ЛЕТАЮЩИЙ ЯТАГАН

Стратегический бомбардировщик Handley Page VICTOR. В январе 1947 года на заседании Джен 163 — секретного правительственного комитета Великобритании — было принято решение о самостоятельной разработке атомной бомбы. Оно последовало вслед за отказом американцев передать английскому правительству материалы по конструкции и производству атомного оружия. Планами комитета на разработку первого боевого образца бомбы отводилось пять лет, а к 1957 году предполагалось изготовить около 200 атомных бомб.

Одновременно были начаты работы по проектированию самолета-носителя ядерного оружия. Летно-технические требования к новому бомбардировщику, носящие шифр «Документ 230», поступили 9 января 1947 года в три ведущие авиационные компании Великобритании — A.V.Roe, Handley Page и Vicktrs.

В спецификации «В35/46» этого документа указывалось, что военно-воздушным силам требуется высокоскоростной и высотный самолет с дальностью полета не менее 6500 км и минимальной бомбовой нагрузкой 4500 кг. В конце октября 1947 года в министерстве снабжения состоялось рассмотрение предложенных фирмами проектов. Конкурс выиграли фирмы A.V.Roe и Handley Page.

Правительство хотело получить летающие прототипы бомбардировщиков к 1952 году, завершению работы по созданию первого боевого образца атомной бомбы. В феврале 1949 года стало ясно, что радикальная новизна предложенных проектов не позволяет завершить в запланированные сроки процесс доведения заказанных самолетов. В качестве временной меры решено было реализовать достаточно консервативный проект фирмы Vickers «660», получивший название VALIANT

Таким образом, первым на вооружение приняли самолет, проигравший в конкурсе, но фирмы-победительницы получали необходимый резерв времени. Одна из них, фирма Handley Page, начала проектирование бомбардировщика с реактивными двигателями задолго до официального заказа со стороны правительства, практически сразу после войны. В 1946 году ведущий инженер фирмы Годфри Ли разработал эскизный проект самолета с четырьмя реактивными двигателями «Эвон» в корне крыла большой стреловидности с отогнутыми вверх закон-цовками. Фюзеляж машины был практически таким же, как у американского бомбардировщика В-29. Стреловидный стабилизатор устанавливался на киле скругленной формы.

Заправщик VICTOR K.2 из 55-й эскадрильи Королевских ВВС. Раскраска времен войны в Персидском заливе

Большое влияние на дальнейшее развитие проекта оказали трофейные немецкие материалы по аэродинамике стреловидного крыла. В частности, конструкторы отказались от законцовок крыла, которые играли роль дополнительных килей. Самолет, получивший фирменное обозначение НР.80, должен был иметь дальность полета 8000 км с бомбовой нагрузкой 4500 кг при крейсерской скорости 830 км/час на высоте 15 000 м.

К январю 1948 года проект полностью переработали, но название оставили прежним — новый НР.80 стал среднепланом с серповидным крылом и цилиндрическим, заостренным спереди и сзади фюзеляжем и горизонтальным оперением, установленным посередине киля. По договору с правительством в качестве силовой установки планировалось использовать четыре ТРД F9 (прототип ТРД SAPPHIRE) с тягой по 3400 кг.

В 1948 году фирме были заказаны два опытных образца самолета с двигателями SAPPHIRE. После продувок в аэродинамической трубе выяснилось, что среднерасположенный стабилизатор затеняется потоками воздуха с корневых частей крыла, и его пришлось вынести на верхушку киля. Немного изменили и серповидную форму крыла с тем, чтобы сделать постоянным критическое число М по всему его размаху.

Основной задачей аэродинамиков при проектировании машины стало создание такой конфигурации самолета, при которой все составные элементы, включая фюзеляж и оперение, имели бы одинаковое критическое число М — такое же, как у крыла. При этом можно было бы избавиться от появления местных скачков уплотнения, снизить Волновое сопротивление при больших дозвуковых скоростях и поднять аэродинамическое качество, от которого, как известно, существенно зависит дальность полета. Для улучшения несущих и срывных характеристик на крыле самолета пришлось установить отклоняемые носки, увеличивающие при их выпуске кривизну профиля.

