Описание самолета. «Торнадо» представляет собой высокоплан с крылом изменяемой геометрии, угол стреловидности передней кромки которого меняется в диапазоне 25-66°. Крыло оснащено предкрылками и щелевыми выдвижными закрылками, расположенными по всему размаху поворотных консолей, двухсекционными интерцепторами и носовыми щитками (типа Крюгера) в неподвижных прифюзеляжных частях крыла. Предкрылки и закрылки не только улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета, но также повышают его маневренность при среднем положении крыла. Подвижные части крыла крепятся к центроплану с использованием подшипников, размещенных с внешней стороны воздухозаборников.
Конструктивная схема установки подшипников выполнена по образцу технического решения, используемого в самолете F-111. Система изменения положения консоли крыла (механическо-гидравлического типа) состоит из управляющего блока, исполнительных механизмов с гидравлическими толкателями, вала синхронизации поворота консолей и кронштейнов внешних подвесок. Масса системы (без управляющего блока) составляет около 100 кг. Система рассчитана на восприятие силы 637,43 кН (65 000 кГ) и способна развивать максимальное усилие во время изменения положения крыла, равное 343,23 кН (35000 кГ). В функции системы входит отклонение предкрылков и закрылков с учетом угла поворота подвижных частей крыла. Изменения положения крыла осуществляются с помощью отдельных (для каждой консоли) гидросистем с исполнительными механизмами. При нормально работающей системе пилот может выбрать угол стреловидности. Соответствующая электронная система (приоритетного принципа) обеспечивает правильную очередность действий, выполняемых во время поворота консолей.
Фюзеляж технологически разделен на носовую, центральную и хвостовую части. Носовая часть оканчивается большим, отклоняемым вбок обтекателем, закрывающим антенну радарной установки. Помимо РЛС, в носовой части размещены приборный отсек и двухместная кабина экипажа, оснащенная катапультируемыми сиденьями класса 0-0. Закрывающий обе кабины фонарь открывается вверх-назад. Вверху центральной части фюзеляжа находятся отсеки, в которых помещаются задние корневые части консолей при максимальном угле стреловидности крыла с механизмом поворота, несколько ниже-воздухозаборники и ниши уборки главных стоек шасси, убираемых вперед; пневматики низкого давления обеспечивают эксплуатацию самолета массой 22 700 кг на полевых аэродромах с мягкой поверхностью. В этой части фюзеляжа расположены топливные баки, а также гидравлическое и электрическое оборудование. В хвостовой части находятся двигатели и узлы крепления оперения и двух тормозных щитков, размещенных на верхней поверхности фюзеляжа рядом с килем. Кроме того, самолет в модификации для воен- но-морской авиации может быть оснащен тормозным крюком для посадки на авианосце.
Рис. 2.183. Проекции многоцелевого истребителя «Торнадо».
Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и руля направления. Интерцепторы при малых скоростях полета дополнительно используются для уменьшения подъемной силы при углах стреловидности крыла 22^-0°. Для обеспечения оптимальной управляемости самолетом относительно трех осей использованы системы усиления и демпфирования. Аварийная гидромеханическая система управляет положением поворотных частей крыла, стабилизатором, рулем направления, а также закрылками, предкрылками и тормозными щитками.
Самолет оборудован автоматизированной системой управления огнем, состоящей из РЛС типа «Фокс-Хантер» с антенной большого диаметра (0,8 м), бортовой ЭВМ и индикатора тактической обстановки. Система может работать в режимах поиска цели, сопровождения целей (обеспечивается одновременное сопровождение до 12 целей, летящих с разными скоростями на разных высотах, в том числе и на малых), а также сопровождения одиночной цели с повышенной точностью. Цель типа истребителя может быть обнаружена на расстоянии до 100 км.
