенно неожиданной для них была способность "Лансеров" бомбить "вслепую", через облака. С осени 2001 г. B-1B принимают самое активное участие в операциях против Талибана в Афганистане. Только в течение первых шести месяцев операции Enduring Freedom (с англ. - несокрушимая свобода) восемь бомбардировщиков сбросили почти 40% от общего количества боеприпасов авиации коалиции. В отличие от Сербии, где "Лансеры" работали исключительно обычными боеприпасами, в Афганистане более 60% ударов выполнялось управляемыми бомбами. Основными задачами B-1B стали удары из положения "дежурство в воздухе", непосредственная поддержка наземных сил и даже сопровождение автоколонн. Самолеты базировались на базе Тумрайт в Омане и на о. Диего-Гарсия в Индийском океане. Для визуализации оперативной информации об обстановке на земле и потенциальных целях рабочие места операторов боевых систем "дооборудовали" обычными ноутбуками, подключенными к информационной системе бомбардировщика. Каждый B-1B, задействованный в операции "Несокрушимая свобода", совершал по 3-4 боевых вылета в месяц. В зоне дежурства "Лансеры" находились 5 ч, вылет занимал около 11 ч, а максимальная боевая нагрузка доходила до 24 бомб GBU-31 JDAM. Удар наносился с больших высот, около 12000 м и, как выразился один из сухопутных американских генералов Джеффри С. Бьюкенен (Jeffreys. Buchanan): "Противник даже не успевал понять, что же произошло". Конечно, таких возможностей у самолетов тактической авиации не было. Например, их боевая нагрузка составляла всего 4 бомбы JDAM. Генерал Дэниэл Лиф (Daniel Р. Leaf), который в то время был заместителем начальника штаба ВВС по воздушным и космическим операциям, по поводу использования бомбардировщиков в Афганистане сказал так: "Если бы вы предложили мне использовать B-1B с JDAM для прямой поддержки сухопутных войск лет десять назад, я бы от души рассмеялся, потому что это совсем не то, что мы хотели ранее. Однако, столкнувшись со сложными задачами в Афганистане, мы использовали самолет в чрезвычайно гибкой форме". Эта самая "форма" действительно была гибкой. B-1B приходилось работать даже в смешанных ударных группах. Например, Зянваря 2002 г. четыре "Лансера" вместе с четырьмя F/A-18 и "ганшипом" АС-130 разрушили большой пещерный комплекс Аль-Каиды в Захваре Кили в восточном Афганистане. Этот укрелрайон был учебным лагерем, складом и неким святилищем Аль-Каиды. По нему уже наносили удар крылатыми ракетами в 1998 г., но их эффективность оказалась невысокой. На этот раз комплекс удалось уничтожить полностью. Свой типичный вылет кратко описал для прессы к-н Патрик Макмехон (Patrick McMahon): "Мы взлетим, через три часа полета встретимся с танкером, пролетим еще пару часов до Афганистана, получим указания от командования, посмотрим на радар, и будем ждать, пока кто-нибудь позвонит нам, чтобы мы могли прилететь и сделать свое дело. Когда наши бомбы будут сброшены, после воздушной дозаправки мы отправимся домой". Конечно, реальные полеты не выглядели так рутинно. По описаниям пилотов, когда передовые авианаводчики связывались с экипажами B-1B по радио, они, как правило, находились в центре боя. Порой в наушниках были слышны крики, взрывы и пр. Чаще всего помощи просили группы спецназа в гористой местности, они могли находиться под обстрелом из вражеского бункера или пещеры, которую B-1B должны были уничтожить. Такая близость к цели могла представлять опасность для своих солдат. 9 июня 2014 г. В-1В с контейнером "Снайпер" стал печально знаменит после нанесения удара по своим войскам в Афганистане. Отряд сил специальных операций запросил помощи с воздуха, попав в окружение. Передовой авианаводчик связался с центром поддержки. Экипаж барражирующего неподалеку B-1B немедленно откликнулся и сбросил две бомбы JDAM по указанным с земли координатам. При этом авианаводчик переспросил у экипажа: не видят ли они ИК-стробоскопы на касках солдат, те ответили отрицательно. В результате удара погибли 5 американских и один афганский коммандос. В ходе расследования выяснилось, что ИК-станция контейнера "Снайпер" просто не видит вспышек стандартного стробоскопа для ночных операций, которые используются в бою для идентификации свой-чужой. В 2003 г. B-1B вновь появились в небе Ирака. На этот раз они участвовали в более масштабной операции "Свобода Ирака" (Iraqi Freedom), целью которой стало свержение режима Саддама Хусейна. Первые боевые вылеты экипажи бомбардировщиков совершили с базы Тумрайт 20 марта. Основным вооружением самолетов были управляемые бомбы GBU-31 JDAM. За 24 часа боевой работы B-1B нанесли удар по 240 объектам в районе Багдада. Символично, что первым бомбардировщиком, пролетевшим над столицей Ирака, стал В-1В (Ne 86-0121) "Symphony of Destruction" (с англ. - симфония разрушения) из 28-го BW. Бомбардировщикам приходилось действовать в условиях сильного противодействия иракской ПВО. Так, 21 марта В-1В на высоте 8000 м был обстрелян ракетами комплекса С-75. Экипаж зафиксировал как минимум два пуска, одна из ракет прошла совсем рядом с самолетом. Радиолокационные средства ЗРК были подавлены системой РЭБ"Лансера" и с самолета сопровождения ЕА-6В, но иракцы запускали свои ракеты в неуправляемом режиме, надеясь на случайное попадание и психологический эффект. Однако B-1B в таких случаях всегда выходил победителем. В очередном заходе он прямыми попаданиями бомб уничтожил батарею 75-го комплекса. 7 апреля 2003 г. В-1В (No. 86-0138) "Seekand destroy" (с англ. - найти и уничтожить) стал знаменитым после удара по ресторану, в котором предположительно находился Саддам со своими сыновьями. Бомбардировщик дежурил в воздухе над центральным Ираком. После получения задания экипажу потребовалось всего 47 мин, чтобы найти и разрушить ресторан, но Саддам Хусейн то ли успел покинуть здание, то ли вообще не был в указанном месте. В марте 2011 г. четыре B-1B из 28-го BW приняли участие в операции Odyssey Dawn (с англ. - рассвет Одиссея), целью которой были удары по силам Муамара Каддафи в Ливии. Операция началась 19 марта, а B-1B подключились к работе авиации коалиции уже в конце - 27 марта. В тот день впервые в своей истории бомбардировщики наносили удар, взлетая с "родной" базы Эллсуорт. Самолеты несли контейнеры "Снайпер" и полную нагрузку бомб JDAM. Взлет проходил в условиях плохой видимости. После 12 часов полета с двумя дозаправками в воздухе B-1B вышли на цели. В сообщениях представителей ВВС не указывались конкретные цели, но по плану операции бомбардировщики должны были уничтожить объекты ПВО и пункты управления войсками. По B-1B активно работала зенитная артиллерия противника, но до высоты их полета она недоставала. Начиная с августа 2014 г., B-1B активно используют против сил ИГ в Сирии, в рамках операции Inherent Resolve (с англ. - непоколебимая решимость). До января 2015 г. "Лансеры" выполнили 8% от общего числа боевых вылетов ВВС США. Бомбардировщики из 7-го BW сбросили более 2000 бомб JDAM, а из 28-го BW - около 3800. Один из относительно недавних примеров использования В-1В относится к апрелю 2018 г. Самолеты, размещенные на авиабазе Эль Удейт в Катаре, в ответ на химическую атаку режима Башара Асада в Думе нанесли удар по сирийским военным объектам. По заявлению представителей ВВС США, было выпущено 19 ракет AGM-158В JASSM-ER, не залетая в зону ПВО Сирии. Это стало первым боевым применением крылатых ракет данного типа. 8 июля 2017 г. B-1B использовались для демонстрации силы, пролетев вдоль побережья Северной Кореи. От возможных провокаций и атак их прикрывали истребители F-15. B-1B во многом стал уникальным стратегическим самолетом. После окончания "холодной войны" он утратил роль ядерного бомбардировщика и вполне мог бы оказаться на свалке, но его характеристики и широкие возможности по модернизации позволили "Лансеру" легко вписаться в современную стратегию применения авиации. Он стал самолетом поддержки, таким себе "бомбардировщиком по вызову", спасающим жизни бойцов и уничтожающим любые цели противника высокоточным оружием. Однако такая необычная для тяжелого бомбардировщика роль имела и отрицательные стороны, которые могли негативно повлиять на современное состояние боевой авиации в США. Так, в 2015 г. на слушаниях в Конгрессе секретарь ВВС Дебора Ли Джеймс (Deborah Lee James) сказала, что воздушная поддержка может быть выполнена беспилотными ЛА, истребителями F-16 и F-15, атакже бомбардировщиком B-1B. И что содержание целого флота из 283-х штурмовиков А-10 нецелесообразно. На что сенатор Джон Маккейн (John McCain) раздраженно заметил: "Это замечательное заявление. Это не