Для проверки заложенной в основу проекта концепции фирма Handley Page заказала фирме Блэкберн экспериментальный самолет Н.Р.88 с серповидным крылом. Первый его полет состоялся 28 апреля 1948 года, однако исследования, проведенные с участием этого самолета, не оказали существенного влияния на разработку бомбардировщика. К тому же HP.88 прослужил в качестве летающей лаборатории не так уж долго — он разбился в 1951 году.

Официальный заказ на постройку серии из 25 бомбардировщиков поступил на Handley Page в июне 1950 года. Самолету присвоили название VICTOR — «победитель».

Постройка первого опытного образца закончилась осенью 1952 года. Из соображений секретности машину разобрали, упаковали в огромные ящики и автомашинами перевезли с завода, расположенного на севере Лондона, на авиационную базу в Боскомбдаун. К Рождеству 1952 года специалисты закончили сборку и проверку основных систем самолета, и 24 декабря экипаж в составе летчика-испытателя Хейзелдона и борт-инженера Беннета поднял самолет в воздух.

Характерной особенностью бомбардировщика VICTOR стало полное отсутствие оборонительного вооружения. Считалось, что большая скорость и высота полета защитят бомбардировщик от истребителей противника.

В ноябре 1952 года Великобритания провела первые испытания ядерной бомбы. До принятия на вооружение самолетов VICTOR и VOLCANO ее носителем являлся бомбардировщик VALIANT, который в октябре 1955 года прошел «боевое крещение», сбросив серийную бомбу на австралийском полигоне Вумера.

Первый опытный образец бомбардировщика VICTOR (регистрационный номер WB771) потерпел катастрофу в июле 1954 года из-за флаттера хвостового оперения. Второй опытный образец самолета (регистрационный номер WB775) с усиленным хвостовым оперением впервые взлетел 11 сентября 1954 года. Фюзеляж этого бомбардировщика был окрашен в черный цвет, а крылья и хвостовое оперение оставались серебристыми. Вдоль фюзеляжа проходила красная полоса.

Приемные испытания бомбардировщика начались через семь месяцев — в марте 1955 года. При этом выяснилось, что некоторые характеристики (в частности, дальность полета) оказались ниже расчетных; отмечалась и недостаточная путевая устойчивость машины. Все выявленные недостатки были устранены на первом серийном самолете VICTOR В.1. Его фюзеляж удлинили на 1020 мм, что позволило увеличить запас топлива и повысить путевую устойчивость, а также уменьшили на 500 мм высоту киля. А для решения проблем, связанных с обтекаемостью крыла и носовой части фюзеляжа, установили множество турбулизаторов.

Первый полет серийного самолета VICTOR В.1 состоялся 1 февраля 1956 года, а к декабрю фирма Handley Page построила десять серийных самолетов. На выставке в Фарнборо 1956 года состоялся и первый публичный показ одного из этих самолетов; на нем отсутствовал характерный для всех бомбардировщиков VICTOR надфюзеляжный гребень перед килем.

Поставки самолетов в войсковые части для обучения экипажей начались в ноябре 1957 года. Формирование первой боевой эскадрильи в Коттесморе завершилось весной 1958 года. Бомбардировщики стали осваиваться рядовыми летчиками ВВС и их боевые возможности демонстрировали английским обывателям. Во время одного из полетов четвертый серийный самолет (регистрационный номер ХА921) совершил залповое бомбометание: тридцать пять фугасных 454-кг бомб. Правда, бомбоотсек был рассчитан на 48 таких бомб, но с такой нагрузкой VICTOR еще не летал.

