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
Переставное (диапазон углов отклонения 6°) переднее горизонтальное оперение (ПТО) площадью 24,64 м2 без подфюзеляжной части и стреловидностью по передней кромке 31,7° используется для продольной балансировки самолета и как дестабилизатор при М›1. Закрылки ПТО площадью 10,16 м2 отклоняются на угол до 25° совместно с элевонами при взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парируют момент тангажа, возникающий при взлетно-посадочном зависании элевонов, которое давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при М‹0,88 даже при отклонении расположенных на нем закрылков, что приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Тряска исчезала по мере роста скорости.
Шасси трехопорное с передней опорой. Двухколесная носовая стойка и основные стойки с четырехколесными тележками убираются назад, тележки при уборке поворачиваются на 90°. Все колеса и пневматики одинакового размера (диаметр пневматиков 1060 мм), рассчитаны на температуру нагрева 180°С. Отсеки шасси охлаждаются до температуры 120°С. Тормоза дисковые, установлены отдельно от колес (для повышения эффективности охлаждения). Применены автоматы торможения. Масса шасси превышает 5400 кг, что составляет примерно 2,5% от взлетной массы самолета. При посадке используются три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси 14,1 м, колея 7,1 м.
В ходе испытаний были случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В то же время шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень высокой массе самолета – 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3-4 посадки, затем он был доведен до 5-10 посадок.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.
Двигатели установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя 1,33 м, длина 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещен под фюзеляжем и имеет центральный клин, разделяющий воздухозаборник на два канала, каждый из которых подает воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществляется с помощью трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. Сверху крыла, у его вершины расположены перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена ручная/полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором – полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 ми длиной около 24 м состоит из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сопла двигателей сужающиеся-расширяющиеся, обеспечивают непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями. В конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой Норт Америкен на истребителе-перехватчике F-86D.
Бомбоотсек на ХВ-70 должен был располагаться между каналами воздухозаборника
Общий подфюзеляжный воздухозаборник на ХВ-70А разделяется на два канала, каждый из которых обслуживает три двигателя
Запуск двигателей на земле осуществляется с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускается твердотопливным стартером и затем используется для привода гидродвигателя, от которого производится пуск остальных двигателей.
Силовая установка доставила немало хлопот испытателям. Так же, как и на «трехмаховом » разведчике SR-71, в полете неоднократно нарушалась расчетная работа воздухозаборника из-за образования выбитой ударной волны на входе. Особенно неблагоприятные последствия наступали при М=3: резко падала тяга, возникали грохот и тряска, самолет совершал непроизвольные движения по крену, тангажу и рысканию. Одной из крупных эксплуатационных проблем с двигателями были их частые повреждения посторонними предметами (заклепками, птицами, льдом из дренажных каналов; подсос предметов с ВПП в воздухозаборники на взлете не отмечался). Титановые лопатки, использованные в компрессоре YJ93, имели значительно большую повреждаемость по сравнению со стальными. Только за неполные первые два года испытаний потребовалось 25 раз снимать двигатели с самолета для ремонта по этой причине.
Стандартное топливо JP-4 нельзя было использовать из-за высокого давления паров и чрезмерного испарения. Более подходящим оказалось его производное – JP-6 с более низким давлением паров, повышенной термической стабильностью и меньшим осадкообразованием. Топливо размещается в 11 баках-отсеках (шесть в крыле и пять в хвостовой части фюзеляжа). В ходе постройки самолета встретились трудности с герметизацией топливных баков. На первом самолете один из баков не использовался из-за того, что так и не удалось добиться необходимой герметичности. Начало летных испытаний второй машины было сдвинуто на полгода, в основном, из-за дополнительных работ по уплотнению баков.
Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 ч из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших крейсерских высотах. Вначале топливо перекачивалось из заправщика во второй пустой заправщик, где продувалось сухим азотом под высоким давлением (для вытеснения кислорода), и лишь потом поступало в топливные баки, которые в полете также наддувались азотом.
На бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ.
Система управления бустерная необратимая с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления тросовая, ПГО – жесткая. Возможно ручное управление рулями направления и ПТО. Установлена электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивающая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.
Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 27,5 МПа (280 кгс/см2 ), способной работать при температуре от -54 до 230°С (кратковременно до 340° С). Гидросистема состоит из четырех независимых, одновременно работающих систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначена для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, аварийного генератора. Приводы поверхностей управления и концов крыла двухкамерные.
Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с питанием через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ А (240/416 В, 440 Гц), приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ А с приводом от гидродвигателя.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входят инерциальная навигационная система с гиростабилизированными платформами и астронавигационная система с блоком астросопровождения. Вычислитель позволял осуществлять полет по запрограммированному маршруту, непрерывно определял текущее местоположение самолета, время полета и расстояние до цели. Использовалась также радионавигационная система TACAN, система опознавания госпринадлежности, аппаратура для встречи бомбардировщика с самолетом-заправщиком и для посадки по приборам.
На бомбардировщике предполагалось применить доплеровский радиолокатор фирмы Дженерал Электрик с высокой разрешающей способностью. Экспериментальный образец РЛС прошел летные испытания.
Оборонительная система, разрабатывавшаяся фирмой Вестингауз, должна была включать радиолокационные и ИК станции помех. Рабочее место оператора оборонительной системы располагалось за креслом командира экипажа.
Предполагалось, что общая масса авионики на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.
ВООРУЖЕНИЕ. Бомбоотсек длиной 9,1 м располагается в нижней центральной части фюзеляжа между изогнутыми каналами воздухозаборника. В нем предполагалось размещать ядерные и обычные бомбы. В начале программы намечалось также в бомбоотсеке устанавливать баллистические ракеты, а под крылом подвешивать управляемые крылатые ракеты, т.е. планировалась схема, реализованная позднее на дозвуковом бомбардировщике В-52. Однако впоследствии от внешней подвески отказались. Программа баллистической ракеты Мартин WS-199B «Болд Орион», первоначально предназначавшейся для В-70, была отменена. Двухступенчатая баллистическая ракета AGM-48 «Скайболт», разработка которой началась в 1959 г. также с прицелом на внутреннее размещение в фюзеляже В-70, в конечном итоге при длине 11,6 м не умещалась в бомбоотсеке не только «Валькирии», но и В-52, для которого предназначалась прежде всего. Предлагалось использовать на «Валькирии» одноступенчатый вариант «Скайболта», но это предложение также не реализовали.
