ДОРОГОСТОЯЩИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ

Бомбардировщик ХВ-70 VALKYRIE. Первый реактивный стратегический бомбардировщик BOEING В-47 поступил в распоряжение командования ВВС США в конце 1951 года. Однако этот самолет с максимальной полезной нагрузкой около 10 т мог нести в своих отсеках не все типы бомб из ядерного арсенала США того времени и, таким образом, стал всего лишь дополнением к огромному поршневому бомбардировщику В-36. Именно это обстоятельство стало причиной разработки тяжелого бомбардировщика В-52, первые модификации которого имели вдвое большую, чем у В-47, взлетную массу, радиус действия около 5500 км и, что самое главное, могли нести водородную бомбу Мк.17 массой 21 т с тротиловым эквивалентом 20 мегатонн.

Появление в СССР зенитных управляемых ракет и сверхзвуковых перехватчиков поставило под сомнение возможность достижения целей в глубине территории СССР дозвуковыми бомбардировщиками. Поэтому в 1954 году ВВС США выдали фирме Convair заказ на постройку сверхзвуковых бомбардировщиков В-58. Действуя с европейских баз, эти самолеты должны были первыми вторгнуться в воздушное пространство СССР и нанести удар по ключевым объектам ПВО, открыв дорогу для тяжелых В-52. Однако командование стратегической авиации не слишком обольщалось и в отношении бомбардировщика В-58, поскольку этот самолет без дополнительной заправки топливом имел небольшую дальность полета (около 1500 км), да и частые аварии основательно подорвали его репутацию.

В конце 1954 года командующий стратегической авиацией ВВС США генерал Ле Мэй обратился в министерство обороны с просьбой рассмотреть вопрос о создании другого самолета для полноценной замены бомбардировщика В-58, обладающего дальностью полета без заправки топливом в воздухе не менее 11 000 км и скоростью, соответствующей числу М = 3*. Такой самолет, для эксплуатации которого были бы пригодны существующие аэродромы и наземное оборудование, планировалось иметь на вооружении ВВС США с 1965 по 1975 год.

По приказу Ле Мэя ВВС США выпустили документ COR № 38 — «Общие тактические требования к пилотируемому бомбардировщику межконтинентальной бомбардировочной системы оружия». Через некоторое время появился следующий документ, в котором проекту самолета давалось обозначение WS-110А — «Система Оружия 110А». Схема боевого применения такого бомбардировщика заключалась в приближении к цели на очень большой высоте со скоростью, соответствующей числу М = 2, с увеличением ее до М = 3 в районе цели. Далее следовала атака объекта управляемой ракетой класса «воздух — земля» с ядер-ной боеголовкой, после чего бомбардировщик должен был на максимальной скорости удалиться из района цели.

По предложению созданной в апреле 1955 года в Райтовском научно-исследовательском центре группы по изучению путей реализации этих требований начальник штаба ВВС США приказал начать разработку проекта WS-110А на конкурсной основе среди шести американских фирм. Главным условием победы в конкурсе было достижение максимально возможной высоты и скорости полета над целью. Поставки серийных самолетов командованию стратегической авиации намечалось начать в 1963 году.

Фирмы представили военно-воздушным силам свои предложения в октябре 1955 года. В следующем месяце фирмам Boeing и North American выдали заказы на проведение проектных исследований самолета. Следует напомнить, что в то время из-за значительного расхода топлива дальние полеты со сверхзвуковой скоростью лимитировались запасом горючего. Поэтому оба проекта предусматривали создание самолета WS-110А с огромными размерами и массой.

Так, фирма North American спроектировала 340-тонный самолет с крылом, состоящим из трапециевидного центроплана и пары консолей с обратной стреловидностью. В зоне их стыковки располагались топливные баки, вмещавшие по 86 т горючего и обеспечивавшие межконтинентальную дальность полета с большой дозвуковой скоростью. У цели консоли с баками сбрасывались, и самолет для броска к цели и последующего ухода разгонялся до скорости, соответствующей числу М = 2,3.

По поводу этого проекта генерал Ле Мэй с сарказмом заметил: «Это не самолет, а звено из трех самолетов». Ко всему, обеспечить эксплуатацию такого огромного бомбардировщика с использованием существующих аэродромов и наземного оборудования было невозможно. Оба представленных проекта отклонили, а вскоре после этого программу разработки системы оружия WS-110А ограничили только исследованиями возможности создания такого самолета.

В 1957 году Boeing и North American представили новые предложения по проекту WS-110А. Независимо друг от друга они пришли к выводу, что при использовании высококалорийного синтетического топлива можно достичь сверхзвуковой крейсерской скорости полета, не прибегая к экзотическим компоновкам. Кроме этого, развитие теории полета позволило существенно повысить аэродинамическое качество тяжелой машины, что снижало количество топлива, необходимое для достижения межконтинентальной дальности полета на высокой скорости.