В июне 1957 года первый серийный экземпляр бомбардировщика VICTOR (ХА917) преодолел в пикировании звуковой барьер. Однако вскоре — в августе 1958 года — в узлах соединения киля с фюзеляжем обнаружилась коррозия, которая появляется обычно перед разрушением материалов в результате больших внутренних напряжений — это стало причиной запрета полетов на восьми самолетах VICTOR до замены на них хвостового оперения.

Для расширения боевых возможностей своей стратегической авиации Королевские ВВС планировали принять на вооружение авиационную баллистическую ракету, разрабатываемую Великобританией совместно с США. Эта ракета получила условное наименование SKYBOLT, или, по американкой системе обозначений, WS-138A. Носителями этой ракеты предполагались бомбардировщики VICTOR и VOLCANO.

Заказ на разработку носителя VICTOR В.2 фирма Vickers получила в 1956 году. После анализа различных вариантов новой модификации конструкторы остановились на наиболее простой — поставить на бомбардировщик двухконтурные ТРД «Конуэй» RCo.11 со статической тягой 7800 кг, что было на 2800 кг больше, чем у двигателей SAPPHIRE модификации В.1, и, соответственно, увеличить площадь воздухозаборников. Ко всему, на машине был увеличен на 3000 мм размах крыла — это способствовало росту максимальной высоты. В остальном конструкция самолета осталась без изменений.

Первый полет VICTOR В.2 совершил 20 января 1959 года. Через восемь месяцев испытаний самолет разбился, но накопленных в ходе полетов материалов оказалось вполне достаточно для доработок серийного самолета.

Выпуск новой модификации начался в ноябре 1961 года. К этому времени бомбардировщики В.1 прошли модернизацию и получили систему дозаправки топливом в воздухе со штангой топливоприемника в носовой части фюзеляжа, а также подвесные топливные баки емкостью по 6800 л каждый.

На выставке в Фарнборо 1958 года летчики, пилотировавшие VICTOR, показали новый для тяжелых бомбардировщиков способ бомбометания с полу петли. Этот прием мог позволить самолету скрытно подойти к цели и избежать поражения ядерным взрывом собственной бомбы. VICTOR пролетал над ВПП на высоте около 300 м и выполнял полупетлю с таким расчетом, чтобы оказаться над зрителями в перевернутом положении. После этого летчики выполняли переворот и удалялись от аэродрома на пологом пикировании.

После модернизации бортового оборудования и оснащения системами РЭБ самолеты получили обозначение VICTOR В.1 А. Разработка ракеты SKYBOLT затягивалась, несмотря на то, что США постоянно увеличивали финансирование программы, выделив на нее в 1960 году 70 млн долларов. Появление первых серийных ракет ожидалось только к 1965 году. В качестве временной меры англичане рассматривали принятие на вооружение ракеты английской фирмы A.V.Roe под названием BLUE STEEL (голубая сталь).

Ракета имела аэродинамическую схему «утка» и жидкостный ракетный двигатель, работавший на керосине и перекиси водорода. Инерциальная система наведения BLUE STEEL не обладала высокой точностью вследствие ухода гироскопов, и за 15 минут полета ракета могла отклониться от заданного местоположения на 500—600 м, что для ядерной боевой части считалось вполне приемлемым. Дальность полета BLUE STEEL составляла 320—350 км, максимальная скорость достигала 2000 км/ч.

Для перевозки BLUE STEEL пришлось серьезно переработать бомбоотсек носителя VICTOR и его электросистему (появились дополнительные генераторы с ковшовыми воздухозаборниками в верхней части фюзеляжа). В подвешенном состоянии ракета выступала за обводы фюзеляжа самолета, поэтому для аэродинамической компенсации на крыле установили наплывы, выступающие за заднюю кромку крыла. Для обеспечения автономности самолета при его эксплуатации в отрыве от базы его оборудовали вспомогательной силовой установкой с приводом от маломощного ТРД.