соответствует моему жизненному опыту или опыту моих знакомых... Вы бросаете бомбардировщик B-1B в качестве воздушного оружия для замены А-10?". Маккейн был против такой неравноценной замены. Все-таки непосредственная поддержка у профессионалов ассоциируется со штурмовиками, которые "висят" над полем боя и которых видят бойцы. Но сам факт того, что стратегический бомбардировщик вытеснил с поля боя штурмовик, заставляет относиться к "Лансеру" уважительно. Штурмовики А-10 удалось отстоять, однако времена уже изменились. И решающим фактором в современной войне стало высокоточное оружие. Если ранее бомбардировщики не могли сравниться с тактической авиацией в точности попадания, то сейчас один B-1B может за вылет поразить столько же целей, сколько их уничтожат 40 палубных ударных самолетов. Считается, что с 2003 г. B-1B, наконец, заменил В-52 в вопросах, связанных с применением обычных вооружений. Оценивая В-1В, нельзя обойти стороной его влияние на развитие авиации противника. Fie секрет, что в ответ на программу В-1 в СССР начали разработку аналогичного самолета - ныне хорошо известного Ту-160. Его нельзя назвать копией, но и нельзя сказать, что ОКБ Туполева создало нечто особенное. История Ту-160 началась почти одновременно с проектом AMSA. Так же, как и за океаном, на конкурс выдвигались различные проекты самых невероятных компоновок, как например Т-4МС ОКБ Сухого, который был летающим крылом с консолями изменяемой стреловидности. В конце концов внешний облик Ту-160 сформировался на основе концепции В-1. Окончательные требования к советскому самолету объявились на 6 лет позже, а поднялся он в воздух 14 ноября 1981 г., когда американцы уже закончили работу над В-1 А и начинали готовить серийное производство "В". В СССР тоже хотели построить минимум сотню Ту-160, но выпустили только 35 машин. На вооружение они начали поступать в 1987 г. Эксплуатация серийных бомбардировщиков в частях стала проявлять недостатки самолетов. Первое, с чем столкнулся инженерно-технический состав В-1В, был высокий уровень отказов различных бортовых систем. Наиболее часто подводили топливная и гидравлическая системы, комплекс РЭБ, РЛС и система встроенного контроля. По статистике первого года эксплуатации выходило, что в среднем в каждом вылете на самолете регистрировали 2,2 отказа. В частях начал постепенно проявляться недостаток запасных частей и блоков. Через год усилиями специалистов фирмы "Рокуэлл" уровень отказов удалось снизить до 1,6 и далее до 1, но данный показатель все равно можно считать аномально высоким. Даже в сравнении с В-52, у которого выходило порядка 0,7 отказов за один вылет. Многие В-1В просто простаивали в ожидании ремонта. Приходилось прибегать и к техническому каннибализму, снимая со стоявших без дела машин исправное оборудование и устанавливая его на самолеты, которые участвовали в полетах. К концу 1980-х годов в каждой эскадрилье уже насчитывалось от двух до четырех разукомплектованных бомбардировщиков. Аналогичные трудности испытывал и личный состав частей, куда поступили Ту-160. Практически в каждом вылете фиксировались отказы бортового РЭО, системы управления АБСУ 200, благо, у жизненно важных систем имелось резервирование. Большое число неисправностей приводило к тому, что подготовка одного Ту-160 к полету могла растянуться натрое суток. Не обошлось и без технического каннибализма. В 2000-х годах большинство самолетов находилось в нелетном состоянии, блоки кочевали с одного борта на другой. Например, 18 августа 2005 г., когда Президент РФ В. Путин решил полетать на Ту-160, в Энгельсе оказалось всего четыре исправных самолета этого типа, из которых только два могли подняться в воздух. Остальные 14 машин находились в полуразобранном состоянии. Большие неприятности экипажам Ту-160 доставляла силовая установка. Вначале ресурс двигателей составлял всего 250 ч, в настоящее время его продлили до 750. Регулярно возникали проблемы на запуске двигателей, отказы автоматики регулирования в полете, особенно в системе регулирования сопла. Однажды в воздухе у Ту-160 остановились сразу два НК-32, запас тяги двух исправных двигателей позволил успешно завершить полет. Знаменитым стал случай отказа двигателя на взлете 2 августа 1988 г. во время демонстрации Ту-160 министру обороны США Карлуччи. Кстати, все потери Ту-160 связаны именно с силовой установкой. Второй опытный образец потерпел аварию из-за разрушения одного из двигателей и возникшего на борту пожара. Второй случай произошел 18 сентября 2003 г., когда Ту-160 (борт 01 "Михаил Громов") взорвался в воздухе фактически сразу после взлета, во время облета силовой установки. Перед катастрофой экипаж успел сообщить о пожаре двух двигателей. Считается, что на самолете взорвались топливные баки. Случаи отказов силовой установки у B-1B также встречались довольно часто. Один из первых произошел в ноябре 1988 г., когда на самолете No. 85-0063 в полете возник пожар двух двигателей, экипаж катапультировался. B-1B отличался многочисленными утечками топлива из баков, но они не приводили к катастрофическим последствиям. Основной причиной протечек были вибрации, перегрузки и деформации конструкции самолета при полетах на малых высотах. Например, в апреле 1986 г. зарегистрировано 53 случая течи из баков на 11 самолетах. В следующем году произошла 41 утечка у 26 бомбардировщиков. Кроме баков, текли соединения трубопроводов гидросистемы. Эти проблемы нельзя было решить на месте, силами обслуживающего персонала, и пока конструкторы искали выход из ситуации, ВВС запретили полеты с огибанием рельефа местности на высотах ниже 300 м, а скорость полета на этой высоте ограничили 1050 км/ч. Решением стала герметизация топливных баков новым герметиком. После доработок течи практически прекратились. Факты разрушения элементов конструкции B-1B в полете почти неизвестны. Хотя можно привести пример отрыва тур-булизаторов в хвостовой части самолета. Ту-160 страдал от недостатков конструкции гораздо серьезнее. Из-за вибраций в его воздухозаборниках иногда отрывались заклепки и появлялись трещины. Имело место расслаивание сотовых панелей хвостового оперения. Несколько раз в полете отрывались части форкиля и стабилизатора. Все эти случаи связаны с низкой культурой производства либо с отставанием советской промышленности в области композиционных материалов. Гидросистемы обеих машин принесли своим хозяевам много неприятных сюрпризов. У В-1В страдали тормоза колес. 4 апреля 2008 г. после отказа двух гидросистем В-1В покатился в сторону стоянки самолетов С-130 и врезался в бетонное ограждение. Возник пожар. Самолет только приземлился после боевого вылета в Афганистан и у него на борту оставались бомбы JDAM калибром 908 кг. Экипаж успел покинуть бомбардировщик, после чего началась детонация бомб. Машина была полностью уничтожена. Также известны случаи отказа шасси и одна посадка на фюзеляж - инцидент 8 мая 2005 г. Как это ни странно, но в начале эксплуатации Ту-160 обнаружились ошибки при проектировании шасси. Основные стойки должны были укорачиваться перед уборкой в нишу, однако это происходило не всегда. В 1988 г. экипажам пришлось летать с выпущенными стойками несколько месяцев, пока конструкторы не изменили кинематику своего творения. Отказы и неисправности оказывали серьезное влияние на боеготовность самолетов. Понятно, что с выпущенными шасси не особо повоюешь, но и менее серьезные вещи ограничивали боеспособность самолетов. Например, у В-1В причиной введения ограничений полетов на малых высотах была РЛС. Она воспринимала как существенные возвышенности сравнительно небольшие металлические объекты, такие как опоры линий электропередач, металлические крыши. При этом самолет находился на вполне безопасной высоте, но система огибания рельефа местности давала команду на кабрирование. Системы РЭБ обоих самолетов имели проблемы с надежностью и электромагнитной совместимостью с другим бортовым оборудованием. У американцев часто проявлялись ошибки в программном обеспечении, отказывала система охлаждения. Комплексы обороны как Ту-160, так и B-1B подвергались постоянным доработкам и стали считаться боеготовыми только в конце 1990-х годов. На В-1В развитая бортовая система встроенного контроля CITS (Central Integrated Test Subsystem) охватывала своими датчиками практически все системы бомбардировщика. Она была призвана упростить техническое обслуживание, практически полностью исключив внешние контрольно-проверочные системы, которые ранее приходилось приносить или подвозить к самолету во время обслуживания. Но ее сложность и разветвленность сыграли