В исследованиях особо преуспела фирма North American, решившая использовать в своем проекте новый принцип увеличения подъемной силы, разработанный NASA. Она провела цикл продувок в аэродинамической трубе, в результате которых было установлено, что аэродинамическое качество существенно повышается благодаря дополнительной подъемной силе, создаваемой скачком уплотнения. На основе этого принципа, весьма похожего на эффект глиссирования быстроходного катера на редане, можно создать самолет, соответствующий требованиям ВВС, независимо от типа применяемого топлива.

В конце лета 1957 года ВВС США, заинтересовавшись этими результатами, продлили программу проектных исследований с тем, чтобы фирмы представили проекты с описанием основных систем. После оценки работ специалистами ВВС в декабре 1957 года предпочтение было отдано проекту бомбардировщика ХВ-70 VALKYRIE («Валькирия») фирмы North American, с которой заключили контракт на строительство 62 самолетов: 12 опытных и предсерийных и 50 — непосредственно для ВВС. Параллельно заключили с фирмой General Electric контракт на создание двигателя J93, способного работать как на обычном, так и на синтетическом топливе. Вся программа оценивалась в 3,3 млрд. долларов.

Часть необходимых научных исследований планировалось провести в рамках программы испытаний дальнего перехватчика F-108 «Рапира» с теми же двигателями J93, который мог развивать скорость до 3200 км/ч и вооружался тремя управляемыми ракетами с ядерными боеголовками. Радиус действия F-108 свыше 1600 км, а перегоночная дальность полета самолета доходила до 4000 км. «Рапиры» должны были прикрывать стратегические объекты от советских бомбардировщиков, похожих на «Валькирию», появление которых на вооружении СССР не заставило бы себя долго ждать в случае принятия В-70 на вооружение.

ХВ-70 в полете. Хорошо видны отогнутые концы крыла

ВВС США настаивали на ускорении программы разработки самолета В-70 с тем, чтобы первый его полет состоялся в 1961 году (на 18 месяцев раньше намеченного срока) и первое крыло из 12 самолетов можно было бы сформировать к августу 1964 года. Первый этап программы — разработку, постройку и утверждение макета самолета — намечалось завершить к марту 1959 года.

В марте и апреле 1959 года специалисты ВВС проводили инспектирование проекта и строящегося макета самолета. Было предложено внести 761 изменение в проект и 35 изменений в макет. В то время программа разработки самолета В-70 относилась к числу первоочередных. Однако это продолжалось недолго.

Первая неудача в выполнении программы была связана с высококалорийным горючим для двигателей J93 на основе соединений, содержащих бор и водород, — так называемым бороводородным топливом. Оно, безусловно, имело большую калорийность по сравнению с керосином, однако использование его делало выхлопные газы двигателей ядовитыми, заставляя весь наземный персонал работать в состоянии перманентной химической войны. Кроме того, стоимость бороводородного топлива была очень высока, а по расчетам при его сжигании в двигателях J93 дальность полета увеличивалась всего лишь на 10 процентов. Такой прирост посчитали недостаточным для оправдания затрат на разработку и производство нового горючего. Даже несмотря на то, что строительство предприятия для его выпуска было практически закончено, программу разработки бороводородного топлива прекратили, а завод стоимостью 45 млн. долларов так и не был пущен.

Месяцем позже прекратили и разработку сверхзвукового истребителя-перехватчика North American F-108, с двигателями, работающими на бороводородном топливе.

В декабре 1959 года программу разработки В-70 сократили. Новые планы предусматривали постройку всего лишь одного бомбардировщика ХВ-70 без прицельно-навигационной и других боевых систем. Первый полет самолета намечался на 1962 год, а летные испытания продлевались до 1966 года.

Летом 1960 года в Москве на воздушном параде в Тушино был продемонстрирован бомбардировщик М-50 конструкции В.М.Мясищева. Грозный боевой вид новой машины шокировал иностранные военные делегации. Не зная его истинных летных характеристик, американцы немедленно возобновили программу разработки «Валькирии» в прежнем объеме. Но в апреле 1961 года новый министр обороны Роберт Макнамара, большой сторонник ракет, хладнокровно сократил ее до постройки трех опытных бомбардировщиков. На этот раз «Валькирия» выжила только благодаря тому, что ее можно было использовать в качестве носителя ракет Skybolt, которые разрабатывала фирма Douglas.

В январе 1962 года в ответ на очередную угрозу закрытия программа WS-110-А опять подверглась изменениям, и самолет получил обозначение RS-70 — стратегический разведчик-бомбардировщик. Пересмотренная программа предусматривала постройку и испытания трех опытных самолетов. Первые два — исключительно исследовательские — имели обозначение ХВ-70А, а третий (ХВ-70В) с экипажем из четырех человек(два летчика, оператор систем РЭБ и штурман) предназначался для испытания боевых систем.

