Бомбардировщики. Том I

Во время испытаний встретилась проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток «отодрал» от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02x0,91 м и 0,20x0,97 м) вздувшиеся участки листов.

Значительная часть остальной конструкции, не образующей топливных баков-отсеков, выполнена из высокопрочных титановых сплавов. Из них изготовлены носовая секция фюзеляжа типа монокок длиной 18,6 м, переднее оперение, хвостовая часть фюзеляжа в зоне отсеков двигателей, лонжероны килей и часть внутренней конструкции поверхностей управления и крыла. Всего в конструкции В-70 используется около 5400 кг титана. Из стали НИ выполнены многие важные элементы конструкции, в том числе шасси и механизмы складывания крыла, главные лонжероны передней части фюзеляжа и центроплана над отсеками двигателей. Этот материал настолько прочен, что до В-70 он применялся, главным образом, для изготовления инструментов, а в самолетной конструкции использовался в небольшом количестве только на бомбардировщике A-3J. Всего в конструкции В-70 используется около 10400 кг стали НИ.

Крыло В-70 имеет удлинение 1,75, средняя аэродинамическая хорда 23,94 м. Длина хорды у корня 35,89 м, на концах 0,67 м, относительная толщина 2% на участке по размаху до 4,72 м и 2,5% на участке от 11,68 до 16,0 м. Угол поперечного V нулевой на самолете N1, положительный +5° на самолете N2.

«Валькирия» в крейсерской конфигурации (М=3) с отклоненными законцовками крыла

Носок крыла в корневой части имеет небольшую кривизну, на участке между фюзеляжем и шарнирами поворота концевых частей используется коническая крутка. Управление тангажом и креном осуществляется с помощью зависающих элевонов (по шесть секций на консоли крыла) общей площадью 36,74 м 2 , отклоняющихся на угол до 25° вниз и до 15° вверх, управление рысканием – с помощью рулей направления общей площадью 35,52 м 2 . Рули направления занимают большую часть килей (поэтому кили ХВ-70 иногда называются поворотными) и имеют наклонные оси шарниров поворота, предельные углы их отклонения составляют ±12° при выпущенном шасси и ±3° при убранном шасси.

Концевые части крыла (2x48,39 м 2 ) отклоняются вниз. При разработке самолета намечалось, что они будут фиксироваться в трех положениях: 0° при дозвуковой скорости, 25° (на самолете N1) и 30° (N2) при околозвуковых скоростях, 65° (N1) и 70° (N2) при сверхзвуковых скоростях. В реальных полетах отклонение концов крыла в среднее положение практиковалось раньше – на скорости 500 км/ч, почти сразу после уборки шасси. Это связано с тем, что неблагоприятный разворачивающий момент рыскания при отклонении элевонов по крену оказался значительно большим, чем предполагалось. В результате, например, попытки летчиков в условиях скольжения выправить крен действием одних элевонов приводили к еще большему кренению самолета и развитию скольжения. Для координации движения самолета требовалось противоположное отклонение рулей направления, а также повышение боковой устойчивости самолета, что и достигалось ранним отклонением концов крыла. При этом дополнительно уменьшался и разворачивающий момент (правда, с уменьшением управляющего момента крена), поскольку из работы выключались по две секции элевонов, расположенные на концевых частях крыла.

Фюзеляж типа полумонокок выполнен в соответствии с правилом площадей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускается. Кабина экипажа, состоящего из двух человек, герметическая. На бомбардировщике численность экипажа предполагалось довести до четырех человек за счет включения в него помимо двух летчиков также штурмана- бомбардира и оператора оборонительной системы. В кабине поддерживается давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м, что позволяет экипажу обходиться без высотных скафандров. Установлены катапультируемые кресла с двумя створками, образующими при закрытии индивидуальные герметические спасательные капсулы с автономной системой наддува и кислородной системой. Капсулы обеспечивают аварийное покидание самолета на высотах от уровня моря до 24000 м. Входная дверь расположена с левого борта впереди переднего оперения.

На этом снимке ХВ-70А, поставленного в ангар для регламентных работ, хорошо видна кабина с фюзеляжной опускающейся панелью перед лобовым стеклом (на снимке панель в поднятом положении)

Второй самолет ХВ-70А на пробеге с выпущенными тормозными парашютами