злую шутку. В первые годы эксплуатации система могла выдать до 120 ложных сигналов об отказах за одну подготовку к полету. Благодаря доработкам, это число снизилось до 74, а в конце 1990-х до десятка, но все равно подобные вещи нельзя считать нормой. Налет самолетов снижался, что приводило к невыполнению плана боевой подготовки и ухудшало квалификацию летного состава. В 1987 г. на 30 бомбардировщиках могли летать только 13 экипажей, причем ни один из них не был подготовлен к прорыву ПВО противника на малой высоте. В настоящее время большинство "детских болезней" обоих самолетов побеждено, и они достаточно интенсивно используются. "Лансеры" занимаются поддержкой своих наземных сил, а Ту-160 работает сдерживающим и провокационным компонентом, его довольно часто ловят истребители стран Запада вблизи своих границ. Ту-160 остался самолетом из прошлого. Он по-прежнему является лишь стратегическим бомбардировщиком и носителем ядерного оружия, а на сегодняшний день этого уже недостаточно. Его превосходство в максимальной скорости полета не дает никаких преимуществ в условиях современной ПВО, а только "съедает" топливо. Да, он может наносить удары крылатыми ракетами с обычной БЧ по наземным целям, но ни о какой поддержке наземных сил не может быть и речи. У Ту-160 просто нет таких возможностей. Было бы очень странно услышать от командования российских ВВС, что Ту-160 может заменить штурмовики Су-25. Пожалуй, этим все сказано. По вооружению и оборудованию В-1В превзошел своего визави абсолютно. Ожидается, что B-1B будут эксплуатировать до 2025 г., и его история еще не закончена. Краткое техническое описание стратегического бомбардировщика Rockwell B-1B Lancer Самолет представляет собой свободнонесущий низкоплан с крылом изменяемой стреловидности, имеющий интегральную аэродинамическую компоновку. Конструкция выполнена в основном из алюминиевых и титановых сплавов, а также композиционных материалов. Экипаж самолета состоит из четырех человек: двух летчиков и двух штурманов-операторов бортовых систем. Левый - оператор бортового комплекса обороны, правый - оператор прицельно-навигационного комплекса. Фюзеляж полумонококовой конструкции, разделен на пять секций. В передней находится отсек РЛС, кабина экипажа и отсек бортового РЭО. Под кабиной экипажа располагается ниша убранного положения передней опоры шасси. В кабине установлены четыре катапультируемых кресла Weber ACES II класса "0-0". Доступ в кабину осуществляется через люк, находящейся за нишей передней опоры шасси. В откидывающуюся вниз крышку входного люка встроен трап. Снаружи на этой секции установлены "крылышки" автоматической системы демпфирования упругих колебаний SMCS, выполненные из композиционного материала. Следующая секция фюзеляжа содержит передний бомбоотсек, топливные баки по обоим бортам и отсеки БКО в носках корневой неподвижной части крыла. Далее находится сварная силовая балка - центральный кессон крыла, изготовленный на 80% из титана. К нему крепятся консоли крыла и основные опоры шасси. Третью секцию фюзеляжа занимают ниши основных опор шасси, задний бомбоотсек и топливные баки. На этой секции закреплены двигатели. Следующая секция фюзеляжа представляет собой интегральный топливный бак, а хвостовая секция - отсек БКО. Нагруженные элементы конструкции хвостовой части фюзеляжа и обшивка в зонах, подверженных действию высоких температур, выполнены из титана. Крыло состоит из центрального кессона и двух шарнирно закрепленных на нем консолей. Консоли крыла - двухлонжеронные. Центральный кессон и кессоны консолей являются топливными баками-отсеками. Стреловидность консоли по передней кромке может меняться в пределах от 15 град до 67,5 град. Шарнир ее поворота изготовлен из титанового сплава. По оси шарнира установлен двухрядный подшипник. Винтовой механизм привода консоли находится в нос е корневой неподвижной части крыла за отсеком БКО. Привод работает от четыре гидравлических систем. Щель между поворотными консолями и неподвижной частью крыла закрывается створками и тканевыми прорезиненными надувными уплотнителями. Механизация крыла состоит из семисекционных предкрылков, шестисекционных однощелевых закрылков и четырех секций интерцепторов на каждой консоли. Максимальный угол отклонения закрылка - 40 град., предкрылка - 20 град.. Выпуск и уборка закрылков и подкрылков осуществляется посредством винтовых механизмов, привод интерцепторов - гидроцилиндры. На крыле нет элеронов. Управление по крену обеспечивается интерцепторами совместно с дифференциально отклоняемым стабилизатором. Когда стреловидность консолей превышает 20 град, две внутренние секции закрылков фиксируются в убранном положении. В полете со сверхзвуковой скоростью зафиксированы внешние интерцепторы. Хвостовое оперение включает киль, руль направления и цельноповортный стабилизатор. Киль и стабилизатор - кессонной конструкции, двухлонжеронные. Руль направления - трехсекционный, имеет трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Хвостики и носики стабилизатора - стеклопластиковые. Консоли стабилизатора закреплены на стальных осях, которые установлены в центральном подшипнике примерно на 30% размаха киля. Они могут отклоняться как синхронно (управление по тангажу), так и дифференциально (управление по крену). Руль направления перемещается в диапазоне плюс-минус 25 град.. Стабилизатор при управлении по тангажу отклоняется на 10 град вверх и на 25 град вниз, а при управлении по крену в пределах +/-20 град. Шасси самолета - трехопорное с передней управляемой опорой. В полете опоры шасси убираются в фюзеляжные ниши и полностью закрываются створками. Все стойки шасси телескопического типа. На основных стойках установлены четырехколесные тележки, на передней - два колеса. Колея шасси - 4,42 м; база - 17,53 м. Силовая установка включает четыре двухконтурных форсажных турбореактивных двигателя General Electric F101-GE-102, которые расположены попарно под неподвижной частью крыла. Тяга двигателя на максимальном режиме - 7718 кгс, на форсаже - 13974 кгс. Степень двухконтурности - 2. Длина двигателя - 4598 мм, диаметр - 1397 мм, сухая масса - 1996 кг. Двигатель - двухвальный, включает осевой двухступенчатый компрессор низкого давления (вентилятор), осевой девятиступенчатый компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину высокого давления и двухступенчатую турбину низкого давления. Направляющие лопатки входного устройства и первых трех ступеней компрессора высокого давления поворотные. Воздухозаборник двигателя - нерегулируемый с искривленным входным каналом, в котором установлены тандемно две изогнутые продольные перегородки. Топливная система состоит из восьми баков (пять фюзеляжных и три крыльевых) общей емкостью 112635 л. Заправка топливом централизованная через два узла на правой мотогондоле. Топливо на самолете используется в качестве хладагента для охлаждения РЭО. Предусмотрена возможность подвески в каждом бомбоотсеке по одному дополнительному баку емкостью до 11000 л. В переднем бомбоотсеке можно установить укороченный топливный бак на 4864 л совместно с револьверной пусковой установкой для крылатых ракет. Самолет оснащен автоматической системой перекачки топлива для сохранения центровки при изменении стреловидности крыла или сбросе боевой нагрузки; системой дозаправки топливом в полете (топливоприемник располагается перед фонарем кабины экипажа) и системой аварийного слива топлива (сливные клапаны находятся у законцовок крыла). Система управления самолетом - бустерная, необратимого типа. Проводки управления бустерами - жесткие. Резервная система управления - электродистанционная. Самолет оборудован системой автоматического управления AFCS с подсистемами улучшения характеристик устойчивости и управляемости. Гидравлическая система обеспечивает поворот консолей крыла, работу рулевых поверхностей и механизации крыла, уборку и выпуск шасси, управление передней опорой и тормозами колес, работу створок бомбоотсеков. Она состоит из четырех одновременно работающих независимых систем с рабочим давлением 280 кг/см2. Система электроснабжения обеспечивает потребители переменным трехфазным током напряжением 230/400 В с частотой 400 Гц. Источниками электроэнергии являются три генератора мощностью по 115 кВА, которые подключены к четырем шинам. Бортовое оборудование включает: радиолокационную станцию AN/APQ-164; инерциальную навигационную систему SKN-2440; спутниковую систему навигации, допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса AN/APN-218; астроинерциальную навигационную систему NAS-26; систему спутниковой