В марте 1964 года программу вновь сократили, намечалось провести летные испытания только двух опытных ХВ-70А. ВВС США стали изыскивать все возможные и невозможные средства, чтобы вернуть В-70 к жизни как боевой самолет, заявляя, что он может применяться в качестве сверхзвукового транспортного самолета, сохраняемой стартовой ступени боевых космических аппаратов, таких, как «Динозавр», и платформы для запуска баллистических ракет. Даже высказывалось предположение, что он может выполнять функции космического перехватчика, и у ВВС были на то основания. Эксперименты по перехвату спутников начались еще в конце 50-х годов и шли весьма успешно. Например, 13 октября 1959 года с бомбардировщика В-47 запустили ракету WS-199В, которая пролетела в шести километрах от «мишени» — спутника, находившегося в 230 км от поверхности земли. Если бы на ракете имелась ядерная боеголовка, то спутник погиб бы от электромагнитного импульса.

Несмотря на перебои с финансированием и непрекращающиеся дебаты в конгрессе, не обещавшие судьбе самолета ничего хорошего, фирма North American все же строила опытный образец «Валькирии».

ХВ-70 имел аэродинамическую схему «утка», треугольное крыло и трапециевидное переднее горизонтальное оперение. Максимальная взлетная масса самолета оказалась на 11 процентов больше, чем у В-52, а длина с учетом размеров приемника воздушного давления — на 3,3 м больше. Концы треугольного крыла в крейсерском полете отклонялись вниз для повышения путевой устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки при скорости полета, соответствующей числу М = 3. Для управления машиной по крену и тангажу использовались элевоны. Кабина летчиков находилась на высоте 6 м над землей. В большом бомбоотсеке длиной почти 9 м, расположенном между каналами воздухозаборника, можно было разместить ядерные бомбы любого типа. Бомбоотсек закрывался большой плоской сдвижной панелью, которая при открывании съезжала назад.

Первые опытные самолеты ХВ-70А рассчитывались на экипаж из двух человек. Благодаря мощной системе кондиционирования и герметизации члены экипажа надевали лишь легкий летный костюм и шлем с кислородной маской. Это обеспечивало свободу движений и относительный комфорт, чего не было на других высотных и скоростных самолетах. Например, экипаж скоростного F-12 (SR-71) вынужден был летать в скафандрах от космического корабля «Джемини», а летчики высотного U-2 — в специальных костюмах и гермошлемах.

На самолет ХВ-70А установили шесть ТРД J93-GE-3 фирмы General Electric, развивающими с включенной форсажной камерой тягу порядка 14 060 кг каждый. Положительное статическое давление за скачком уплотнения, образующееся у передней кромки клина воздухозаборника, воздействовало на нижнюю поверхность фюзеляжа и крыла и создавало дополнительную подъемную силу. Это позволяло самолету совершать крейсерский полет с малым углом атаки и, следовательно, минимальным лобовым сопротивлением. Воздухозаборник разделялся на два канала прямоугольного сечения клином, имеющим высоту у входа 2,1 м. Длина каждого канала, подающего воздух к трем двигателям, около 24 м. Воздухозаборник регулируемый.

Скачки уплотнения, возникающие на обычном фонаре кабины, резко увеличивают лобовое сопротивление, что недопустимо в полете со скоростью, соответствующей числу М = 3. В то же время при заходе на посадку необходимо обеспечить летчику хороший обзор. Фирма North American выбрала сравнительно простой метод удовлетворения обоих требований: поверхность носка фюзеляжа перед лобовым стеклом и сами лобовые стекла сделаны подвижными. В полете с малой скоростью они опускались, обеспечивая обзор впереди, а в сверхзвуковом полете поднимались, образуя плав

ный переход носовой части в обводы фюзеляжа. Впоследствии примерно таким же путем решили эту проблему конструкторы пассажирских самолетов Concord и Ту-144, а также опытного бомбардировщика П.О.Сухого Т4 (изд.«100»).

Конструкция ХВ-70 из стали и титана рассчитывалась на длительный полет со скоростью более 3000 км/ч при температуре обшивки до 330 °С.

Еще более важным моментом в истории создания «Валькирии», чем применение новых материалов, являлся переход от клепки и ручной сборки к пайке и сварке конструкции самолета, что сравнимо с такой же революцией в судостроении, где отдельно собираемые отсеки и сварка заменили бесконечное число заклепок. В заводском корпусе, где велась сборка ХВ-70, можно было слышать лишь шипение десятков сварочных агрегатов, заменивших традиционные пневмомолотки и пневмодрели, и шуршание фрезерных головок, зачищающих сварные швы. В некоторых местах конструкции, где без клепки обойтись был нельзя, для экономии веса использовали трубчатые заклепки.

