Текст книги "Авиация и космонавтика 2005 11"

Автор книги: Авиация и космонавтика Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 3 (всего у книги 7 страниц)

полковник Княжев В.И.* 1961

полковник Яковлев Б.Я.* 1966

полковник Кузнецов М.М.* 1976

полковник Некроха И.А. * 1976

полковник Дырдин В.А. 1983

полковник Устинов В.Г. * 1985

полковник Левкович Г.И.* 1987

генерал-майор Ерофеев В.Е. 2002

полковник Кочалкин В.Т. 2002

* за время командования дивизией получил звание «генерал-майор»

Дислокация дивизии

май 1943 г, Монино

октябрь 1943 г. Грибцово (район Калуги)

декабрь 1943 г. Левашово (район Ленинграда)

март 1944 г. Озерки, Сосновка (район Ленинграда)

март 1944 г. Гатчина

май 1944 г. Гранцево (район Калуги)

июнь 1944 г. Злынка (район Гомеля)

июль 1944 г. Стародуб (район Гомеля)

сентябрь 1944 г. Вильнюс

март 1944 г. Венгрув (Польша)

май 1946 г. Киржач

июнь 1946 г. Тула

август 1976 г. Сеща

Материал подготовил Михаил. НИКОЛЬСКИЙ

Вподимир РИГМАНТ

Долгая дорога к Ту-160

Продолжение. Начало в АиК №№3,4.7,10/2005 г.

Как известно, запуск многих отечественных военных авиационных программ в годы «холодной войны» частично был определен подходами к проблемам развития и применения боевой авиации в США и в других западных странах и являлся попыткой создания в конкретных условиях СССР, с учетом уровня развития научно-технического потенциала в области авиастроения и смежных с ней областей, боевой авиационной техники, которая по комплексу своих характеристик не уступала бы американским оброзцам и максимально отвечала бы специфике боевого применения и эксплуатации ее в ВВС СССР.

В свете подобного подхода, освещение дальнейшей судьбы создания отечественного сверхзвукового стратегического пилотируемого самолета– носителя следует, по мнению автора, проводить с уметом развития аналогичной программы в США, приведшей к созданию серийного стратегического бомбардировщика В-1. Это было одна из самых масштабных американских программ в области боевой авиационной техники второй половины XX веко, повлиявшая во многом на выбор основных элементов близкого по назначению отечественного стратегического авиационного комплекса Ту-160.

Прекращение работ по «трехмаховому» однорежимному стратегическому бомбардировщику В-70 отнюдь не стало для военно-промышленного комплекса США прекращением работ в области создания нового стратегического сверхзвукового носителя, который должен был заменить в строю «старичка» В-52, составлявшего основу авиационной триоды американских сил ядерного сдерживания.

В ходе дальнейшего развития концепции стратегического ударного самолета в США, а затем и чуть позже в СССР, пройдя путь проб и ошибок на путях создания двух– и трехмаховых межконтинентальных ударных однорежимных машин, военные и конструкторы логично пришли к более универсальной и более гибкой концепции многорежимного самолета, приемлемого для боевых действий как в условиях глобальной ядерной войны, ток и в условиях локальных конфликтов различной интенсивности – экономичного в дозвуковом крейсерском полете на большой высоте, и способного с большой боевой нагрузкой и высокой скоростью преодолевать противодействие элементов ПВО на больших и малых высотах. Он должен был действовать как в варианте бомбардировщика, так и в варианте ракетоносца. Самолет должен был использовать широкую номенклатуру ракет различных типов и назначения, позволявших наносить удары, не входя в зону действия средств ПВО, или предварительно подавлять их по маршруту полета до выхода на цель.

Проектирование американского В-1 велось и с учетом его возможного использования в качестве носителя «четвертой» системы стратегического оружия (так в США воспринималось новое поколение высокоточных крылатых ракет воздушного, морского и наземного базирования, создававшихся практически одновременно с развертыванием программы В-1). Именно в токой ипостаси ВВС США планировало получить но вооружение флот В-1 в 1980-2010 годах, к моменту окончательного снятия с эксплуатации В-52

Начало работ над проектом В-1 можно отнести к 1961 году. После того как под Свердловском был сбит советской ракетой «75-го» комплекса американский высотный самолет– разведчик U-2, в ВВС США развернулось изучение проекта перспективного стратегического ударного самолета. Для формирования его облика до 1965 года было проведено масштабная серия исследований по данной теме в различных направлениях. Исследования включали: – проект 1961 года сверхзвукового маловысотного бомбардировщика, известного под шифром SLAB. Речь шла об околозвуковом бомбардировщике с крылом фиксированной стреловидности, обладавшего дальностью полета более 20000 км, из которых около 8000 км самолет должен был выполнять полет на малых высотах.