связи AN/ASC-19; радиостанции AN/ARC-190 и AN/ARC-171 ; радиостанцию для закрытых каналов связи KY-58; систему опознавания "свой-чужой" AN/ АРХ-101А; систему внутренней связи; радиовысотомер больших высот AN/ ASN-131; радиовысотомер малых высот AN/APN-224; радионавигационную систему TACAN AN/ARN-118; радиотехническую систему посадки AN/ARN-108; систему предупреждения о радиолокационном облучении задней полусферы AN/ALQ-153; РЛС защиты хвоста; систему РЭБ AN/ALQ-161, станцию активных ИК помех AN/ ALQ-157, установку отстрела ложных целей AN/ALE-40. Вооружение самолета. В двух бомбоотсеках можно подвесить ракетно-бомбовое вооружение массой до 34000 кг, в том числе свободнопадающие бомбы Мк 82 (84 шт.) или Мк 84 (24 шт.), морские мины Мк 62 (84 шт.) или Мк 65 (8 шт.), бомбовые кассеты CBU-87/89/97 (30 шт) или CBU-103/104 WCMD (30 шт), управляемые бомбы GBU-31 (24 шт.) или GBU-38/54 (15 шт.), крылатые ракеты AGM-158A/C (24 шт.). ЛТХ: Модификация B-1B Размах крыла, м максимальный 41,80 минимальный 24,10 Длина самолета, м 44.50 Высота самолета, м 10.36 Площадь крыла, м2 181.16 Масса, кг пустого самолета 86183 максимальная взлетная масса 214650 Внутренние топливо, кг 88450 Тип двигателя 4 ТРДД General Electric F-101-GE-102 Тяга, кН нефорсированная 4 x 64.94 форсированная 4 x 136.92 Максимальная скорость М=1.20 Крейсерская скорость M=0.95 Перегоночная дальность, км 12000 Практическая дальность, км без дозаправки 8195 с дозаправкой до 17530 Практический потолок, м 18300 Макс. эксплуатационная перегрузка 2.5 Экипаж, чел 4 Вооружение: максимальная нагрузка : в бомбоотсеке - до 34000 кг на внешних подвесках - до 26700 кг неуправляемое оружие: 24 бомбы В-61 либо 24 бомбы В-83. до 84 бомб Mk.82 или Mk.62 или 12 бомб Mk.65 или 30 кассетных бомб CBU-87, CBU-89 GATOR, CBU-97 Высокоточное оружие: 12 GBU-27 или AGM-154 JSOW или 24 JDAM или JASSM или 30 WCMD Commander Jetprop 840 Разработчик: Gulfstream (Rockwell) Страна: США Первый полет: 1979 Тип: Легкий многоцелевой самолет ЛТХ Доп. информация В конце 1980 года компания "Gulfstream American" приобрела у "General Aviation Division", являвшейся подразделением "Rockwell International", права на выпуск линейки самолетов Commander. Руководство компании решило продолжить выпуск двух моделей, ранее известных как Rockwell Jetprop Commander 840 и Jetprop Commander 980. Новые машины получили обозначения, соответственно, Gulfstream Commander Jetprop 840 и Gulfstream Commander Jetprop 980. Созданный компанией на основе модели Rockwell Turbo Commander 690B, самолет Commander Jetprop 840 представлял собой свободнонесущий высокоплан со стандартным стреловидным хвостовым оперением, убирающимся трехопорным шасси с носовой стойкой и двумя установленными в крыле турбовинтовыми двигателями. Он отличался от самолета Model 690B увеличенным размахом крыла и наличием небольших концевых крылышек, винглетов, на каждой его консоли. В состав силовой установки вошли два двигателя Garrett TPE331-5-254K номинальной мощностью 840 л. с., которые на этом самолете развивали мощность 700 л. с. каждый. Самолет Jetprop 840 совершил первый полет 17 мая 1979 года, а сертификат Федерального управления гражданской авиации получил 7 сентября 1979 года, вскоре после чего были начаты и поставки заказчикам. ЛТХ: Модификация Jetprop 840 Размах крыла, м 15.87 Длина самолета,м 13.11 Высота самолета,м 4.55 Площадь крыла,м2 26.00 Масса, кг пустого самолета 3007 максимальная взлетная 4683 Тип двигателя 2 ТВД Garrett TPE331-5-254K Мощность, л.с. 2 х 840 Максимальная скорость, км/ч 600 Крейсерская скорость, км/ч 532 Практическая дальность, км 3297 Скороподъемность, м/мин 858 Практический потолок, м 10378 Экипаж, чел 1-2 Полезная нагрузка: 6-8 пассажиров Ranger 2000 Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: 1993 Тип: Учебно-тренировочный самолет ЛТХ Доп. информация Согласно требованиям вооруженных сил США к единому учебному самолету JPATS (Joint Primary Aircraft Training System) компания "Rockwell International" совместно с "Deutsche Aerospace (DASA) разработала Ranger 2000. В самолета положили конструкцию Fantrainer, разработанного германской "Rhein-Flugzeugbau GmbH" (RFB). В хвостовой части фюзеляжа установлен ТРДД JT15D-5C, над корнями консолей крыла смонтированы воздушные тормоза. Первый из трех прототипов (все построены DASA/RFB в Германии) выполнил первый полет 15 января 1993 года в Манчинге. 25 июля 1993 года в районе Манчинга разбился второй прототип. Третий прототип (N104NA) выполнил первый полет 20 июня 1994 года, в его конструкцию внесли изменения по результатам расследования катастрофы второго прототипа - перенесли воздушные тормоза с верхней поверхности крыла на борта фюзеляжа, усилили хвостовую часть фюзеляжа. В июне 1995 года победителем конкурса JPATS объявили швейцарский Pilatus PC-9, он был принят на вооружение как Beechcraft/Raytheon T-6 Texan II. В 1997 году "Rockwell" безуспешно предлагала Ranger 2000 Турции на конкурсе учебных самолетов для ВВС этой страны. ЛТХ: Модификация Ranger 2000 Размах крыла, м 10.46 Длина самолета,м 7.85 Высота самолета,м 3.91 Площадь крыла,м2 15.55 Масса, кг пустого самолета максимальная взлетная 3583 Тип двигателя 1 ТРДД ТРДД Pratt & Whitney Canada JT15D-5C Тяга, кН 1 х 14.19 Максимальная скорость, км/ч 726 Крейсерская скорость, км/ч 630 Практическая дальность, км 1800 Максимальная скороподъемность, м/мин Практический потолок, м 10668 Экипаж, чел 2 XFV-12 Разработчик: Rockwell Страна: США Первый полет: Тип: Экспериментальный истребитель с ВВП ЛТХ Доп. информация В течение длительного времени американская авиационная промышленность изучала проблематику летательных аппаратов вертикального / укороченного взлета. При помощи большого числа проектов и опытных образцов удалось установить преимущества и недостатки различных схем подобной техники, а также определить пути дальнейшего развития перспективного направления. Кроме того, со временем было решено отказаться от исключительно экспериментальных проектов и заняться созданием техники, пригодной для практической эксплуатации. Один из самых интересных проектов такого рода привел к появлению самолета Rockwell XFV-12. Работы по новому проекту стартовали в начале семидесятых годов и были прямо связаны с текущими планами по перевооружению военно-морских сил. В то время ВМС США совместно с научными и проектными организациями прорабатывали концепцию Sea Control Ship. Она предлагала строительство некоторого числа сравнительно небольших авианосцев с водоизмещением не более 13-15 тыс. т. Подобные корабли могли бы усиливать существующие соединения и присутствовать в разных районах Мирового океана, оказывая требуемое воздействие на военно-политическую обстановку или участвуя в различных операциях. При предложенном водоизмещении перспективный авианосец мог иметь длину не более 180-200 м, из-за чего ему требовались летательные аппараты с высокими взлетно-посадочными характеристиками. Часть боевых задач можно было решать с использованием вертолетов, тогда как для иных миссий требовались самолеты с ракетно-пушечным вооружением. Истребитель с требуемыми характеристиками и возможностями на тот момент отсутствовал. Как следствие, в начале семидесятых годов появился заказ на разработку подобной машины. Командование военно-морских сил объявило конкурс на разработку палубного сверхзвукового истребителя / штурмовика, способного взлетать вертикально или с укороченным пробегом. Любопытно, что подобный вариант палубного самолета подвергся критике: некоторые специалисты флота и промышленности посчитали его чрезмерно рискованным и рекомендовали продолжать развитие существующих концепций. Нельзя не отметить, что в итоге они оказались правы, а их негативные прогнозы оказались верными. На конкурс было представлено шесть проектов авиационной техники американской и зарубежной разработки. В одних проектах предлагалось развитие существующих самолетов, тогда как другие разрабатывались с нуля на основе оригинальных идей. В 1972 году военно-морские силы проанализировали представленные проекты и вынесли неожиданное решение. Ни одна из шести разработок не устроила их - контракт на дальнейшие работы не был подписан. Одним из участников конкурса была компания Rokwell international, имевшая большой опыт в деле создания авиационной техники различных классов. Несмотря на определенные положительные особенности и преимущества, предложенный ею проект не устроил заказчика. Тем не менее, конструкторы не растерялись и вскоре предложили существенно переработанный вариант самолета. Внедренные в проект нововведения, как минимум теоретически, позволяли заметно повысить основные характеристики. Улучшенный проект смог заинтересовать военных, что привело к появлению контракта на проведение дальнейших работ. Специалисты военного ведомства ознакомились с новым проектом в самом конце 1972 года. В январе 1973-го появился договор на продолжение проектных работ с последующим строительством двух опытных образцов. На завершение проекта и строительство прототипов отводилось 18 месяцев. В середине осени следующего 1974 года предполагалось начать летные испытания, а в начале 1975-го - приступить к вертикальным полетам, переходам с режима на режим и т.