Проблем в конструировании ХВ-70 оказалось настолько много, что North American не могла в одиночку справиться с ними, и часть работ передали другим компаниям, число которых превысило 2000. Самый крупный узел — крыло — изготавливала фирма Boeing.

Когда его изготовили и доставили в сборочный цех, оказалось, что оно не стыкуется с фюзеляжем. С огромными трудностями его удалось приварить вручную. При этом длина непрерывного соединительного сварочного шва достигла 24 м. Отдельно соединялись верхняя и нижняя обшивки крыла. Лонжероны крыла со шпангоутами фюзеляжа сварщики стыковали лежа на крыле через щель в обшивке, которую впоследствии закрыли накладкой.

Во время проектирования самолета очень широко применялись компьютеры. Особенно на фирме Boeing, которая только за счет этого смогла успеть в срок со своим некондиционным крылом.

Первый ХВ-70А построили с опозданием на полтора года. Только 11 мая 1964 года самолет торжественно выкатили из сборочного цеха. На церемонии, посвященной этому событию, директор программы производства ХВ-70 генерал Фрэд Дж.Скалли представил опытный образец бомбардировщика представителям прессы.

Первый полет наметили на август 1964 года. Фирма хотела за три месяца проверить все системы уникальной машины. На самом деле ей понадобилось для этого почти пять месяцев. У другого опытного самолета ХВ-70А в это время были собраны почти полностью фюзеляж и центроплан крыла. В носовую часть фюзеляжа устанавливали бортовые системы. Облет второй машины намечался на конец 1964 года. Основным отличием этого опытного образца было небольшое поперечное V крыла (всего 5°). Углы отклонения консолей крыла увеличили на 5°.

Во время последнего этапа наземных испытаний была окончательно отработана ответственная процедура заправки самолета топливом. В среднем заправка «Валькирии» длилась полтора часа. Сначала топливо перекачивалось из одного заправщика во второй, пустой, в который тем временем подавался сухой азот под высоким давлением; азот продувался через топливо в заправочной горловине и вытеснял кислород. Таким образом, топливо поступало в баки настолько инертным (взрывобезопасным), насколько этого можно достигнуть в полевых условиях. Дело в том, что горючее использовалось в качестве охладителя некоторых систем самолета и его рабочая температура в полете достигала 1000 °С. Если содержимое кислорода в топливе превысило бы норму, то оно начало бы окисляться и вспыхнуло. Таким образом, если «Валькирию» заправлять традиционным путем, то самолет мог просто взорваться в воздухе.

Для летных испытаний ХВ-70 фирма подготовила два экипажа. Во главе каждого стоял опытный летчик-испытатель фирмы, а вторым пилотом был представитель ВВС. Основной экипаж возглавлял пилот Элл Уайт, второй пилот — капитан Джон Коптон. Дублерами были Джон Шеби и подполковник Фитью Фултон. Полеты планировали проводить над малонаселенными районами, простирающимися от базы ВВС Эдвардс к штату Юта.

Экспериментальный сверхзвуковой бомбардировщик ХВ-70 «Валькирия»:

1 — приемник воздушного давления (ПВД); 2 — убирающаяся рампа; 3 — внешние подвижные лобовые стекла; 4 — штыревые антенны УКВ радиостанции; 5 — створки канатов перепуска воздуха из системы кондиционирования; 6 — съемные эксплуатационные люки; 7 — откидные эксплуатационные люки; 8 — киль; 9 — руль направления; 10 — ось руля направления: 11 —регулируемые сопла двигателей; 12 — ниша уборки тележки основной стойки шасси; 13 — створки ниш основных стоек шасси; 14 — колесо автомата растормаживания; 15 — термостойкий пневматик колеса основной стойки: 16 — основная стойка шасси; 17 — щитки основных стоек; 18 — щель сброса пограничного слоя; 19 — противопомпажные створки; 20 — створка ниши тележки передней стойки шасси; 21 — цилиндр уборки и выпуска передней стойки; 22 — колесо передней стойки; 23 — передняя стойка шасси; 24 — щиток передней стойки; 25 — регулируемый клин возду хозаборника, перфорированный для отсоса пограничного слоя; 26 — дополнительные ПВД; 27 — радионрозрач-ный обтекатель РЛС; 28 — полка лонжерона; 29 — гофрированная стенка лонжерона; 30 — сварные швы; 31 — аварийные люки пшютов; 32 — аварийные люки операторов вооружения; 33 — входная дверь; 34 — рампа и внешнее остекление в убранном положении (режим взлета и посадки); 35 — регулируемое горизонтальное оперение (стабилизатор); 36 — рули высоты (посадочные щитки); 37 — створки забора вторичного воздуха охлаждения двигателей; 38 — тормозной щиток — люк отсека тормозных парашютов; 39 — люки доступа к узлам крепления двигателей; 40 — секции элеронов; 41 — шарниры поворота законцовок крыла; 42 — обтекатель шарнира крыла — точка образования вихря обтекания крыла; 43 — отклоняющаяся законцовка крыла; 44 — тормозные парашюты; 45 — тележки основных стоек шасси в убранном положении; 46 — тележка передней стойки шасси в убранном положении; 47 — носок руля направления слоистой конструкции с сотовым заполнителем; 48 узел соединения панелей; 49 — крепежные детали; 50 — лонжерон руля направления; 51 —хвостовой обтекатель ракеты (при подвеске в бомбоотсек не устанавливался); 52 — ролики створок отсека вооружения; 53 аппаратура управления двухпозиционной рампой и остеклением; 54 — приборная доска; 55 — внутренняя панель лобового стекла; 56 — спасательная капсула; 57 — парашют; 58 — блоки электронного оборудования: 59 — баки с жидким аммиаком и водой; 60 — электронное оборудование системы управления, самописцы регистрации перегрузок от порывов ветра: 61 — система кондиционирования возду ха в кабине; 62,63,66,69,72 — топливные баки; 64,65,67,71,83 — лонжероны крыла; 68 — пилон подвески ракеты; 70 — блоки управления оружием; 73 — силовая балка; 74 — укладка тормозных парашютов; 75 — шпангоуты; 76 — двигатель YJ93; 77 — коробка приводов двигателя; 78 — канал воздухозаборника; 79 — управляемая ракета XGAM-87A Skybolt; 80 — отсек вооружения; 81 — система регистрации данных, цифровой и аналоговый вычислители; 82 — ниша тележки передней стойки шасси; 84 — пилотская кабина; 85 — оборудование оператора вооружения; 86 — кабина оператора вооружения (на опытных самолетах использовалась для размещения электронного оборудования); 87 — тяги системы вооружения; 88 — блоки РЛС; 89 — антенна РЛС; 90 — шарниры руля направления; 91 — тандемные приводы рулей направления; 92 — связующие тяги: 93 — пружинные загрузочные механизмы системы управления; 94 — пружинная тяга; 95 — шарниры узлов навески элевонов; 96 титановая накладка; 97 — привод элевонов; 98 — панель обшивки крыла сотовой конструкции; 99 — крепление привода элевона; 100 — гидроцилиндр отклонения руля высоты (посадочных щитков); 101 — гидроцилиндр поворота горизонтального оперения; 102 — сдвижные панели бомбоотсека; 103 — обтекатель ниши передней стойки шасси; 104 — отклоняемая законцовка крыла; 105 — шарнир поворота законцовки крыла; 106 — фитинг привода законцовки; 107 — концевая нервюра крыла; 108 — штурвал управления в рабочем положении; 109 — двухстворчатые двери-шторы спасательной капсулы; 110 — ручка системы катапультирования; 111 — штурвал управления при катапультировании

В 8 часов 38 минут 21 сентября 1964 года самолет, управляемый Уайтом и Коптоном, вырулил на старт, и Уайт запросил разрешения на взлет. ХВ-70 должен был совершить перелет на базу Эдвардс. Во время разбега его сопровождали два вертолета спасательной службы, а в полете двухместный Т-38.

Еще с одного Т-38 кинооператор снимал на пленку все происходящее с «Валькирией» в воздухе.

Носовое колесо «Валькирии» оторвалось от земли на скорости 280 км/ч — и машина начала набирать высоту. Однако убрать шасси не удалось: передняя стойка вошла нормально, а основные только наполовину. Пришлось выпустить шасси и вернуться на аэродром. Через некоторое время отказала система топливной автоматики одного из шести двигателей. Но на этом воздушные приключения ХВ-70 не закончились. Самая большая неприятность ожидала экипаж во время касания земли. Тормозные диски левой стойки шасси заклинило, и от трения загорелись пневматики колес. На всем протяжении двухкилометрового пробега за машиной тянулись клубы черного дыма от горящей резины. После остановки самолета пожар потушили и машину отбуксировали в ангар. Первый полет продлился 60 минут.

На устранение дефектов ушло две недели. Во втором полете в группу сопровождения включили сверхзвуковой В-58. Стойки шасси убрались без замечаний, но сюрприз преподнесла гидравлическая система управления. Небольшая трещина в трубке при рабочем давлении жидкости в 280 кг/см2 привела к снижению давления в системе и переключению на резервный канал. Несмотря на это, самолет добрался до базы Эдвардс и приземлился на одной из посадочных полос.

12 октября 1964 года в третьем испытательном полете продолжительностью 105 минут первый опытный образец «Валькирии» достиг высоты 10 700 м и впервые преодолел звуковой барьер, разогнавшись до скорости, соответствующей числу М = 1,1. С самолетов сопровождения заметили, как в момент перехода звукового барьера с некоторых частей самолета от вибрации слетела краска и ХВ-70 после посадки имел весьма потрепанный вид.

