никогда не превышала 142 т.
В «ядерный» период истории самолета, до 1991 г., типовая боевая нагрузка «В-One» состояла из восьми бомб В-61 и восьми ракет SRAM, а топлива заливали обычно не 88 т, а 34 т, что ограничивало дальность полета на малой высоте с выполнением боевого маневрирования до 1300 миль (примерно 2400 км), соответственно радиус действия составлял 700 миль (1125 км). Если же учесть, что самолет официально предназначался для прорыва сильной ПВО на малых высотах с обходом естественных препятствий не только по высоте, но и по горизонту, то радиус действия был еще меньше: американские эксперты «без погон» называли цифру всего в 500 миль (800 км). Официально же дальность полета В-1В указывалась в 12 000 км, а радиус действия 5950 км из расчета полета по ортодромии на крейсерской скорости и средней высоте. При выполнении прорыва ПВО самолету предстояло, как минимум, 500 км пройти на малой высоте с высокой дозвуковой скоростью, кроме того, полет в глубине территории противника также желательно было выполнять пониже и побыстрее, используя для маскировки рельеф местности – речные и горные долины, то есть маршрут к цели и обратно прокладывался отнюдь не по дуге Большого круга.
Вопрос о реальной максимальной скорости полета также дискуссионен, так как напрямую связан с дальностью полета.
В-1В реально у земли способен разогнаться до 965 км/ч, более того, некоторые экипажи в тренировочных полетах вплотную приближались к скорости звука и, возможно, превышали ее. РЛЭ установлено ограничение по скорости на высоте 500 футов (152 м) при температуре атмосферного воздуха 15 град. На скорости М=0,92 (1126 км/ч), лететь разрешалось очень непродолжительное время. Обычно скоростные броски на малых высотах выполнялись на скорости порядка М=0,85 (1046 км/ч), но даже такой «бросок» сокращал дальность полета примерно на 700 км из-за повышенного расхода топлива. Летчикам рекомендовалось выполнять полет при угле атаке 4 град., срыв потока начинался при углах атаки 15 – 20 град. В эксплуатации отмечалось резкое нарастание угла атаки при увеличении перегрузки, критической считалась перегрузка в 2,4д. Перед нанесением удара летчики обычно выполняли резкий набор высоты, выходя как раз на перегрузку 2,4д, при этом иногда наблюдался катастрофический рост угла атаки.
Самолет получился очень чувствительным к изменению центровки. Нормально центр тяжести самолета должен находиться строго на осевой линии самолета в пределах 0,22 – 0,31 САХ. Если же центровка по каким-либо причинам выходила за установленные пределы, то самолет становился неустойчивым по тангажу и не мог управляться ни вручную, ни автопилотом. Именно нарушение центровки в полете стало причиной катастрофы В-1А 29 августа 1984 г. После катастрофы серьезной доработке подверглась система управления полетом и, особенно, ее программное обеспечение.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом изменяемой стреловидности. В самолете реализована интегральная компоновка, отличающаяся плавным сопряжением фюзеляжа и крыла. За счет использования интегральной компоновки стало возможным увеличить внутренние объемы планера, снизить площадь омываемой поверхности и эффективную поверхность рассеивания.
Управление по крену осуществляется отклонением установленных на крыле интерцепторов и дифференциально отклоняемыми консолями стабилизатора.
Планер на 17,6% изготовлен из титановых сплавов, на долю алюминиевых сплавов приходится 42,5%. Основным элементом конструкции планера, воспринимающим нагрузки, является коробчатая поперечная балка центроплана длиной более 7,9 м и шириной 1,5 м; балка изготовлена на 80% из титанового сплава Ti-6AL-4V с применением диффузионной сварки.
С целью снижения ЭПР в конструкции самолета применены композиционные материалы, из которых выполнены передние горизонтальные поверхности, носки крыла и стабилизатора, створки бомбоотсеков, кромки воздухозаборников. Каналы подвода воздуха к двигателями выполнены S-образными и оснащены профилированными перегородками, исключающими прямую видимость компрессора двигателей. Стыки обшивки планера заклеены специальной лентой. Плоскость антенны РЛС, размещенной в носовой части фюзеляжа, наклонена вниз под углом 35 град. Благодаря внесенным в конструкцию В- 1В изменениям, его ЭПР в сравнении с ЭПР самолета В-1А, по оценке западных специалистов, снижена в 10 раз до значения менее 1 м2 .
Фюзеляж
Фюзеляж типа полумонокок состоит из пяти основных секций и отличается большой плотностью размещения шпангоутов и лонжеронов. Наружная обшивка и внутренние конструктивные элементы выполнены в основном из алюминиевых сплавов; титановые сплавы использованы в зонах гондол двигателей и для изготовления противопожарных перегородок, обшивки хвостовой части фюзеляжа.
С целью снижения колебаний конструкции фюзеляжа при полете в турбулентной атмосфере самолет оснащен системой LARC (Low- Altitude Ride Control, управление полетом на малой высоте). В состав системы входят установленные в различных местах фюзеляжа датчики, измеряющие изменение аэродинамической нагрузки. По сигналам датчиков производится отклонение нижней секции руля направления и двух небольших аэродинамических поверхностей (ПГО), установленный в передней части фюзеляжа с отрицательным углом поперечного V, равным 30 град. Использование системы LARC позволило снизить массу конструкции носовой части фюзеляжа и повысить усталостную прочность всего планера самолета.
Крыло
Использование крыла изменяемой в полете стреловидности позволило добиться высоких несущих характеристик крыла как в области малых скоростей, так и при полете с большими числами Маха. Угол стреловидности подвижной части крыла по передней кромке изменяется от 15 до 67,5 град, (крейсерский дозвуковой полет – 25 град., маловысотный полет – 50-55 град., сверхзвуковой бросок – 65 град.). Скорость перекладки крыла ограничена величиной 1 град/с, что обусловлено скоростью перекачки топлива системой автоматического управления центровкой. При увеличении стреловидности подвижные части крыла частично убираются в центроплан, обшивка которого выполнена, главным образом, из стеклопластика. На В-1А щель, в которую убирается часть крыла при его переводе на большие углы стреловидности, закрывалась створками, которые открывались или закрывались индивидуально в зависимости от угла стреловидности. На В-1В использована более простая система, с использованием скользящих створок и надувных уплотнителей. Изготовленные из титанового сплава винтовые приводы поворотной части крыла развивают усилие до 4410 кН (450 тс) и связаны валом синхронизации поворота консолей. Четыре гидромотора винтовых приводов могут работать от любых двух из четырех бортовых гидросистем.
Основу конструкции подвижных консолей крыла составляют двухлонжеронные алюминиевые кессоны с фрезерованными лонжеронами и нервюрами, а также цельнофрезерованными монолитными (верхней и нижней) панелями обшивки, выполненными из алюминиевых сплавов. Толщина обшивки изменяется от 48,3 мм до 7,6 мм. Длина подвижной консоли 16,76 м, максимальная хорда – 2,29 м, масса – 6954 кг.
Для управления по крену на каждой консоли установлено по четыре секции интерцепторов.
Механизация каждой консоли крыла состоит из семи секций предкрылков с максимальным углом отклонения 20 град, и шестисекционных однощелевых закрылков.
Кабина экипажа
Экипаж в составе четырех человек (первый и второй летчики, оператор наступательных систем и оператор оборонительных систем), размещается в двух герметичных кабинах, сообщающихся проходом. В полете в кабинах поддерживается давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м. В кабинах установлены катапультные кресла Вебер ASES II, на первых трех прототипах самолета В-1А использовалась