д. После появления заказа проект компании Rockwell получил официальное обозначение XFV-12. Какие-либо другие названия не использовались. Неофициальные прозвища так же отсутствовали. В соответствии с изначальными требованиями ВМС, перспективный самолет должен был взлетать вертикально или с укороченным разбегом, но по своей боевой мощи соответствовать существующим истребителям McDonnell Douglas F-4 Phantom II, в то время являвшимся основой палубной авиации. Таким образом, новый самолет должен был развивать скорость до M=2 и нести управляемое ракетное вооружение, а также автоматическую пушку. Для решения поставленных задач было предложено использовать не самые известные и изученные идеи. Для получения требуемых взлетно-посадочных характеристик было предложено использовать оригинальную схему, получившую название Thrust augmented wing - "Крыло с улучшением за счет тяги". Эта концепция подразумевала использование несущих плоскостей со сквозными каналами, пригодными для перенаправления воздушного потока для получения определенных результатов. Кроме того, предлагалось использовать эжекторную систему создания вертикальной тяги. Такая система должна была иметь набор форсунок-сопел и средства подмешивания атмосферного воздуха. За счет последних можно было заметным образом повысить тягу. С целью некоторого упрощения проектирования и последующего строительства было решено применить существующие агрегаты серийной техники. Так, носовая секция фюзеляжа и воздухозаборники были заимствованы у самолетов Douglas A-4 Skyhawk и F-4 соответственно. Все прочие элементы конструкции, однако, пришлось разрабатывать с нуля и в соответствии с имеющимися требованиями. Именно по этой причине сходство с существующими образцами ограничивалось только заимствованным носом. Оригинальный способ вертикального взлета привел к выбору соответствующей аэродинамической схемы и общей компоновки. Самолет Rockwell XFV-12 должен был строиться по схеме "утка" с горизонтальным оперением большой площади. Следовало использовать плоскости с большой стреловидностью передней кромки, оснащенные эжекторными системами. В составе силовой установки можно было использовать всего один двигатель. При этом его следовало оснастить средствами перераспределения реактивных газов, необходимыми для "улучшения крыла". Фюзеляж нового самолета получил заимствованную носовую часть с заостренным обтекателем и вертикальными бортами кабины. Позади кабины располагались нерегулируемые воздухозаборники. На большей части своей длины новый фюзеляж имел сечение, близкое к прямоугольному со скругленными углами. Верхняя поверхность была незначительно выгнута наружу. В центральной части высота фюзеляжа незначительно увеличивалась, тогда как ширина сокращалась в соответствии с т.н. правилом площадей. В хвосте фюзеляж сужался, завершаясь круглым срезом для установки сопла двигателя. Носовая секция, взятая у существующей техники, сохраняла приборный отсек, радиолокационную станцию, кабину пилота и нишу передней стойки шасси. Два воздухозаборника позади кабины соединялись с общим каналом, ведущим к двигателю. На верхней поверхности фюзеляжа предусматривалось дополнительное заборное устройство, прикрытое управляемыми жалюзи. Оно предназначалось для подачи воздуха на режимах висения. В центе фюзеляжа, со сдвигом к хвосту, находился основной турбореактивный двигатель. Рядом с ним, а также в хвосте, помещались различные устройства, необходимые для вертикального полета. Концепция Thrust augmented wing предусматривала использование нестандартных несущих плоскостей. Так, непосредственно позади воздухозаборников, на уровне днища фюзеляжа, помещалось трапециевидное горизонтальное оперение. Оно получило "традиционные" рули высоты на задней кромке. Одновременно с этим предлагалось использование нестандартных механизмов. Основой силового набора стабилизатора были два продольных трубчатых лонжерона, между которыми не устанавливались нервюры. Сверху над образованным проемом помещался один отклоняемый щиток. Еще два подобных щитка иной формы находились на нижней поверхности плоскости. По командам автоматики, формируемым в соответствии с командами пилота, три щитка могли занимать то или иное положение. Самолет XFV-12 получил крыло большего размера и иной формы. Передняя и задняя кромка крыла имели положительную стреловидность. На задней кромке располагались элероны большой площади. Центральная секция крыла отдавалась под сравнительно крупный проем, прикрываемый верхними и нижними щитками. Как и в случае со стабилизатором, внутри крыла имелись трубы и сопла для выпуска реактивных газов. Крыло отличалось значительным отрицательным углом поперечного V. По ряду причин было решено отказаться от вертикального оперения традиционной конструкции. Вместо одного киля на фюзеляже были использованы боковые шайбы на законцовках крыла. Они состояли из двух трапециевидных элементов, установленных с наклоном наружу. Верхняя часть такой шайбы, помещенная над крылом, имела руль направления. Планер получил специфическое шасси. Носовая опора находилась под кабиной пилота и могла убираться в нишу фюзеляжа поворотом вперед. Две основные стойки, оснащенные колесами большего диаметра, расположили на законцовках крыла. После взлета стойка поворачивалась назад, и колесо частично уходило в небольшую нишу. Подобная конструкция шасси стала одной из причин того, что нижние элементы вертикального оперения пришлось устанавливать под значительным углом к вертикали. В центральной части фюзеляжа должен был устанавливаться двухконтурный турбореактивный двигатель Pratt & Whitney F401-PW-40 с форсажной тягой 13620 кгс. Этот двигатель предлагалось использовать на всех режимах полета, однако самостоятельно он мог работать только в горизонтальном полете. Вертикальный взлет требовал применения особых устройств. Непосредственно за штатным соплом двигателя поместили специальное устройство для перераспределения реактивных газов. Для полета "по-самолетному" предлагалось отводить газы через хвостовое сопло фюзеляжа. Также имелся клапан, полностью или частично перекрывавший этот поток и направлявший его в соответствующие трубы. По команде летчика газы могли переводиться в трубы, связанные с эжекторами крыла и оперения. В первом случае газы подавались по коротким изогнутым трубам, тогда как к стабилизатору они поступали через длинные трубы, проложенные вдоль днища фюзеляжа. Из труб раскаленные газы должны были выходить через набор сопел, размещенных внутри проемов крыла и стабилизатора. Сопла были направлены вниз и предназначались для создания вертикальной тяги. Проект XFV-12 подразумевал использование эжекционного принципа улучшения тяги. Это значит, что, выходя из сопла, реактивные газы должны были тянуть за собой холодный атмосферный воздух, находящийся над крылом. По расчетам, подмешивание забортного воздуха позволяло увеличить тягу крыльевых сопел на 55%. Отклоняемые щитки плоскостей планировалось использовать для управления направлением тяги. Кроме того, они прикрывали проемы во время горизонтального полета. Управлять машиной должен был один пилот, находящийся в носовой кабине. Он располагал набором необходимых устройств для слежения за параметрами и выдачи команд. Управление на висении и в горизонтальном полете должно было осуществляться при помощи одних и тех же ручек, при активном содействии специальной автоматики. Маневрирование на висении предлагалось осуществлять за счет отклонения крыльевых щитков, а горизонтальный полет осуществлялся за счет аэродинамических рулей традиционной конструкции. Новый проект разрабатывался с целью будущего перевооружения палубной авиации. Как следствие, новый самолет вертикального взлета мог получить оружие. В дальнейшем Rockwell XFV-12 мог получить встроенную 20-мм автоматическую пушку M61 Vulcan с боекомплектом 639 снарядов. Под днищем фюзеляжа можно было разместить четыре узла подвески управляемых ракет "воздух-воздух" типа