В четвертом полете, состоявшемся 24 октября 1964 года, на высоте 13 000 метров первый раз включили систему управления законцовками крыла и вывели на форсажный режим все шесть двигателей. Летчики были довольны пилотажными качествами уникального самолета — «Валькирия» легко управлялась и вела себя устойчиво.

Облет второго опытного образца состоялся 17 июля 1965 года. Немногим позже, 14 октября, на высоте 21 335 метров ХВ-70 достиг скорости, соответствующей числу М = 3. Продолжительность полета на этой скорости должна была быть по программе 5—6 минут, однако уже через две минуты летчики услышали сильный шум и выключили форсаж. Причина шума выяснилась только после посадки. Оказалось, что секция обшивки размером 0,9×0,3 м носка левой консоли крыла, рядом с воздухозаборником внешнего двигателя, была сорвана в полете. По счастливой случайности этот кусок обшивки не попал в двигатели. Осмотр самолета после полета показал, что изогнутая панель обшивки отошла в месте сварного шва и сорвалась, не повредив сотового заполнителя. Ремонт машины занял один день, и испытания продолжились.

8 июня 1966 года полеты ХВ-70 неожиданно прервались — потерпел катастрофу второй опытный образец. В этот день планировалось заснять его полет в сопровождении нескольких истребителей на кинопленку для рекламного фильма. В 8 часов 27 минут утра свои места в кабине заняли Э.Уайт и майор К.Кросс. В воздухе к бомбардировщику должны были присоединиться два самолета Т-38 и истребители F-4 (от ВМС) и F-104 (от ВВС). F-104 пилотировал опытный летчик-испытатель фирмы North American Джон Уокер, который только что закончил полеты на гиперзвуковом Х-15 и должен был перейти на ХВ-70.

Через час, когда самолеты, пробив облачность, выстроились для съемки, F-104, летящий справа от 70-го, задел своим крылом опущенную законцовку крыла «Валькирии», перевернулся через фюзеляж бомбардировщика, отбив ему при этом оба киля, ударился о левый элевон и взорвался. Несколько секунд «Валькирия» продолжала прямолинейный полет, как бы переваривая произошедшее, затем перевернулась через крыло, вошла в штопор и упала. Спастись удалось только Эллу Уайту, который успел катапультировать свою капсулу перед самым падением. Его лежащий на земле парашют заметили со спасательного вертолета в нескольких километрах от обломков ХВ-70. Приземление капсулы с полураскрытым парашютом произошло очень грубо, Уайт получил серьезные травмы и три дня не приходил в сознание. От самого бомбардировщика мало что осталось, носовую часть, в которой оставался Кросс, разорвало на несколько частей. Вероятно, машина взорвалась еще в воздухе. Элл Уайт поправился, но уже больше никогда не летал.

После этого трагического случая полеты оставшегося первого самолета продолжались еще два года. В общей сложности он выполнил 83 полета. В 1968 году работы над В-70 были прекращены. 4 февраля 1969 года «Валькирия» взлетела последний раз. Машиной управляли Фиты Фултон от North American и Те, Стенфолд от ВВС. ХВ-70 приземлился на авиабазе Райт-Паттерсон и стал экспонатом музея ВВС. Во время передачи самолета представителям музея один из пилотов сказал, что он «…согласен на все, чтобы «Валькирия» продолжала летать, но не согласен платить за полеты». А ХВ-70 попал в Книгу Гиннесса об авиации как самый большой в мире исследовательский самолет.

Сухая масса самолета ХВ-70 составляла 68 т. Конструкция носовой части фюзеляжа длиной около 18 м представляла собой обшивку с подкрепляющими элементами. Для ее изготовления использовались детали общей массой 5440 кг из трех марок титановых сплавов; в частности, для обшивки применялись листы из титанового сплава толщиной от 0,75 до 1,78 мм. Такой выбор материалов обусловлен тем, что температура обшивки в полете могла достигать 220—260 °С.

Экипаж боевого самолета В-70 должен был состоять из четырех человек, размещающихся попарно друг за другом в передней части кабины. Кабина разделена герметически закрывающейся перегородкой на два отсека. Вдоль оси кабины посередине имелся проход, ведущий в отсек электронной аппаратуры. Для теплоизоляции кабины использовалось стекловолокно.

В обычном полете система кондиционирования воздуха поддерживала в кабине экипажа и в каждом из отсеков температуру 21 — 27 °С и давление, соответствующее давлению на высоте 2400 м. Температура стенок кабины не превышала 24 °С за счет прогона воздуха через пористую изоляцию между стенками и обшивкой фюзеляжа. Система кондиционирования имела очень большое значение, так как ее отказ в полете на высоте 20 000 м привел бы к гибели экипажа. В случае декомпрессии в фюзеляже открывались две створки, обеспечивающие наддув кабины набегающим потоком.