Самолет-заправщик Handly Page VICTOR H.P.80:

1 — передний обтекатель стабилизатора; 2—воздухозаборник противообпеденительной системы киля; 3 — аварийная ветрянка генератора (в убранном положении); 4 — убирающийся воздухозаборник охлаждения генератора и вспомогательного ГТД (в выпущенном положении); 5 — антенна радиостанции; 6 — заправочная штанга системы дозаправки в воздухе; 7 — воздухозаборник системы кондиционирования воздуха; 8—радиопрозрачный обтекатель отсека радиоэлектронного оборудования; 9 — створка ниши уборки носового колеса; 10 — створка ниши уборки тележки основной стойки шасси; 11 —радиопрозрачные обшивки заднего отсека электронного оборудования; 12—створка воздушного тормоза; 13 — законцовка крыла увеличенного размаха; 14 — ПРД системы указателя скорости; 15— перекачивающий крыльевой топливный агрегат системы дозаправки в воздухе Мк20В; 16 — управляемый носок крыла; 17 — турболизаторы воздушного потока; 18 — подвесной топливный бак; 19 — обтекатели приводов закрылков; 20—остекление кабины пшютов; 21 — лобовые стекла кабины пилотов; 22 — крышки люков аварийного покидания самолета; 23—решетка выхода отработанного воздуха от аварийной ветрянки; 24—закрылки в убранном положении; 25—закрылки в выпущенном положении; 26 — наплыв с антенной РЭБ; 27 — элерон; 28—триммер элерона; 29—руль высоты; 30—аварийная ветрянка в выпущенном положении; 31 — воздухозаборник системы охлаждения бустера руля высоты; 32—воздухозаборник противообпеденительной системы крыла; 33 — стойка основного шасси в выпущенном положении; 34—воздухозаборники маслорадиаторов; 35— ТРД SAPHYRE 7 Мк 200 (на VICTOR В Мк2 — ROLLS-ROYCE 17 Мк 201); 36 — цилиндр уборки и выпуска передней стойки шасси; 37—колесо передней стойки шасси; 38 — передняя стойка шасси; 39 — подкосы основной стойки шасси; 40—стойка основного шасси; 41 —тележка шасси; 42 — колеса передней стойки шасси; 43 — цилиндр уборки и выпуска основной стойки шасси; 44 — остекление кабины штурмана; 45 — боковой иллюминатор; 46—приемник воздушного давления для автомата усилий; 47 — створки бомболюка самолета Viktor В Mkl; 48—бомболюк самолета VICTOR В Мк2; 49 — углубление в бомболюке под крылатую ракету BLUE STEEL Mkl; 50 — иллюминатор рабочего места бортрадиста; 51 — корневая нервюра крыла; 52 — руль направления; 53 — хвостовой радиопрозрачный обтекатель антенны; 54—быстросъемные замки; 55—люк доступа в отсек оборудования; 56 — раскрытое положение киля ракеты BLUE STEEL Mkl; 57—управляемая крылатая ракета BLUE STEEL Mkl; 58 — воздухозаборник системы охлаждения отсека оборудования; 59 — люк доступа к отсеку комплекса наземного контроля систем самолета; 60 — входная дверь; 61 — крыльевой подвесной топливный бак (правый); 62—крыльевой подвесной топливный бак (левый); 63 — крыльевой подвесной топливный бак (вид от фюзеляжа); 64— отклоняющийся хвостовой обтекатель подвесного бака; 65—крыльевой подвесной топливный бак (вид снизу); 66 — отсек комплекса наземного контроля систем самолета; 67 — жгут наземного электропитания; 68 — крышка контейнера тормозного парашюта; 69 — хвостовое предохранительное колесо; 70—фюзеляжная система перекачки топлива Mk 17В; 71 — крыльевой АНО; 72 — панель, прикрывающая узлы соединения консоли с центральной частью крыла; 73—выходные устройства двигателя; 74 — балансировочный груз; 75 — корневая часть закрылка, проходящая под жаровыми трубами двигателей; 76—входная дверь в открытом положении; 77 — щит, защищающий членов экипажа при аварийном покидании самолета; 78 — входная стремянка; 79 — тяги отклонения щитков воздушных тормозов; 80 — радиопрозрачный обтекатель