AIM-7 Sparrow или AIM-9 Sidewinder. Предусматривалась возможность одновременного несения и применения ракет разных типов. Опытный самолет должен был иметь длину 13,4 м при размахе крыла 8,7 м. Собственный вес машины составлял 6,26 т. Нормальный взлетный - 8,85 т. По расчетам, прототип должен был показывать высочайшую тяговооруженность: тяга двигателя могла в полтора раза превышать взлетный вес. Это позволяло выполнять вертикальный взлет и посадку, а в горизонтальном полете развивать скорость в 2,2-2,4 раза больше скорости звука. В соответствии с контрактом 1973 года, первый опытный образец нового самолета должен был выйти на испытания в октябре 1974-го. Однако проект оказался слишком сложным, что привело к срыву установленных сроков. К указанной дате удалось построить только полноразмерный макет. С 1975 года дату первого полета переносили дважды; теперь это событие относили к 1977-му. Но и эти планы не были выполнены в полной мере. Сборка первого опытного XFV-12 завершилась только к середине лета 1977 года, и вскоре машину отправили на предварительные наземные испытания. Их планировалось осуществлять при помощи различных специальных стендов. Проверки на стоянке продолжались в течение нескольких месяцев, из-за чего полеты на привязи удалось начать только в 1978 году. Около полугода самолет регулярно испытывался на стенде со страховочными тросами и показывал свои реальные возможности. Как выяснилось во время этих проверок, расчеты авторов проекта были ошибочными. Основные характеристики машины на практике оказались гораздо ниже желаемых. Во время работы эжекторы, получая реактивные газы двигателя со скоростями более 600 м/с, выбрасывали их вниз. Смешивание горячих газов с воздухом в пропорции 1:7,5 приводило к снижению скорости потока до 120 м/с и одновременному росту тяги. По расчетам и согласно стендовым проверкам на секциях крыла, эжекторная система позволяла повысить тягу сопел на 55%. Во время испытаний полноценного прототипа были получены куда более скромные результаты. Тяга крыльевой системы за счет эжекции выросла всего на 19%, а прирост тяги переднего оперения составлял лишь 6%. Самолет в конфигурации для вертикального взлета. Фото North American / Wikimedia Commons Главной причиной такого сокращения характеристик было наличие сравнительно длинных и изогнутых труб, по которым газы двигателя поступали к соплам плоскостей. Двигаясь к соплам, поток нарушался, вследствие чего проявлялись некоторые другие негативные явления. Кроме того, в доработке могла нуждаться сама конструкция эжектора, не показывающая требуемую эффективность забора атмосферного воздуха. Согласно расчетам, перспективный самолет XFV-12 должен был показывать высочайшую тяговооруженность. На практике этот параметр не превышал 0,75. Таким образом, машина могла взлетать лишь горизонтально и со значительным разбегом. Возможность укороченного взлета, не говоря уже о вертикальном подъеме в воздух, попросту отсутствовала. Летая исключительно "по-самолетному", новая машина по определению не могла выполнить исходные требования заказчика. Кроме того, в таком случае ей приходилось бы постоянно возить мертвый груз в виде крыльевых щитков, эжекторов, трубопроводов и т.д. Уже во время испытаний первого прототипа было принято решение о прекращении сборки второй опытной машины. Ее строительство было остановлено в 1978-м, и вскоре недостроенный прототип был разобран прямо на заводе-изготовителе. Все дальнейшие проверки и испытания планировалось проводить только с использованием одного опытного образца. Попытки решить имеющиеся проблемы на теоретическом и техническом уровне продолжались в течение нескольких следующих лет. Специалисты компании-разработчика и заказчика проводили все новые и новые испытания, дорабатывали существующий проект и снова проверяли примененные решения. Кроме того, параллельно осуществлялись исследования в части поведения машины на разных режимах, работы отдельных ее агрегатов и т.д. Однако никакие доработки так и не позволили вывести характеристики эжекторной системы на желаемый уровень. В то же время, в ходе испытаний удалось собрать массу различной информации, раскрывающей разные аспекты работы "крыла, улучшенного тягой". Работы в рамках проекта Rockwell XFV-12 продолжались до 1981 года. Единственный опытный самолет проверялся только на стенде с подвесными системами и ни разу не поднялся в воздух самостоятельно. Вертикальный взлет был невозможен по техническим причинам, а горизонтальные полеты посчитали ненужными. В начале восьмидесятых схожие выводы были сделаны и в отношении всей программы. Разработка и строительство опытного самолета не уложились в график, затем возникли проблемы на испытаниях. Длительная доводка тоже не дала желаемых результатов. Даже через несколько лет после начала испытаний опытный XFV-12 не показывал желаемые характеристики, а многочисленные исследования прямо указывали на невозможность их получения. Таким образом, единственными реальными результатами проекта, реализовывавшегося в течение восьми лет, стали нелетающий прототип и чрезмерные траты на очевидно бесперспективную технику. В 1981 году командование ВМС США рассмотрело текущие результаты проекта и решило закрыть его. После закрытия проекта единственный построенный опытный образец был отправлен на хранение. Впоследствии его разукомплектовали, а затем и разобрали. До недавнего времени крупная носовая секция фюзеляжа опытного XFV-12 хранилась на одной из площадок NASA. Несколько лет назад сообщалось, что группа энтузиастов намерена отреставрировать этот агрегат и сделать его музейным экспонатом. О восстановлении всей машины, вероятно, речи пока не идет. Проект самолета вертикального взлета Rockwell XFV-12 создавался с целью перевооружения палубной авиации и дополнения существующих машин. Серийные истребители и штурмовики нового типа должны были работать с перспективных легких авианосцев и решать разнообразные боевые задачи. Тем не менее, проект столкнулся с серьезными затруднениями, не позволившими получить желаемые результаты. Из-за несовершенства примененных технологий новый самолет попросту не мог взлетать вертикально и, как следствие, не соответствовал основным требованиям заказчика. Следует отметить, что перед проектом XFV-12 действительно были поставлены сложнейшие задачи, часть которых не была решена до сих пор. Так, к настоящему времени ни одной стране мира не удалось довести до серийного производства и эксплуатации сверхзвуковые самолеты с вертикальным взлетом. Даже самые успешные образцы, имеющие достаточную скорость полета, пока "освоили" лишь укороченный взлет и вертикальную посадку. Конструкция. XFV-12A представляет собой построенный по схеме "утка" высокоплан со стреловидным крылом и трапециевидными горизонтальным оперением, расположенным в носовой нижней части фюзеляжа. Крыло с относительной толщиной профиля 7,6-4,5╟о и удлинением 2,09 имеет отрицательный угол поперечного V 10╟ и стреловидность по линии фокусов 35╟. Наиболее характерной чертой самолета, кроме использованной аэродинамической схемы (первый сверхзвуковой самолет, построенный по схеме "утка"), является применение эжекторных устройств на режимах взлета посадки, зависания и полета с малой скоростью, а также их использование в системе управления. Крыло и горизонтальное оперение оснащены реактивными закрылками эжекторного типа вдоль всего размаха, в которые поступает вся масса выхлопных газов двигателя. Хвостовую часть крыла и горизонтального оперения занимают соответственно элевоны и руль высоты. Вертикальное оперение-двухкилевое, разнесенное, с рулями направления. Кили установлены в торцевых частях крыла и имеют подкрыльное продолжение. Четыре эжекторных устройства работают независимо. Они мorут создавать реактивную силу различной величины и используются в системе управления самолетом в режимах висения и полета на малых скоростях. Для исследования характеристик крыла оснащенного эжекторами, и эффективности самих эжекторов фирма построила испытательный стенд типа центрифуги в виде вращательно закрепленной фермы длиной 30,5 м. На свободном конце фермы закрепляется консоль крыла с эжекторным устройством натуральной величины, а на половине размаха - двигатель F401-P-400 фирмы Pratt & Whitney. Выходное устройство двигателя с помощью труб было соединено с эжекторами. На стенде можно проводить испытания секции крыла (или оперения) с окружной скоростью ~ 278 км/ч. В режимах висения и полета на малых скоростях поток выходных газов направляется к двум эжекторным устройствам в крыле и к двум в горизонтальном