Отправляет email-рассылки с помощью сервиса Sendsay

Авиационная техника

Подписаться Бесплатная «Серебряная» новостная рассылка . Подписчиков 540 RSS
←   Ноябрь 2003   →
 1
 2
 3
 4
 5
 6
 7
 8
 9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30


За последние 60 дней ни разу не выходила


Сайт рассылки: http://www.aerotechnics.ru
Открыта: 06-05-2002

Автор
Виктор Чулков

Статистика

540 подписчиков
0 за неделю
←   Все выпуски   →

Авиационная техника


Информационный Канал Subscribe.Ru 
                        АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА

                                # 62

----------------------------------------------------------------------


North American XB-70 “Valkyrie”

Экспериментальный бомбардировщик

В октябре 1954 г. ВВС США разработали технические требования 
к системе оружия WS-100A и объявили конкурс на предварительный 
проект сверхзвукового стратегического бомбардировщика. 
Из участвующих в конкурсе проектов для дальнейшей проработки 
были приняты бомбардировщики Boeing и North American, 
соответствующие контракты были заключены 11 ноября 1955 г.

23 декабря 1957 г. проект XB-70 был признан победителем в конкурсе. 
Контракт, заключенный с компанией North American, предусматривал 
постройку 12 опытных и 50 серийных бомбардировщиков. Весной 
1959 г. была завершена постройка макета самолета, но к этому 
времени была аннулирована программа создания бороводородного 
топлива и двигателя General Electric J95-GE-5, который планировалось 
установить на XB-70. В декабре 1959 г. программа B-70 была признана 
бесперспективной из-за появления на вооружении СССР мобильных 
зенитных ракетных комплексов.

В апреле 1961 г. программа была сокращена до постройки трех 
экспериментальных самолетов: двух XB-70A без боевых систем и 
с экипажем из двух человек и одного XB-70B с вооружением, 
навигационными системами и экипажем из четырех человек. 
Стоимость программы составила 1,3 млрд. долл., объем продувок 
моделей в аэродинамических трубах достиг 14 тысяч часов. 
Позднее от постройки третьей машины отказались.

Постройка первого XB-70A была завершена в мае 1964 г., его 
первый полет состоялся 21 сентября 1964 г. В семнадцатом полете, 
14 октября 1965 г., опытная машина достигла скорости, 
соответствующей M=3. 

Второй образец выполнил свой первый полет 17 июля 1965 г., 
а 8 июня 1966 г. он потерпел катастрофу в результате столкновения 
с истребителем F-104 в демонстрационном полете. Командир экипажа 
XB-70A шеф-пилот фирмы North American Э.Уайт (Alvin S.White) 
катапультировался, второй пилот К.Кросс (Carl S.Cross) и летчик 
Дж.Уокер (Joseph A.Walker), пилотировавший F-104, погибли.

Первый  XB-70A испытывался до декабря 1968 г., после завершения 
которых он был передан в музей ВВС США. Налет двух машин 
составил 249 ч 22 мин. в 128 полетах.


Экипаж:  2 чел.

Конструкция самолета:
Самолет выполнен по схеме «утка» с треугольным в плане крылом 
и двухкилевым вертикальным оперением. 

В конструкции XB-70A широко использовались нержавеющая сталь 
РН15-7Mo (68% от массы конструкции планера), сталь Н11 (17%), 
титановые сплавы (9%), а также нержавеющая сталь АМ-35 (4%) и 
сплав Rene-41 на никелевой основе (2%). Обшивка значительной 
части крыла, нижней и верхней поверхностей фюзеляжа, килей и 
других агрегатов выполнена из панелей слоистой конструкции: 
листы из нержавеющей стали с припаянным сотовым или приваренным 
гофрированным заполнителем.

Фюзеляж — типа полумонокок. Кабина экипажа представляет собой 
герметичную капсулу с катапультируемыми креслами-капсулами с 
автономной кислородной системой. При заходе на посадку верхняя 
панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась 
вниз. Входная дверь располагалась перед передним горизонтальным 
оперением с левого борта. В средней части фюзеляжа был 
расположен бомбоотсек длиной 9,10 м, который использовался 
для размещения аппаратуры системы управления воздухозаборником 
и аппаратуры, регистрирующей полетные параметры и данные о 
работе систем самолета.

Крыло — низкорасположенное, с отклоняемыми вниз концевыми 
частями. Удлинение крыла 1,75. Средняя аэродинамическая хорда 
крыла 23,94 м. Относительная толщина профиля крыла 0,02 на 
участке по размаху до 4,72 м и 0,025 на участке от 11,68 м до 16,00 м. 
Угол стреловидности крыла: по передней кромке 65,57°, по линии 
0,25 хорд 58,79°. Угол поперечного V крыла: на первом опытном образце 
0°, на втором — +5°. Механизация крыла — по шесть секций элевонов 
на каждой консоли. Угол отклонения элевонов: 25° вниз, 15° вверх. 
Углы отклонения концевых частей крыла в полете: 0° при дозвуковых 
скоростях, 25° (на первом самолете) или 30° (на втором) при 
околозвуковых скоростях, 65° (первый самолета) или 70° (второй 
самолет) на сверхзвуковых скоростях.