полезная нагрузка рассматривалась до 5,5 т, взлетная масса – до 230 т.

– проект авиационной ударной системы с повышенной дальностью полета ERSA (S) но основе сверхзвукового многорежимного самолета с крылом изменяемой стреловидности (взлетная масса – свыше 270 т, полезную нагрузку 4,5 т самолет мог нести на дальность 16000 км, из которых 4600 км выполнялся на высоте 150 м).

– проект августа 1963 года мало– высотного пилотируемого ударного самолета прорыва ПВО – LAMP, с крылом изменяемой стреловидности, со взлетной массой около 160 т, способного нести 9,0 т нагрузку на дальность свыше 11000 км, включая участок в 3700 км полета на малой высоте.

– проект AMP – усовершенствованный пилотируемый самолет прорыва ПВО. Работы над ним начались в ноябре 1963 года и были продолжены и развиты в 1964 году по теме AMPSS – усовершенствованная пилотируемая стратегическая система прорыва ПВО. Эти роботы можно характеризовать как предпроекты по теме AMSA, ставшей затем темой В– 1. Эти проекты велись до осени 1964 года и предусматривали создание самолета-носителя с дальностью полета свыше 11000 км, способного нести нагрузку свыше 22,0 т.

Все эти предварительные исследования и проектные работы позволили сделать вывод, что для успешного прорыва советской ПВО и проникновения к жизненно важным объектам СССР самолету-носителю необходима высокая дозвуковая скорость на малой высоте и умеренная сверхзвуковая скорость (до М-2,0) на больших высотах, что в свою очередь позволяло обеспечить необходимую скорость реакции ударной системы и обеспечить гибкость и универсальность системы в условиях конфликтов различного уровня и интенсивности. Таким образом, речь шла о создании многорежимного стратегического самолета-носителя. Данные принципы были положены в основу начавшегося в 1965 году следующего этапа исследований – программы изучения перспективного пилотируемого стратегического самолета АМ$А, проводившейся до декабря 1969 года, когда ВВС США запросили у промышленности ее предложения.

Предварительные конфигурации самолета AMSA

К проекту AMSA были подключены ведущие самолетостроительные фирмы США: Боинг, Дженерол Дайнемикс и Рокуэлл, которые провели тщательный анализ силовой установки, вооружения, надежности, технического обслуживания и оценили возможность использования в конструкции планера титана с учетом его стоимости. Рсссмотриволись также вопросы, связанные с условиями работы экипажа, уязвимостью самолета, обороной с помощью снорядов-ловушек и использованием системы в ограниченных и локальных войнах в качестве обычной бомбардировочной системы с обыкновенными бомбами. Всего к предварительным роботом на этапе изучения проблемы создания самолето было привлечено несколько десятков фирм США, связанных с оэро– космическим бизнесом

Следует отметить, что все предложения по перспективному стратегическому пилотируемому носителю, выдвигавшиеся ВВС США и подкрепленные серией предпроектов, начиная с 1960 года, стабильно отвергались Министерством обороны США. По мнению же ВВС, токая машина нужно была в составе стратегических ударных сил По замыслу руководства ВВС США система предназначалось для замены В-52 и FB-111 в 70-е и 80-е годы. Самолет-носитель должен был иметь дальность полета без дозаправки 16000 км и хорошую маневренность. Вооружение 25 ракет SRAM и большой груз обычных или ядерных бомб. Оборудование должно было включать улучшенные активные и пассивные средства для прорыва системы ПВО. Взлетная масса определялась около 150 т. Скорость сверхзвуковая на малой высоте (М-1,2) и соответствующая М-2,5 но большой крейсерской высоте.

Но начальном этапе программы AMSA рассматривалось возможность глубокой модификации под эти требования FB-111, в противовес развития ее в сторону создания принципиально нового самолета. Но этом этапе проводились интенсивные исследования и разработка силовой установки, электронного оборудования.