оперении. Подъемная сила эжекторов создается за счет захвата воздуха потоком выхлопных газов В результате смешения воздуха и выхлопных газов (в отношении 7,5:1) скорость потока на выходе эжектора уменьшается по сравнению со скоростью газов на выходе из сопла двигателя (610 м/с при неработающих эжекторах) в пять раз и составляет 122 м/с при одновременно более низких температуре и давлении. Общий расход воздуха через эжекторы составляет 113-136 кг/с Для изготовления планера использованы главным образом сплавы алюминия (из сплавов титана изготовлены лишь элементы хвостовой части фюзеляжа в области двигательного отсека). При разработке планера использованы некоторые узлы околозвукового штурмовика А-4 и сверхзвукового истребителя-бомбардировщика F-4. От самолета А-4 заимствованы носовая часть фюзеляжа с кабиной пилота и шасси, а от самолета F-4 - воздухозаборники (модифицированные) с частью воздушного канала и конструкция неподвижных частей крыла (кессоны крыла и центроплана). Схема управления самолетом - классическая, с рулями высоты и направления. Руль высоты включен в систему автоматического активного управления. На режиме висения управление осуществляется путем изменения величины и направления тяги, создаваемой четырьмя эжекторами. При горизонтальном полете задняя створка эжектора выполняет роль управляющей поверхности (отклоняется на 6╟), а передняя створка и сам эжектор действуют как тормозные щитки. Небольшие рули направления расположены в надкрыльевых частях килей. Двигатель самолета Pratt & Whitney F401-PW-400 развивает тягу 62,56 кН во время нормального взлета (двигатель, установленный на самолете F-14B, при форсировании создает тягу 133,44 кН) и 96,99 кН во время вертикального взлета (эжекторы дополнительно увеличивают тягу на 15,20-16,18 кН). Топливная система состоит из двух баков емкостью 1590 л, расположенных в фюзеляже, и двух крыльевых баков емкостью 1173 л (общая емкость системы 2763 л). Предусматривалась установка пушки и приспособлений для транспортировки ракет воздух воздух и воздух-земля. ЛТХ: Модификация XFV-12A Размах крыла, м 8.69 Длина, м 13.39 Высота, м 3.15 Площадь крыла, м2 27.20 Масса, кг пустого снаряженного самолета 6259 нормальная взлетная 8845 максимальная взлетная при ВВП 11000 максимальная взлетная при УВП 12300 Топливо, л 2763 Тип двигателя 1 ТРДФ Pratt Whitney F401-PW-40 Тяга, кгс нормальная 1 х 62.56 взлетная 1 х 96.99 Максимальная скорость , км/ч 2200 (М=2) Практический потолок, м Экипаж, чел 1 Вооружение: одна 20-мм пушка M61, две УР AIM-7 X-31 Разработчик: Rockwell, MBB Страна: США, Германия Первый полет: 1990 Тип: Экспериментальный истребитель ЛТХ Доп. информация Мы уже привыкли, что на всех авиасалонах мира наши "МиГи" и "Сухие" по части зрелищности воздушных демонстраций всегда лидеры. Поэтому руководители таких выставок, как правило, завершают ежедневный летный показ русскими "номерами". Зная это, зрители обычно не спешат покидать аэродром: наиболее интересное будет в самом конце летного дня. Так было и на последнем авиасалоне в Ле Бурже. Но на этот раз абсолютного первенства у наших МиГ-29 и Су-35 не получилось: появился маленький конкурент - Х-31... Маленьким "тридцать первый" казался еще и потому, что все демонстрации выполнял на большей высоте, чем наши машины. Но это не помешало многочисленным зрителям увидеть оригинальность фигур, которые он "крутил". При этом элементы высшего пилотажа в общем оставались прежними, но их сочетания были весьма необычны. Так, фигура, называемая "разворот Хербста", - это знакомая нам "кобра Пугачева" (угол атаки визуально около 70град. ) с последующим разворотом в горизонтальной плоскости с небольшим радиусом. Надо полагать, что такой маневр может оказаться очень эффективным в современном скоротечном воздушном бою. Другая фигура, называемая "мангустой", похожа на "разворот Хербста", но в обратном порядке: крюк в горизонтальной плоскости, переходящий в "кобру Пугачева". Что еще характерно (это особенно было видно у "мангусты"): в конце выполнения маневра машина могла иметь горизонтальную скорость, близкую к нулевой... Новый разгон до нормальной эволютивной скорости происходил очень быстро! Исследования по так называемой программе сверхманевренности самолета начались в разных странах с начала 70-х годов. Позже ученые ЦАГИ определили характерные для современных маневренных самолетов аэродинамические формы (наши Су и МиГи, американские "шестнадцатые и восемнадцатые эфы", французский - "Рафаль" и другие). И уже тогда стало ясно, что при классической аэродинамической схеме многого не добиться. Наивысшей вершиной маневренности стали режимы полета самолета на сверхбольшие углы атаки (у Су-27 более 100град. на "кобре"). Нулевые скорости МиГ-29 при выполнении "колокола" тоже можно отнести к элементам сверхманевренности современных истребителей. Наибольшую настойчивость в решении проблемы сверхманевренности проявила немецкая фирма Мессершмитт-Бельков-Блом (МБВ), работавшая над новым истребителем TKF-90. Руководитель перспективного отдела МВБ доктор Вольфганг Хербст однозначно определил: истребители нового поколения должны сочетать возможности ведения дальнего и ближнего боя, что определяет необходимость создания самолетов с очень высокой маневренностью (минимальные радиусы разворотов и обилие нестационарных режимов полета). Сверхманевренность такого ЛА наиболее эффективно можно получить при помощи изменяемого вектора тяги силовой установки, частично переложив на него функции аэродинамических рулей. Аналогичную программу по концепции сверхманевренного самолета проводили и американские фирмы Макдоннел-Дуглас и Рокуэлл Интернэшнл. В 1985 году при соблюдении необходимой секретности начинается сотрудничество между американскими и немецкими организациями. В следующем году было заключено соглашение между министерствами обороны ФРГ и США по разработке, изготовлению и испытаниям двух экспериментальных самолетов для исследований проблемы сверхманевренности (в основном на закритических режимах). Предусматривалось применение силовых установок с изменяемым вектором тяги. Долгосрочные контракты на выполнение этих работ, естественно, были заключены с фирмами МВБ (впоследствии вошла в DASA) и Рокуэлл. Подчеркивалось, что эти два самолета, получившие по американской номенклатуре экспериментальных ЛА наименование Х-31, не должны служить прототипами новых серийных истребителей. DASA представила большой объем данных по программе EF-2000 и добилась, что Х-31 будет построен по той же аэродинамической концепции: схема "утка", крылья в плане "дельта", воздухозаборник подфюзеляжный. Распределение обязанностей выглядело так. Немецкая сторона, начавшая работу ранее американцев, к началу активной фазы программы DASA уже обрела свою силу, взяла на себя проведение определяющей экспериментальной части, разработку общей компоновки самолета и нижнего воздухозаборника (по типу "Еврофайтера" EF-2000). Было ясно, что успех выполнения программы зависит от того, удастся ли создать компьютерную интегральную цифровую систему управления "тридцать первым", включая управление вектором тяги, смонтированную в едином блоке. DASA взялась за эту работу, а заодно и за разработку кабины. По планеру немецкая сторона отвечала за конструирование и изготовление несущих плоскостей с очень широким применением углепластиков. На Х-31 поставили двигатель концерна Дженерал-Электрик F404 GE (такой же, как и на F/A-18). Как известно, отклонение реактивной струи может осуществляться с помощью отклоняющих устройств (ОУ), которые ставятся либо на двигатель, либо на самолет. Наиболее известно ОУ в виде поворотного сопла двигателя (употребляется на СВВП). Но они требуют специальной доработки двигателя и, как правило, длительной доводки. Более простой метод - это установка плоского сопла с подвижными стенками. Такое ОУ может быть установлено на конструктивные элементы самолета за выходным сечением реактивного сопла и по сложности исполнения гораздо проще первого метода. К таким устройствам относятся, например, реверсивные устройства ЛА. Так как подходящих для Х-31 поворотных сопел ни у немцев, ни у американцев не было, решили поворот струи двигателя (изменение вектора тяги) производить при помощи трех дефлекторных поворотных створок, установленных за срезом форсажной камеры. Створки изготовлены из карбона (углерод/углерод) и углеволокна фирмой SIGRI. Координация управления проводилась единым интегральным блоком. Газовая струя могла отклоняться в любом направлении в пределах 10град. относительно продольной оси самолета. Рокуэлл спроектировал и построил фюзеляж, ПГО и вертикальное оперение. Кроме того, на этапе окончательной сборки обеих машин американцы отвечали за снабжение серийными узлами. Для ускорения работы и снижения себестоимости Рокуэлл использовал шасси от F-16, остекление кабины от F-18. Вообще на Х-31 можно найти много узлов, компонентов систем и отдельных деталей от F-16, F-18, F-20, В-1 и даже V-22 "Оспри". Надо было добиться тяговооруженности более "1" при взлетной тяге двигателя 7200кг. Поэтому масса пустого Х-31 составила только 5175 кг, нормальная взлетная 6622 кг и максимальная 7228 кг. Для сравнения не самый тяжелый МиГ-21МФ, имея массу пустого около 5350 кг, нормальный взлетный вес - 8200 кг, при тяге двигателя Р13-300 на форсаже 6500 кгс. Площадь крыла - 21, 02м2 . Для сравнения у всех МиГ-21 - соответственно - 23,0м2. Максимальная скорость полета - М=1,3. Максимальная эксплуатационная перегрузка +9 -3. Чтобы уложиться в эти данные, на Х-31 поставили только самое необходимое оборудование. В некоторых зарубежных органах информации поспешили назвать Х-31 прототипом "истребителя будущего", хотя его создатели в своей программе", как мы отмечали выше, это отрицали. Расчетная стоимость программы была в пределах 400 млн.DM (300 млн.