Оборудование кабины состояло из обычных приборов, кроме указателей с ленточными шкалами топливомерной системы и системы контроля двигателей. Рампа в носовой части фюзеляжа и лобовое остекление были подвижными. Рампа с плоской поверхностью одним концом крепилась к нижней кромке панели лобового стекла, а другим — к верхней поверхности носка фюзеляжа. Панель лобового стекла также шарнирно крепилась вблизи вертикальной разделительной перегородки. Остекление кабины экипажа имело общую площадь 9,3 м². Все прозрачные панели, самая большая из которых — длиной более 1,8 м, изготавливались из термостойкого и закаленного стекла.

Кабина экипажа и отсеки электронного оборудования — единственное место конструкции, где использованы заклепки и болты. Уплотнение входной двери экипажа — двухполостной шланг из силиконовой резины. В случае нарушения герметичности одной полости работала другая.

В конструкции отсека двигателей применялся никелевый сплав. Приводы и другие механизмы от тепла, выделяемого двигателями (при температуре выше 538 °С), защищал войлок из двуокиси кремния. Наружная обшивка двигательного отсека изготавливалась из титана.

Топливная система состояла из 11 баков. Топливо служило и основным охлаждающим агентом гидравлической системы. Шесть емкостей размещались в крыле, а пять — в хвосте фюзеляжа. Бак № 3 в фюзеляже выбран в качестве расходного для подачи топлива ко всем двигателям, которые в крейсерском полете потребляли 356 кг/мин. В каждом баке имелось по два насоса, управляемых двумя топливомерными клапанами в расходном баке; порядок расходования топлива определялся требованиями балансировки самолета. Бак № 5, представляющий собой U-образный контейнер, на первом самолете ХВ-70 был отключен. Несмотря на все ухищрения, его так и не смогли загерметизировать. И тогда было решено, что задержка, вызванная устранением течи, не оправдана, так как испытательных полетов продолжительностью более двух часов не будет и заполнять топливом эту емкость не потребуется.

Створки бомбоотсека и отсека тормозного парашюта герметизировались прорезиненными уплотнениями, покрытыми слоем тефлона. Максимальная рабочая температура такого уплотнения более 260 °С. Отсек тормозного парашюга принудительно охлаждался до 120 °С.

Регулируемый воздухозаборник прямоугольного сечения имел в верхней стенке щели для отвода пограничного слоя. Длина канала воздухозаборника около 24 м. высота у входа в двигатели около 2,1 м. Максимальная температура воздуха у входа в двигатель достигала 330 °С. В кабине летчика находился трехпозиционный переключатель, позволяющий вручную регулировать поток воздуха в воздухозаборнике.

Концевые части треугольного крыла в полете отклонялись вниз для обеспечения путевой устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки. Скорость отклонения концов крыла небольшая и они могли устанавливаться в промежуточное положение под углом 25° (на втором опытном образце 30°), при котором, как полагали, характеристики управляемости в полете с малой скоростью лучше, чем при полностью отклоненных концах крыла на 65° (70°). Каждая концевая консоль имела шесть силовых шарниров.

Цельноповоротное горизонтальное оперение располагалось в носовой части фюзеляжа, максимальный угол его отклонения составлял 6°. Хвостовые части оперения — рули высоты — служили посадочными щитками и могли независимо отклоняться вниз на 25°.

При заходе на посадку летчик отклонял эти щитки, при этом самолет задирал нос из-за увеличения подъемной силы на оперении.

Самолет балансировался отклонением колонки управления вперед при соответствующем отклонении вниз элевонов, которые в таком случае служили закрылками. Каждый из элевонов состоял из шести секций, что обеспечивало более равномерное распределение нагрузки на гидравлические приводы. При опущенных концах крыла две внешние секции элевонов с каждой стороны отключались. Каждая секция оборудовалась двумя приводами. Угол отклонения элевонов плюс 30°.

На первом опытном образце у треугольного крыла самолета отсутствовал угол поперечного V и оно было практически плоским.

Концы крыла срезаны по потоку. В носовой части крыла у корня имелась некоторая кривизна, а у концевых частей крыла от середины размаха — незначительная постоянная крутка.

Хвостовое оперение двухкилевое. Оси шарниров рулей направления наклонены вперед. Рули направления малоэффективны до скорости 165 км/ч и потому до этой скорости угол отклонения их достигал 12°, при большей скорости — всего 3°. Горизонтальное оперение и кили имели внутреннюю конструкцию из титановых гофрированных панелей и обшивку из стали. Температура нагрева обшивки горизонтального оперения 290 «С, а вертикального — более 330 “С. В крейсерском полете со скоростью, соответствующей числу М = 3, носки крыла и оперения нагревались до температуры 315 °С, а плоские поверхности до 220 °С.