Против этой программы в 1966 году выступало Министерство обороны США, ведь программа AMSA шла в разрез с точкой зрения министерство, согласно которой основным стратегическим оружием США считались МБР наземного базирования и баллистические ракеты, запускаемые с подводных атомных ракетоносцев. На исследования по теме до 1966 года

(включая исследования по предтемам) было израсходовано 90 млн. долл., в 1967 году – 11 МЛН.ДОЛЛ., но 1968 год было ассигновано 20 млн. долл. Основные трудности в разработке самолета по программе AMSA, с которыми столкнулись разработчики, касались силовой установки, которая должно была обеспечить большой диапазон летных данных ЛА, в том числе устойчивый сверхзвуковой полет на малой высоте при небольшом расходе топлива.

С учетом этих обстоятельств проектировщики склонялись к целесообразности использования в проекте ТРДД с переменной степенью двухконтурности и восьмикратным отношением тяги к массе двигателя. Исследования по проекту проводились фирмами Дженерал Электрик и Пратт-Уитни. На самолете должны были стоять четыре ТРДДФ с тягой по 22700 кгс каждый. Навигационное оборудование должно было включать бесплатформенную инерциальную систему и доплеровскую систему навигации, что должно было обеспечить самолетовождение в условиях непрохождения радиоволн, вызванных ядерным взрывом. Вооружение – ракеты SRAM, ядерные и обычные бомбы.

Вполне возможно, это программа разделило бы судьбу предыдущих или еще длительное время не выходила бы за рамки НИР, если бы в 1969 году, наконец, не завершилась проводившаяся ВВС США с 1962 года программа «Прогнозирование», которая положила конец масштабному обсуждению (и не только в США) на тему: устарели ли стратегические бомбардировщики, и не стоит ли от них окончательно отказаться в системе вооружений страны.

ВВС США подтвердили необходимость и преимущество стратегических систем на основе пилотируемых самолетов-носителей, возможность и необходимость их использования в глобальном термоядерном конфликте (наряду с МБР и БРПЛ) и в различных локальных конфликтах с обычным вооружением Чаяния ВВС нашли отклик в МО США. Согласно пересмотренному бюджету но 1970 год, представленному министром обороны США Лэердом в марте 1969 года, программа AMSA форсировалось. Вместо проведения конкурса проектов продолжительностью два года фирма или фирмы для разработки самолета должны были быть выбраны в течение пяти-шести месяцев. Резко увеличивались ассигнования на программу: 1970 год – 100 млн.долл. и далее по нарастающей. В 1977 году планировалось начать развертывание боевых частей на новых самолетах.

На 1969 год данные основные летно-тактические данные самолета по программе AMSA определялись следующими значениями: экипаж – 4 чел.

двигатели – 4 х ТРДДФ

взлетная тяга

на форсаже – 4 х 16000 – 18000 кгс

взлетная масса – 150 – 160 т

максимальная скорость

на большой высоте – 2350-2550 км/ч (М-2,2 – 2,4)

у земли – 1100-1470 км/ч |М-0,9-1,2)

практический потолок – 24000 м

максимальная дальность – 16000 км

длина ВПП – 1850 М

Таким образом, для американской авиапромышленности закончился период неопределенности, и с присущей ей динамичностью оно приступило к практическим роботом по созданию новою стратегического авиационного самолета-носителя.

В мое 1969 года программа AMSA получила официальное обозначение В-1. В ноябре того же года ВВС США выдают запрос предложений по программе разработки самолета. Свои предварительные технические предложения по будущему В-1 в короткие сроки представили известные фирмы Боинг, Дженерал Дайнемикс и Норт Америкен Рокуэлл, проводившие ранее исследования по теме AMSA (всего в предварительные работы по теме было вовлечено до 30 фирм американского авиопрома).

ВВС США выбрали генеральным подрядчиком по В-1 фирму Норт Америкен Рокуэлл, ставшую к тому моменту Рокуэлл Интернешнл. 5 июня 1970 года фирма получила контракт на проектирование, постройку и испытания партии опытных самолетов.