Переднее горизонтальное оперение — переставное, трапециевидной 
формы в плане, снабжено закрылками. Диапазон углов отклонения 
ПГО — 6°. Угол стреловидности ПГО по передней кромке 31,7°. 
Закрылки отклонялись на угол до 25° совместно с элевонами при 
взлете и посадке. На скорости полета до M=0,88 возникал срыв 
потока на ПГО, что приводило к сильной тряске самолета. 

Хвостовое оперение — двухкилевое, с рулями направления. Углы 
отклонения рулей направления: ±12° при выпущенном шасси, ±3° 
при убранном шасси.

Шасси — трехопорное, с передней стойкой. Основные стойки 
телескопические, с четырехколесными тележками, убирались в 
мотогондолу назад, по потоку, с поворотом тележек на 90°. 
Передняя стойка телескопическая, со спаренными колесами. 
Все колеса имели диаметр 1,06 м. Тормоза колес дисковые, 
установлены отдельно от колес. Ресурс колес первоначально 
составлял 3 – 4 посадки, позднее — 5 – 10 посадок. При посадке 
использовались три тормозных парашюта с диаметром купола 
8,50 м.


Системы и оборудование:
Система управления самолетом бустерная, необратимая, с 
дублированными гидроприводами. Проводка управления элевонами 
и рулями направления тросовая, передним горизонтальным 
оперением — жесткая.

Гидравлическая система (рабочее давление 280 кгс/кв.см / 27,5 МПа) 
состояла из четырех независимых подсистем с приводом от 
12 гидронасосов переменной подачи. Гидросистема использовалась 
для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, 
аварийного генератора.

Питание электрической системы переменного тока (115/200 В, 400 Гц) 
осуществлялось от двух основных генераторов (мощность по 60 кВА, 
240/416 В, 440 Гц, привод от двигателей) через понижающие 
трансформаторы. Аварийный генератор мощностью 60 кВА имел 
привод от гидродвигателя.

Радиоэлектронное оборудование, планируемое для установки 
на серийный бомбардировщик:
- навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 
(производства IBM), включающая инерциальную навигационную 
систему с гиростабилизированными платформами, 
астронавигационную систему с блоком астросопровождения;
- радионавигационная система TACAN;
- система опознавания «свой-чужой»;
- аппаратура посадки по приборам;
- доплеровская РЛС производства General Electric;
- радиолокационные и ИК станции помех производства фирмы 
Westinghaus.


Силовая установка:  
6 х ТРДФ General Electric YJ93-GE-3, максимальная тяга 6 х 11350 кгс 
(6 х 111,3 кН) без форсажа и 6 х 14060 кгс (6 х 137,9 кН) с форсажем. 
Максимальный диаметр двигателя 1,33 м, длина 6,02 м, масса сухого 
двигателя 2360 кг.

Двигатели установлены в пакет в общей мотогондоле под фюзеляжем.

Воздухозаборник — плоский многоскачковый, смешанного сжатия, 
с центральным клином, разделяющим его на два канала, каждый 
из которых подает воздух к трем двигателям. На верхней поверхности 
крыла имелись перепускные створки. На первой машине была 
установлена полуавтоматическая система управления воздухозаборником, 
на втором самолете — полностью автоматическая система. 
Длина канала воздухозаборника 24,00 м, его высота у входа 2,10 м

Реактивные сопла — сверхзвуковые, с электронной системой 
управления.

Для запуска первого двигателя использовался твердотопливный 
стартер, после чего с помощью гидродвигателей запускались 
остальные.

Топливо (JP-6) размещалось в 11 баках-отсеках: шесть — в крыле, 
пять — в хвостовой части фюзеляжа.


Геометрические размеры: 
Длина - 57,61 м
Высота - 9,14 м
Размах крыла - 32,00 м
Площадь крыла - 585,07 кв.м
Хорда крыла:    
корневая - 36,89 м
концевая - 0,67 м
Площадь элевонов (общая) - 36,74 кв.м
Площадь отклоняемых концевых частей крыла (общая) - 96,78 кв.м
Площадь ПГО (без подфюзеляжной части) - 24,64 кв.м
Площадь закрылков на ПГО (общая) - 10,16 кв.м
Площадь рулей направления (общая) - 35,52 кв.м
Колея шасси - 7,10 м
База шасси - 14,10 м
        
Весовые данные: 
Масса пустого самолета - 58000 кг
Максимальная масса топлива - 138000 кг
Нормальная посадочная масса - 143000 кг
Максимальная расчетная взлетная масса - 251500 кг
Максимальная взлетная масса - 240000 кг
        
Летно-технические характеристики:       
Максимальное число М - 3,08
Максимальная скорость полета на большой высоте - 3220 км/ч
Время выполнения разворота на 180 град с креном 20 град. - 13,0 мин.
Практический потолок - 21300 м
Радиус виража (M=3,0) - 160 км
Дальность полета - 9650 км


Взлетно-посадочные характеристики:      
Взлетная скорость - 350 км/ч
Посадочная скорость - 335 км/ч


Фотографии - http://www.aerotechnics.ru/avia/aircraft/usa/xb70.asp


Вся реклама в данной рассылке вставляется автоматически сервисом subscribe.ru.

----------------------------------------------------------------------

Сайт рассылки - http://www.aerotechnics.ru

======================================================================
http://subscribe.ru/
E-mail: ask@subscribe.ru 		Отписаться
Убрать рекламу
В избранное