В декабре 1962 года президент США объявил о закрытии программы по разработке ракеты SKYBOLT, а в качестве «компенсации» предложил Англии баллистические ракеты POLARIS. Английские стратегические бомбардировщики утратили свой статус единственного носителя ядерного оружия. Бомбардировщики VALIANT стали сниматься с вооружения, а «Викторы» — переоборудоваться в заправщики. С этой целью в 1964 году с фирмой Handley Page заключили контракт на переделку самолета VICTOR В.1 А. Шесть первых самолетов-заправщиков с обозначениями VICTOR К.1 и VICTOR К.1А имели только подкрыльевые заправочные агрегаты Мк.20. В августе 1965 года эти самолеты поступили на испытания, в течение которых за 18 месяцев шесть самолетов VICTOR К.1 перелили 3 044 914 л горючего при 10 646 реальных и тренировочных дозаправочных контактах и приняли участие приблизительно в 40 учебных перелетах через океан. Один заправщик с взлетной массой 83 900 кг мог передать в воздухе до 24 000 л топлива. Насосы заправочных агрегатов были способны за четыре минуты закачать в баки перехватчика LIGHTNING 2270 л керосина. Это позволяло перехватчику совершить беспосадочный перелет на Ближний Восток всего лишь за пять часов.

С 1964 года на «Викторах» К.1 и К.1А появился третий заправочный агрегат, в фюзеляже. Но слабость силовой установки первой модификации самолета не позволяла иметь на борту большее количество топлива для дозаправки, и с 1968 года началось переоборудование в заправщик самолетов VICTOR В.2. До 1974 года в них были переоборудованы 24 из 34 таких бомбардировщиков. Остальные самолеты были переквалифицированы в стратегические морские разведчики VICTOR SR.2.

В бомбоотсеке такой машины находился дополнительный запас топлива. Основным разведывательным средством была мощная бортовая РЛС, позволявшая одному самолету за семь часов полета получить подробную радиолокационную карту всего Средиземного моря. А четыре разведчика VICTOR SR.2 могли полностью контролировать все судоходство в Северной Атлантике.

Во время англо-аргентинского конфликта 15 заправщиков VICTOR К.2 обеспечивали действия транспортной и бомбардировочной авиации англичан. Базируясь на острове Вознесения, они совершили около 500 заправок. Кстати, продолжительность одной заправки составляла 15 минут, за которые от «донора» к «рецепиенту» переливалось 11 тонн топлива. Благодаря заправщикам VICTOR К.2 продолжительность полета заправляемых самолетов достигала 24 часов, а дальность полета 12 800 км. Заправщики VICTOR К.2 широко использовались и во время войны в Персидском заливе.

В настоящее время самолеты сняты с вооружения и заменены на заправочные модификации гражданских самолетов.

Описание конструкции бомбардировщика VICTOR Фюзеляж самолета состоит из трех частей — кабины экипажа, бомбоотсека и хвостовой части. Кабина сопряжена с цилиндрической частью фюзеляжа, а оборудование заключено в выступающий обтекатель, задняя часть которого используется для размещения носовой стойки шасси.

Место штурмана для визуального бомбометания находится в заостренной носовой части фюзеляжа перед радиолокационной станцией. Большая стреловидность центральной части крыла позволила расположить кессон крыла перед бомбоотсеком, что дало возможность скомпоновать фюзеляж диаметром не более 3000 мм.

Между кабиной экипажа и бомбоотсеком фюзеляжа имеется силовой отсек, к которому крепятся три лонжерона и обшивка корневых частей крыла. На самолетах В.2 этот отсек выступает за обводы фюзеляжа. Центральная рама отсека, а также верхняя и нижняя его стенки слоистые, с гофрированным заполнителем. Передняя и задняя рамы отсека сплошные. К задней стенке крепятся массивные кованые усиливающие балки.