Облик В-1 определили следующие основные требования: высокая выживаемость парка бомбардировщиков в случае нанесения противником первого удара, длительный дозвуковой крейсерский полет но большую дальность, глубокое проникновение в воздушное пространство противника. Для преодоления существовавших на тот период (и прогнозируемых на ближайший период) сил и средств советской ПВО были разработаны два расчетных профиля полета: основной – с большой дозвуковой скоростью полета у земли и альтернативный – со сверхзвуковой скоростью полета на большой высоте. В обоих случаях предусматривалась попутная дозаправка топливом и посадка на аэродромах подскока в Европе или в Азии. Самолет оптимизировался для выполнения основного расчетного профиля, альтернативный же изначально рассматривался как дополнительный, повышающий гибкость применения но перспективу, на случай изменения геополитической и стратегической ситуации в мире.

В дальнейшем, в ходе развития проекта, большинство конструктивных изменений, которые вносились по тем или иным причинам (финансового или стратегического порядка), были сделаны за счет способности длительного полета на сверхзвуке. Таким образом, сверхзвуковой полет для программы В-1 практически всегда был вторичным фактором, особенно это проявилось в его серийной модификации В-1 В, поступившей на вооружение ВВС США. Пожалуй, это является коренным отличием В-1 (наряду с другой возможной номенклатурой вооружения, более совершенной авионикой, меньшими размерами и массами и менее совершенной аэродинамикой) от отечественного Ту-160, для которого полет на сверхзвуке закладывался как один из важнейших параметров, обеспечивавших эффективность системы при борьбе с морскими подвижными целями, за счет приемлемой скорости реакции самолета-носителя.

Подход к созданию самолетов дальней авиации с учетом их предназначения для борьбы с соединениями и кораблями ВМФ вероятного противника был и есть традиционным для послевоенного периода развития отечественной авиации. Все послевоенные тяжелые боевые самолеты, создававшиеся для ВВС, и тем более их модификации для авиации флота могли эффективно работать по морским целям. Такой подход давал возможность нашим вооруженным силам в определенной степени компенсировать значительное превосходство западного блока по количественному и качественному составу ВМФ.

В проектное задание на В-1 закладывались следующие позиции: большие величины полезной нагрузки и дальность попето, способность летать с большой дозвуковой скоростью, соответствующей М-0,85, на малой высоте с отслеживанием рельефа местности и со сверхзвуковой скоростью но крейсерской высоте, а также способность действовать в условиях применения ядерного оружия. Необходимая боевая эффективность в этих условиях должно была обеспечиваться сложным и гибким электронным оборудованием, повышенной живучестью конструкции самолета и его систем и агрегатов. Требуемая способность В-1 выполнять полеты на малой высоте с большой скоростью, при выполнении всех остальных требований к боевому применению, стала одним из основных факторов, оказавших влияние но выбор его аэродинамической компоновки и на целый ряд конструктивных решений, выбранных при его проектировании.

Перед проектировщиками ставилось задача создания самолета-носителя, который способен был бы доставлять к цели такую же боевую нагрузку, как два В-52 (при такой же дальности полета) или как шесть FB– 111 А, с учетом поражения целей обычным оружием (забегая вперед, можно сказать, что этот вид боевого применения для В-1, как типа, стол основным в начале нашего столетия).

В-1 стал первым самолетом в США, при проектировании которого были применены специальные конструктивные мероприятия по повышению его живучести в условиях ядерной войны: повышение прочности узлов пла– неро, защита систем от поражающих факторов ядерного оружия (экранировка всею оборудования, меры, обеспечивавшие затухание посторонних электромагнитных импульсов, попадающих в коммуникационные линии и т.д.).

Разработчики считали, что живучесть и способность к выполнению полетного задания должны были повыситься, по сравнению с предыдущими стратегическими самолетами, такими как В-52, благодаря следующим обстоятельствам:

– рассредоточению частей и соединений САК на В-1 по большему числу аэродромов, превышающих на полторы сотни число аэродромов, задействованных под флот В-52. Дело в том, что взлетная дистанция В-1 на уровне моря при прочих ровных условиях при взлетной массе 163 т определялась но 40% меньше, чем взлетная дистанция В-52 при взлетной массе 211 т;

– способность по тревоге уйти за 4 минуты на безопасное расстояние от аэродрома, что вдвое быстрее, чем для В-52. Анализ показывал, что в условиях ударов по местам базирования самолетов САК, в ситуации, когда способен уцелеть лишь один В-52, могли выжить 16 В-1;

– способность летать на скорости, соответствующей М-0,85, на высоте 150-300 м с отслеживанием рельефа местности;

– сравнительно малой величине отметки от самолета на экранах РЛС систем ПВО за счет его компоновки (интегральная схема, крыло изменяемой в полете стреловидности) и специальных мер по уменьшению отраженного электромагнитного сигнала от самолета.