Двигательная установка. Для самолета MRCA объединением «Турбоунион» специально сконструирован трехвальный турбовентиляторный двигатель RB.199-34R тягой 37,85 кН без форсирования и 66,60 кН с форсированием. Двигатель имеет электронную схему управления, которая преобразует механическое перемещение рычага управления двигателем в соответствующие изменения расхода топлива и площади проходного сечения сопла. Новинкой в двух- двигательном истребителе является применение реверса тяги. К расположенным рядом в горизонтальной плоскости двигателям воздух подается по двум отдельным каналам. Воздухозаборники, расположенные по бокам фюзеляжа, имеют прямоугольное поперечное сечение и регулируются автоматически в зависимости от скорости и высоты полета. Топливные баки расположены в центральной и хвостовой частях фюзеляжа (над воздушными каналами и двигателями), а также в кессонах крыла (вдоль всего размаха). Самолет приспособлен для подвешивания дополнительных баков, а также для дозаправки в полете с помощью нормализованных в рамках НАТО топливоприемников.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета составляют 2 пушки IWKA «Маузер» калибра 27 мм, расположенные по бокам носовой части фюзеляжа. На самолете имеются 3 узла внешних подвесок под фюзеляжем и 4-под крылом.
Летно-технические данные
Размах крыла (макс./мин.), м 13,90/8,60
Длина, м 16,70
Высота, м 5,70
Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2 28,1/29,7 1)
Масса пустого самолета, кг 9980-10430
Взлетная масса (ном./макс.), кг 20411/23 800
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 726/943
Отношение номинальной массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,53
Максимальное число Маха 1,93
Максимальная скорость на высоте 11 000 м, км/ч 2053
Максимальная скорость у земли, км/ч 1350
Посадочная скорость, км/ч 220
Продолжительность полета (без подвесных баков), ч 1,2
Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 700
Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 900
1) Ориентировочные данные. Некоторые источники приводят значение 30,0 м2 .
В -1 фирмы «Рокуэлл интернэшнл»-четырехместный бомбардировщик стратегической авиации-США, 1974 г.
Рис. 2.184. Стратегический бомбардировщик В-1 в полете.
История создания. Принятое в декабре 1959 г. решение американского правительства об аннулировании программы разработки стратегического бомбардировщика ХВ-70 заставило воен- но-воздушные силы пересмотреть требования к преемнику околозвукового самолета «Страто- фортресс» В-52 фирмы «Боинг». Проектные проработки нового самолета были начаты в 1962 г., а в 1965 г. программа получила обозначение AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft). В ноябре 1969 г. пяти фирмам были сделаны предложения о разработке проектов, а 5 июня 1970 г. был заключен контракт с фирмой «Норт Америкен Рокуэлл» (позднее она стала называться «Рокуэлл интернэшнл») на строительство трех опытных образцов самолета В-1 с изменяемой геометрией крыла. Стоимость программы была оценена в 1,351 млрд. долл. (в августе 1975 г. число заказанных опытных образцов было увеличено до четырех, а стоимость возросла до 1,93 млрд. долл.). При этом предусматривалось, что в конце 70-х годов будет начато серийное производство 241 самолета с единичной ценой ~ 12 млн. долл. Строительство макета самолета было закончено 5.11.1971 г. В это же время выяснилось, что стоимость всей программы увеличится до 8,5 млрд. долл., а стоимость одного серийного самолета-до 35,2 млн. долл. Испытания в аэродинамической трубе моделей более чем 40 различных конфигураций продолжались в течение 5 лет (22 тыс. ч трубных испытаний). Первый опытный образец самолета был облетан 23.12.1974 г. После очередного подсчета действительных затрат оказалось, что стоимость программы возрастет до 18,63 млрд. долл., а стоимость одного самолета-до 76,4 млн. долл. В начале 1975 г. обе стоимости соответственно были уточнены еще раз: 20,572 млрд. долл. и 100 млн. долл.
В 1975-1977 гг. судьба самолета все еще была неопределенной, так как отсутствие решения о запуске самолета в серийное производство было вызвано не только 10-кратным увеличением стоимости серийного самолета по сравнению с установленной первоначально, но и боевыми качествами самолета, которые ухудшались по мере разработки самолета (в частности, в октябре 1974 г. пришлось отказаться от отделяемой кабины экипажа, а в июле 1975 г.-от регулируемых воздухозаборников) ввиду превышения на 15 ? массы пустого самолета по сравнению с проектной. Масса самолета возросла в связи с тем, что первоначально самолет проектировался на M = 2,1, однако во время первого полета на нем была достигнута скорость лишь 1331 км/ч, а 19.09.1975 г., во время 17-го полета,-максимальная скорость 1558 км/ч, что также было недостаточно. В результате этого высказывались даже предложения ограничить максимальную скорость величиной M = 1,4 (на высоте ~9000 м), достигнутой на начальном этапе испытаний.