Задняя часть фюзеляжа, образующая бомбоотсек и представляющая собой полутрубу, крепится к силовому отсеку. Панель бомбоотсека образована четырьмя продольными балками и обшивкой. Силовой набор задней части фюзеляжа состоит из С-образных рам и стрингеров таврового сечения, соединенных с обшивкой точечной сваркой. В местах акустического воздействия от двигателей используется утолщенная обшивка, а на модификации В.2 — двойная обшивка.

За бомбоотсеком фюзеляж имеет форму цилиндра с вырезом снизу, закрытым радиопрозрачной обшивкой, в хвостовой части находятся перегородки с заполнителем, к которым крепится киль. В хвостовой части фюзеляжа располагаются воздушные тормоза — их разрешалось открывать при любой скорости полета, на самом конце хвостовой части — обтекатель антенн РЭБ.

Герметизированная кабина имеет очень сложную форму. Снизу она ограничена полом, сзади — полусферической стенкой и спереди — остеклением для штурмана-бомбардира. Каркас пола состоит из продольных двутавровых профилей и поперечных балок. Силовые элементы, связывающие пол с днищем, используются в качестве стола штурмана. Под полом размещается большой радиопрозрачный обтекатель из стеклотекстолита, а сразу за ним — отсек для оборудования с наддувом от встречного потока, поступающего через отдельные воздухозаборники. В целях повышения усталостной прочности стенки кабины выполнены из алюминиево-медного сплава.

Верхнее расположение горизонтального оперения оказалось аэродинамически выгодным: на всех режимах полета, включая потерю скорости, стабилизатор находился вне скоса потока. Даже при потере скорости бафтинг незначителен, и управление полностью эффективно. Интерференция сочленения стабилизатора с килем сведена до минимума. Обтекатель в этом месте главным образом закрывает выступающие узлы. Поскольку эффективность киля при таком расположении стабилизатора повышается, высота киля меньше, чем при любой другой компоновке. На серийном самолете высота киля уменьшена на 500 мм, по сравнению с опытными образцами. Неподвижная часть стабилизатора имеет минимальные размеры, необходимые для крепления шарниров и размещения привода рулей высоты. За счет применения мощной аэродинамической компенсации уменьшены потребная мощность и масса бустеров. Применение бустеров исключает опасность перебалансировки на малых скоростях.

В процессе проектирования самолета были исследованы возможности использования слоистых панелей обшивки, в частности — с сотовым заполнителем, но были отвергнуты ввиду того, что в то время отсутствовали надежные клеи. Решили применить панели с гофрированным заполнителем, крепящимся точечной сваркой. Эта вынужденная мера открыла совершенно новые конструктивные возможности. Существенная разница между панелями с сотовым и гофрированным заполнителями состоит в том, что последняя, имея направленный заполнитель, может воспринимать большие сжимающие нагрузки. Это позволяет получить конструкцию с лучшей весовой отдачей, чем у панели с сотовым заполнителем.

Основные силовые элементы корневой части крыла расположены спереди. Три лонжерона двутаврового сечения с вырезами для канала воздуха вместе с панелями обшивки воспринимают практически всю нагрузку, приходящуюся на крыло, и передают ее на трехстеночный силовой отсек фюзеляжа. За отсеками двигателей, ближе к консоли, имеются две усиленные нервюры, одна из которых имеет стенку с заполнителем, и промежуточная диафрагма с заполнителем. Эти элементы воспринимают нагрузки от шасси и передают их на лонжерон и обшивку.

Английский самолет-заправщик HANDLEY PAGE VICTOR K.2 из 55-й эскадрильи

Расположение отсеков двигателей за основными силовыми элементами существенно снижает опасность, связанную с пожаром или разрушением турбины, а также упрощает эксплуатацию двигателей и облегчает замену их на более мощные.