Ток, гондолы двигателей размещались так, чтобы входные и выходные устройство силовой установки частично экранировались крылом и наплывом крыла при облучении самолета РЛС с передней полусферы сверху В положении максимальной стреловидности при облучении спереди сверху В-1 имел форму острого клина, способствующую отражению луча РЛС в сторону. Предполагалось покрывать конструктивные элементы самолета, влиявшие существенно на величину ЭПР и соответственно интенсивность отметки на экране РЛС систем ПВО (каналы входных устройств силовой установки, входные направляющие компрессора двигателей, лонжероны крыло и т.д.), специальными покрытиями, поглощающими электромагнитное излучение и тем самым снижающими уровень отраженного сигнала.

На период создания В-1 считалось, что наибольшую опасность для него будут представлять самолеты ДРЛО типа Е-ЗА (советский аналог – А-50), РЛС которых будут фиксировать с большой дальности и высоты идущие на малых высотах В-1 и наводить на них истребители-перехватчики. Считалось, что величина отметки от В-1 на экране РЛС в 15-25 раз будет меньше, чем от В-52, и примерно равна отметке от само лето-истребителя, а дальность обнаружения В-1 получится в два-три раза меньше, чем для В-52.

Модели различных вариантов самолета AMSA и В1A

Модель самолета В-1A в аэродинамической трубе

– оснащение самолета мощной системой радиоэлектронного противодействия, введение в состав экипажа оператора с функциями работы с этой системой.

– трехкратное резервирование бортовых систем

– возможность ухода от цели но сверхзвуковой скорости.

К прогрессивным конструктивным решениям по В-1 относили насыщение его систем бортовыми цифровыми вычислительными машинами, новый подход к формированию систем передачи информации на борту, наличие разнообразного радиоэлектронного оборудования и гибкость его замены, осуществление мер по защите систем в условиях применения ядерного оружия, обеспечение повышенной надежности и живучести, применение на тяжелом самолете подобного класса крыла изменяемой в полете стреловидности (до В-1 на тяжелом самолете класса дальний ракетоносец-бомбардировщик такое крыло было применено на советском Ту-22М, максимальная взлетная масса которого находилась в пределах 120 тонн. Именно его принято считать первым в мире тяжелым самолетом с крылом изменяемой стреловидности. Максимальная взлетная масса В-1 в модификации В-1 А составила порядка 180 тонн, о для В-1В превысило 216 тонн. У Ту-160 это величина равна 275 тоннам).

Самым важным конструктивным отличием В-1 от предыдущих самолетов подобного класса, создававшихся ранее для ВВС США, стало крыло изменяемой стреловидности. Оно разрабатывалось на основе базы донных НАСА, которая использовалась ранее при создании тактического истребителя F-l 11 и его бомбардировочной модификации FB-111A.

Крыло изменяемой стреловидности для самолетов донных программ стало рассматриваться еще с 1963 года, а с 1967 года уже считалось необходимым элементом программы AMSA. Именно тогда определился и облик общей аэродинамической компоновки самолета: нормальная схема с однокилевым оперением и четырьмя двигателями. Существовало несколько промежуточных вариантов по схеме размещения двигателей, воздухозаборников, но общая схема оставалась практически неизменной.

Проектом 1967 года предусматривался несущий фюзеляж с пакетным размещением двигателей в прифюзеляжной кормовой части и попарным вертикальным размещением двигателей и воздухозаборников. Высокорасположенное крыло с его подвижными частями в положении максимальной стреловидности 75 градусов образовывало единую несущую поверхность со стабилизатором в соответствии с популярной тогда идеей перехода «нормальной» схемы на крайних режимах полета к схеме «бесхвостки».

В 1968 году самолет начал приобретать более традиционные очертания. Двигатели сместились в центральную часть, поворотные части крыло теперь не образовывали единой поверхности со стабилизатором. В конфигурации 1969 года самолет приобрел знакомую нам теперь форму В-1.

В ходе окончательного поиска оптимальной аэродинамической формы самолета и ее совершенствования было продуто в аэродинамических трубах 44 модели самолета.