- американцы, 100 млн. - немецкая сторона). Первый полет Х-31 совершил с испытательного аэродрома фирмы Рокуэлл в Палмделе 11 октября 1990 года, вторая машина начала летать 19 января 1991 года. На всех этапах летных испытаний в команду испытателей вошли немецкие летчики DASA, 61-го отдела Бундесвера и американские пилоты Рокуэлла, ВВС и ВМФ США. Первый этап испытаний включал полет с углами атаки до 30град. без изменения вектора тяги. В конце 1991-го начались полеты на режимах глубокого аэродинамического срыва потока, когда критическая фаза достигается при скачкообразном изменении подъемной силы аэродинамических плоскостей от максимальной до минимальной. На этом этапе для получения необходимых режимов постепенно начали включать интегральную систему управления вектором тяги. Угол тангажа увеличивался сначала до 40град. (первый полет на закритический угол атаки 40град. - 19.11.91 г.), а потом и до 50град. . При этом, несмотря на мощные срывные течения, самолет уверенно управлялся, устойчиво "держал" режим полета, заданный летчиком. В январе 1992-го оба самолета Х-31А перевели из Палмдела в центр Эдвардса, чтобы использовать великолепную испытательную инфраструктуру, которую предоставила NACA. Решающая фаза испытаний наступила в апреле, когда начались полеты при постоянно увеличивающихся углах атаки на закритических режимах. В итоге в сентябре того же года получили уникальный режим: стабильный полет при угле тангажа 70град. (углом атаки это уже назвать трудно) - причем пилот разворачивал машину практически на 360град. . Исследовались и другие маневры на разных скоростях, включая и довольно большие, и на разных перегрузках. После того, как отработали разворот машины в противоположную сторону с очень небольшим радиусом, практически не снижая скорости, приступили к объединению отдельных элементов в сложные фигуры. Получили "маневр Хербста" (первое успешное выполнение в апреле 1993-го) и "Мангусту", о которых мы говорили вначале. Этими результатами подтвердились замыслы доктора Хербста о сверхманевренности. Очень жаль, что сам Вольфганг Хербст об этом уже узнать не мог: он погиб незадолго до этого на своем личном самолете. Стало ясно, что истребитель, обладающий системой изменения вектора тяги, сможет ориентироваться на цель без изменения траектории полета, сумеет раньше, чем машина обычной схемы, занять выгодное положение для атаки в ближнем бою. При компьютерном анализе определили, что такая машина при пуске ракет на большую дистанцию тоже получала существенные преимущества, так как могла быстрее, чем противник занять боевое положение. Кроме того, она могла успешнее уходить от ракет и радиолокационного воздействия противника. После этого наступил этап прямого сравнения тактических возможностей Х-31 с современными истребителями. В сентябре 1993 года группа из четырех немецких и американских пилотов начала интенсивные утомительные тренировки на специальном двухместном тренажере - имитаторе воздушного боя самолетов обычной схемы и машины с изменяемым вектором тяги. В большинстве этих "боев" преимущество было за Х-31. Надо было переходить к реальным оценкам преимуществ, которыми обладал X-31. В качестве противника ему определили серийный истребитель фирмы Макдонелл-Дуглас F/A-18 "Хорнет". Для оценки результатов воздушных боев на самолеты установили специальную видеоаппаратуру, совмещенную с нашлемными визирами летчиков. В реальных полетах результаты были еще более определенные, чем на наземном имитаторе: в 80% боев победил "тридцать первый", в 9% ситуация воздушного боя закончилась неопределенно и только в 11 % победил "восемнадцатый". Превосходство революционной концепции сверхманевренности не могло быть продемонстрировано с большей очевидностью! Для "чистоты" эксперимента провели серию сравнительных полетов, в которых угол атаки Х-31 ограничили 30град. . Тактическое превосходство "тридцать первого" испарилось полностью, так как его летные характеристики оказались хуже, чем у F/A-18. 19 января 1995 года, когда основные результаты уже были получены, из-за отказа основной системы управления упал один из Х-31. Но дело уже было сделано! Одним из основных факторов успеха DASA и Рокуэлла стали тщательность и большой объем исследований. Достаточно назвать две цифры: по испытательным программам выполнено 560 полетов с налетом более 400 часов (за 4, 5 года). Такого грандиозного эксперимента история авиации еще не знала! После завершения программы исследований с 13 апреля началась интенсивная подготовка к показу Х-31 в Ле Бурже. Времени оставалось мало, (самолет перевозили на транспортнике С-5 с демонтированными крыльями) и поэтому не удалось достаточно отработать программу показа на малой высоте в значительной мере, поэтому основную задачу затмить российские звезды авиасалона Су-35 и МиГ-29М, Х-31 не решил. Автору удалось побеседовать с летчиком-испытателем DASA майором люфтваффе Квирином Кимом (кстати, он гражданин Германии - кореец по происхождению), что отметил Ким. Управляемый вектор тяги в принципе забирает часть функций, выполняемых управляемыми поворотными аэродинамическими поверхностями. Поэтому можно допускать более крутые подходы на посадку и соответственно уменьшить длину пробега. Он посетовал, что Х-31 со своим появлением сильно запоздал и вряд ли сумеет оказать влияние на конструктивные особенности истребителей пятого поколения - Еврофайтер EF-2000 и Локхид F-22. К этому следует добавить, что результаты, полученные на Х-31, будут использованы, как в военной авиации (на легком многофункциональном истребителе по программе JAST), так и в гражданской - для улучшения летных характеристик (например, уменьшения длины взлетно-посадочных полос). Еще более заманчивая идея: изменяемый вектор тяги позволит освободиться от аэродинамических органов путевой стабилизации - вертикального оперения. Помимо работ по Х-31 летные испытания с УВТ проводились на летающей лаборатории F-16 VISTA (самолет с изменяемой устойчивостью). На нем установлены двигатели с поворотными соплами, разработанные фирмой Дженерал Электрик. Исследования проводятся в рамках совместной программы ВВС США и NACA под названием MATV - управление вектором тяги по нескольким осям. В ходе испытаний самолет выходил на углы атаки - более 80град. и при этом сохранял управляемость. По другой программе ACTIVE - перспективные интегральные системы управления полетом Ла- проводятся испытания летающей лаборатории XF-15B. Здесь стоят сопла фирмы Пратт Уитни с изменением вектора тяги по всем осям. Самолет уже много налетал, но подробности держатся в секрете так же, как и конструктивные особенности сопла. Если говорить о сегодняшнем дне, то вполне реальна комбинация схемы обычного самолета с дополнительным устройством изменяемого вектора тяги. Как показал опыт с Х-31, определяющим здесь будет надежная комплексная цифровая управляющая машина. ЛТХ: Модификация Х-31А Размах крыльев, м 7.26 Длина, м 14.85 Высота, м 4.44 Площадь крыла, м2 21.02 Уд. нагрузка на крыло (средняя),кг/м2 270 Масса, кг нормальная взлетная 6623 максимальная взлетная 7228 Масса топлива во внутренних баках, кг 1870 Двигатель 1 ТРД General Electric F404-GE-400 Тяга, кН 1 х 71.17 Тяговооруженность 1,1 Максимальное число Маха, М 1,3 Максимальная скорость, км/ч 2752 Максимальная скороподъемность, м/мин 13106 Практический потолок, м 12190 Экипаж, чел 1 |