Корневая часть крыла состоит из трех кессонов, обшивка которых имеет работающий на сжатие гофрированный заполнитель, что позволило сделать лонжероны более легкими. Управляемые носки отклоняются в течение одной секунды с помощью сжатого воздуха, подаваемого из баллонов, и не могут быть убраны, пока баллоны не будут вновь заряжены. Отклоняются они одновременно с закрылками или автоматически, когда коэффициент подъемной силы Су превышает заданную величину. Момент этот регистрируется датчиком, связанным с двумя отверстиями на крыле и приемником полного воздушного давления. При больших скоростях, регистрируемых датчиком числа М, система отклонения носков крыла выключается.

Конструкция носка крыла имеет противообледенительную систему. Горячий воздух пропускается не через гофр, так как это потребовало бы очень большого расхода воздуха, а по специальным желобкам. Обшивка носка значительной толщины и в ней профрезерованы канавки, направленные по хорде. На толстом листе сверху фиксируется тонкий лист обшивки. Эти спои обшивки усилены гофром, который у управляемого носка крепится к лонжеронам и стрингерам.

На самолетах В. 1 закрылки и элероны — обычной конструкции. На самолетах В.2 обшивка элеронов подкреплена гофром.

Киль имеет трехстеночный кессон, конструкция которого аналогична конструкции крыла. Здесь также применена обшивка с гофрированным заполнителем. Обшивка носка снабжена канавками для прохода горячего воздуха. Киль соединяется с фюзеляжем практически так же, как крыло.

Горизонтальное оперение состоит из двух лонжеронов, трех нервюр, нескольких стрингеров и обшивки с направленным по размаху гофрированным заполнителем. Носок стабилизатора имеет каналы для горячего воздуха. Обшивка его подкреплена гофром. Руль направления имеет три шарнира и два лонжерона. Обшивка усилена гофром, направленным по хорде. Ось шарниров руля высоты проходит по линии 1/3 хорд. В плоскости шарниров находится главный лонжерон; передний и задний лонжероны имеют облегченную конструкцию. Концевые части руля за балансировочными грузами имеют четыре нервюры и обычную обшивку.

Шасси самолета отличается большой надежностью и сравнительно малой массой, составляющей лишь три процента от взлетной массы самолета. Носовая стойка с двумя колесами может свободно ориентироваться в пределах 175 градусов и поворачивается гидроприводом в пределах 90 градусов.

ТРД фирмы Rolls-Royce «Конуэй» крепятся на легких арочных перегородках за лонжероном. При монтаже их поднимают бомбовым подъемником, который устанавливается на крыле. Панели крыла под двигателями снимаются без специальных приспособлений. Воздухозаборники имеют обшивку с гофрированным заполнителем. Они соединяются с заборником каждого двигателя цилиндрическим каналом (его обшивка — также с заполнителем). В центральной части правого полукрыла на самолете В.2 смонтирована вспомогательная силовая установка.

Управление необратимое бустерное, полностью дублированное. Схема управления такова, что половина руля высоты или один элерон работают при выходе из строя другой половины руля или элерона. Дублировано все, кроме шариковых домкратов, гидромоторов и тяг управления. Привод рулевых поверхностей осуществляется компактными электрогидромеханическими агрегатами через качалки. Усилия летчика, воздействующего на рычаги управления, передаются механической системой. Ручка управления связана с автоматом, выдающим усилия, пропорциональные скоростному напору и сжатию пружины.

На самолетах В.1 был установлен демпфер рысканья. Ввиду увеличения высотности на самолете В.2 смонтирован демпфер рысканья и поперечных колебаний. В обоих случаях устанавливается автомат трим-мирования, устраняющий тенденцию на пикирование. Гидросистема самолета обслуживает восемь потребителей: шасси, закрылки, управляемые носки, воздушные тормоза, створки бомболюка, колесные тормоза, переднюю стойку шасси и на самолете В.2 — заборники аварийной воздушной ветрянки. Уязвимые части каждой цепи дублированы.