Следует отметить, что программа AMSA ставила задачу, чтобы по характеристике «боевая нагрузка/дальность полета» новый самолет превосходил находившийся но вооружении В-52. Проект 1967 года предусматривал самолет с расчетной взлетной массой около 107 т, что явно не удовлетворяло этому требованию. В проработках 1968-1969 годов взлетная масса поднялась уже до 160 т и более.

В соответствии с заданием, В-1 должен был обладать высокой точностью поражения целей различными типами оружия. Самолет предполагалось вооружить ракетами SRAM (32 ракеты, затем 24 в трех фюзеляжных отсеках вооружения), о также свободнопадающими ядерными и обычными бомбами, а также крылатыми ракетами воздушного базирования AGV-86A (ALCM-A).

Вот вкратце те общие положения, которые определили дальнейшие работы по созданию будущего В-1.

Всего ВВС США планировало получить от американской авиационной промышленности 244 В-1 (включая опытные самолеты), которые должны были заменить к 1981 году В-52.

Но первом этапе фирма Рокуэлл, выйдя победителем в конкурсе проектов по В-1, получила контракт на дальнейшие исследования по теме, разработку, постройку и испытания пяти опытных самолетов (позже это число было сокращено до трех) и двух планеров для прочностных статических и усталостных испытаний.

Схема В-1А

Схема технологического членение В-1A

Как отмечалось выше, в ходе работ по предпроектам, проекту AMSA и, наконец, непосредственно по В-1, доминировало требование обеспечить способность самолета-носителя прорваться к цели на малой высоте, что и определило конфигурацию самолета В-1.

Рассмотрим некоторые особенности компоновки и конструкции самолета В-1 (В-1 А). Общая схема – «нормальная» интегральная, с крылом изменяемой стреловидности, с четырьмя ТРДДФ, размещенными попарно в мотогондолах за центропланной частъю интегральной части фюзеляж-крыло.

Хвостовое оперение однокилевое, со стабилизатором на киле. Шасси трехопорное, с носовой стойкой. Мощный передний наплыв, присущий интегральной схеме, обеспечивает большие внутренние объемы и прочность конструкции. Значительная часть дополнительного объема наплывов используется для размещения топлива, освобождая от него значительные обьемы центральной части фюзеляжа, используемые под отсеки вооружения. Кроме того, подобное решение позволяет уменьшить ЭПР.

Планер В-1 выполнен но 41,3% из алюминиевых сплавов, но 21,0% – из титановых, на 6,5% – из стальных сплавов, на 30,6% – из неметаллических материалов и на менее чем на 0,3% – композиционных материалов.

В ходе работ над силовой схемой самолета учитывался опыт работ над самолетами С-5А и F-111. Под особым вниманием специалистов были проблемы скорости роста трещин в материалах, дублирование путей передачи нагрузок, уровни напряжений и т.д. Были расширены объемы прочностных испытаний и расчетов но долговечность конструкции, заведомо принимались достаточно консервативные решения при проектировании, представлявшие компромисс, учитывавший характеристики используемых материалов с условиями безопасного повреждения конструкций и процессы механики разрушений элементов конструкции планера.

Разработчикам пришлось выбирать оптимальное решение между массой и прочностью конструкции, а не между скоростью полета и кинетическим нагревом, поэтому титан использовали главным образом в конструкции центральной балки крыло и хвостовой части фюзеляжа. Например, вынужденное увеличение доли алюминия в конструкции В-1 (в частности в конструкции горизонтального оперения) потребовало его перемещения вверх по килю (первоначально ГО было размещено на фюзеляже в непосредственной близости к зоне выхлопных газов ТРДДФ).

Схема двигателя ТРДДФ B-1A

Макет отделяемой кабины В-1A

Узел поворота консоли крыла

Конструкция горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа в значительной степени определялось флаттерными характеристиками, поэтому их конструкция во многом определялась компромиссом между размерами оперения и аэроупругостью фюзеляжа с учетом требуемых характеристик управляемости. Была задана жесткость хвостовой части фюзеляжа В-1, в соответствии с которой и было спроектировано ГО. Но вскоре выяснилось, что для обеспечения требуемых характеристик управляемости, особенно при больших скоростных напорах при полетах но малых высотах, от конструкции планера требуется более высокая статическая прочность фюзеляжа. Первоначально ее предполагалось обеспечить с помощью стольной балки в верхней части силового набора фюзеляжа, относительно дешевой, но весьма тяжелой. В ходе развития проекта применили балку из бороэпоксидного композиционного материала, которая была значительно дороже стальной, но значительно ее легче. Композиты составили 0,3% от массы конструкции В-1, и почти все они пришлись на эту пятисекционную композитную балку, простирающуюся от центральной балки крыла до основания киля.