Шасси самолета трехстоечное. Передняя стойка — двухколесная, основные — четырехколесные. Все стойки шасси убирались назад, на основных стойках перед уборкой тележка поворачивалась и прижималась к стойке. При разогреве пневматиков колес до 230 °С избыток давления в бескамерных шинах сбрасывался специальным клапаном, что предотвращало их разрыв. На каждой тележке имелось небольшое пятое колесо автомата растормаживания, предотвращающее движение юзом и занос самолета на скользкой поверхности. Шины диаметром 1060 мм изготавливались из специальной резины и покрывались серебристой краской для отражения теплового излучения. Перед полетами на больших скоростях пневматики подкрашивали свежей краской. Стойки шасси убирались в ниши, охлаждаемые до 120 °С спиртовым раствором, который циркулировал по трубкам, припаянным к стенкам ниш.

Электронное оборудование включало стандартные связные и навигационные приборы, требующиеся для проведения летных испытаний. Антенны УКВ радостанции — ножевого типа из нержавеющей стали. Боевая система «Валькирии», известная под шифром АN/А5Q-43, разрабатывалась на фирме Motorola. После отказа от постройки ХВ-70В ее разработка была прекращена.

На самолете применялась электросистема переменного тока напряжением 115— 200 В и частотой 400 Гц. Имелся аварийный генератор с приводом от гидронасоса. Система управления гидравлическая, четырехканальная, с тросовой проводкой и автоматами натяжения. Общая длина трубопроводов системы более 1600 м.

Силовая установка самолета ХВ-70А состояла из шести ТРД YJ93-GE-3 фирмы General Electric. Статическая тяга двигателя на уровне моря 14 060 кг, из которых приблизительно 34 процента создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги — непрерывное. Длина двигателя 5920 мм, высота 1333 мм, диаметр входного устройства 1067 мм. Компрессор одновальный с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпусы компрессора и двухступенчатой турбины разъемные для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины с воздушным охлаждением. Форсажная камера с регулируемым соплом. Фирма North American заявляла, что самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета при этом уменьшалась только на семь процентов.

Все двигатели взаимозаменяемые. Они запускались с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался пороховым стартером и затем использовался для привода гидравлической системы, запускающей остальные двигатели. Использование такой гидросистемы позволило уменьшить массу самолета на 172 кг.

На боевые бомбардировщики должны были подвешивать ракету XGAM-87A (WS-138A) Skybolt Ее разработка началась в 1959 году на фирме Douglas. Skybolt представляла собой сравнительно небольшую двухступенчатую гиперзвуковую ракету, рассчитанную на дальность полета 1600 км. Она запускалась на кабрировании под углом около 45». Двигатели обеих ступеней работали на твердом топливе, температура которого поддерживалась на постоянном уровне электрообогрева-тельной системой от бортовой сети носителя вплоть до запуска. Устойчивость ракеты в начале полета обеспечивалась восемью треугольными стабилизаторами, четыре из которых имели меньшую хорду и применялись, очевидно, для аэродинамического управления в начале траектории перед набором высоты и для разворота ракеты относительно продольной оси на 180°. Последнее нужно для того, чтобы астрокорректор захватывал нужную звезду своим телескопом и уточнял местоположение ракеты. Окно телескопа находилось на расстоянии около 4 м от баллистического наконечника боеголовки.

Испытания ракеты начались в январе 1961 года. Все пять экспериментальных пусков оказались неудачными. Видя, что доводка ракеты потребует больших финансовых затрат, министерство обороны прекратило разработку ракеты.

Летно-технические характеристики XB-70A

Размах крыла, м………………………………………………………………………………………………….32,00

Длина, м…………………………………………………………………………………………………………….57,61

Длина самолета с ПВД, м……………………………………………………………………………………..59,7

Высота, м …………………………………………………………………………………………………………….9,14

Стреловидность крыла по передней кромке………………………………………………………….65°5′

Площадь крыла, м2……………………………………………………………………………………………. 585,02

Масса пустого самолета, кг…………………………………………………………………………….108 000

Нормальная взлетная масса, кг………………………………………………………………………..244 200

Объем топливных баков, л……………………………………………………………………………….178 000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2………………………………………………………………………….417

Тяговооруженность……………………………………………………………………………………………….0,4

Максимальная скорость полета на высоте 21 335 м, км/ч……………………………………..3218

Максимальное число М………………………………………………………………………………………..3,03

Взлетная скорость, км/ч…………………………………………………………………………………………310

Практический потолок, м………………………………………………………………………………….23 125

Максимальная дальность полета, км…………………………………………………………………….. 9600

Длина разбега, м…………………………………………………………………………………………………. 1800

Длина пробега с тормозным парашютом, м…………………………………………………………. 2000

Н. ОКОЛЕЛОВ, А. ЧЕЧИН, г. Харьков