Холодный воздух для системы кондиционирования в кабине и для наддува отсека оборудования, находящегося под полом кабины, поступает через заборники в носовой части кабины. Горячий воздух высокого давления для систем кондиционирования и противообледенения отбирается от компрессоров всех четырех двигателей. Холодный воздух поступает в отсек оборудования через вентилятор. Забортный воздух, поступающий под действием скоростного напора, проходит через теплообменник в систему кондиционирования.

В системах противообледенения крыла, хвостового оперения, носка киля, бомбоотсека и приемника воздушного давления, установленного в носовой части фюзеляжа, также используется воздух. Отработанный воздух выходит в атмосферу через отверстия в верхней обшивке крыла и на концах оперения. Хотя воздухозаборники частично подогреваются горячим воздухом, пропускаемым через гофр заполнителя, противообледенение передних кромок разделителя потока обеспечивается циклическими электроподогревателями. Этим же способом защищены от обледенения за-концовки крыла на самолетах В.2.

Топливо размещается как в крыле, так и в фюзеляже. Предусмотрена подвеска под-крыльевых топливных баков. Топливная система снабжена автоматом, обеспечивающим такую последовательность выработки топлива из баков, которая позволяет сохранять центровку в заданных пределах. Штуцер заправки самолета топливом под давлением находится в корне левого полукрыла.

На самолете В.2 имеются четыре генератора переменного тока напряжением 200 В и частотой 400 Гц с приводом от двигателей. Постоянный ток напряжением 28 В получается с помощью трансформаторов-выпрямителей. Трехфазный ток напряжением 115 В и частотой 400 Гц для радиооборудования и широко применяемых на самолете магнитных усилителей — от обычных трансформаторов. Для получения тока напряжением 115 В и частотой 1600 Гц для радио- и радиолокационного оборудования использовался преобразователь.

Аварийным источником электроэнергии служит генератор трехфазного переменного тока напряжением 200 В и частотой 400 Гц с приводом от вспомогательного газотурбинного двигателя. Запасным источником электроэнергии для системы управления, используемым до запуска вспомогательной силовой установки, являются две убирающиеся ветрянки в задней части фюзеляжа с генераторами трехфазного тока напряжением 200 В и частотой 360 Гц, каждый из которых независимо питает половину дублированной системы управления. Запасным источником постоянного тока служат две аккумуляторные батареи.

Летно-технические характеристики бомбардировщика VICTOR В.2

Размах крыла, мм……………………..36 580

Длина самолета, мм………………….35 020

Высота самолета, мм…………………..9180

Площадь крыла, м² …………………..223,51

Размах хвостового оперения, мм…. 9950

База шасси, мм…………………………..7470

Колея шасси, мм…………………………..988

Углы стреловидности, град.:

крыла………………………..52,2; 44,3; 35,2

стабилизатора…………………………..59,6

киля………………………………………….48,2

Относительная толщина, проц.:

корневой части крыла…………………..16

средней части крыла……………………..9

консольной части крыла…………………6

горизонтального оперения……….12,21

руля высоты…………………………………..9

киля……………………………..10,54—11,58

Отклонение закрылков, град.:

для взлета……………………………………19

для посадки…………………………………35

отклонение носка крыла…………….23,5

Размеры покрышек колес, мм:

главных тележек (16 шт.)……686 х 165

носовой стойки (2 шт.)……….762 х 229

Давление в стойках шасси, атм.:

главных……………………………………..175

носовой……………………………………….70

Масса, кг:

пустого………………………………….41 277

максимальная взлетная……….105 687

Максимальная скорость, км/ч

на высоте 12 190 м…………………..1030

Потолок, м………………………………..16 765

Боевой радиус действия, км………..3701

Н. ОКОЛЕЛОВ, А. ЧЕЧИН