Интегральная конструкция планера обеспечивала высокое аэродинамическое качество и хорошие показатели по весовой отдаче конструкции.

Конструкция фюзеляжа самолета балочно-стрингерной схемы спроектирована с учетом правила площадей. Фюзеляж выполнен в основном из алюминиевых сплавов, в нижней хвостовой части фюзеляжа, в зоне действия реактивных струй двигателей, применено обшивка из титанового сплава. Между балкой центроплана и оперением применены лонжероны из стали, зо центропланом, в середине третьего отсека вооружения – двухстеночный усиленный шпангоут, выполненный из титанового сплава. К нему крепятся двигатели. Титан также использован в отсеке двигателей для противопожарных перегородок. Носовой и хвостовой обтекатели фюзеляжа и оперения выполнялись из полиамидного кварца, в форкиле применены композиционные материалы.

Силовая схема фюзеляжа образуется обшивкой, шпангоутоми и продольными балками. В силовой схеме предусмотрено большое число путей передачи нагрузок. Конструкция отличается большой плотностью силовых элементов – шаг шпангоутов составляет примерно 250 м.м по всей длине фюзеляжа.

Конструктивно– технологически фюзеляж состоит из нескольких основных секций, соединяемых технологически до установки поворотных частей крыла (консолей), хвостового оперения, гондол двигателей и шасси.

Носовая секция включает в себя носовой обтекатель, отсек РЛС, кабину экипажа, нишу уборки передней опоры шасси, отсек оборудования системы жизнеобеспечения и большой закабинный отсек БРЭО. (На первых машинах носовая секция делилась на три отдельных подсборки).

В следующей секции, простирающейся до центроплана, размещались два отсека вооружения, над отсеками проложены магистрали, а пространство между отсеками вооружения и бортами секции представляли собой топливные баки-отсеки. В наплывах крыла этой секции располагались РЛС бокового обзора и отсеки БРЭО.

В следующей за центропланом секции размещались третий отсек вооружения и ниши уборки основных опор шасси. Между отсеком вооружения и бортами секции располагались топливные баки-отсеки.

Отдельным агрегатом выполнялось центральная балка. Следующая секция фюзеляжа представляло собой почти целиком топливный бак, за ней шел отсек БРЭО и хвостовой конус фюзеляжа.

Кабина экипажа герметизированная, первоначально выполнялось как отдельный агрегат, включавший спасательную капсулу но четырех членов экипажа. В ходе развития проекта из-за сложностей с доводкой подобной системы спасения и экономии средств от спасательной капсулы отказались и перешли к кабине с четырьмя катапультируемыми сиденьями экипажа (пилот, второй пилот, оператор оборонительных систем, оператор ударных систем). Это позволило но каждой машине сэкономить

320000 долл. и 2270 кг массы. В кабине предусматривались место еще под двух человек и два спальных места. Имелся туалет.

При работах по спасательной капсуле использовался опыт, полученный при разработке подобной системы для самолета F-111.

Следует отметить, что системы спасения с использованием спасательных капсул при всей их заманчивости в части повышения безопасности спасения экипажа все-таки до настоящего времени не получили распространения в боевой авиации из-за их конструктивной сложности, большой массы и проблем в эксплуатации, хотя по ним и в США, и в СССР в свое время был выполнен большой объем робот применительно к использованию их на тяжелых самолетах– носителях.

Макет самолета В-1А

В СССР подобную спасательную капсулу разработчики туполевского ОКБ предполагали использовать в проекте Ту-135 в первой половине 60-х годов, но все закончилось на уровне НИРовских работ в связи с прекращением робот по проекту самолета.

Режим полета с большими дозвуковыми скоростями на малых высотах оказался в значительной степени расчетным для конструкции В-1, в частности для конструкции хвостового оперения. Однокессонный киль крепится к хвостовой части фюзеляжа. Консоли управляемого стабилизатора, имеющие в основном алюминиевую кессонную конструкцию, устанавливаются но стольную ось и поворачиваются в подшипниковых узлах или синхронно, или дифференциально для управления по тангажу и крену соответственно.