США. КОНВЭР. В-58 «ХАСТЛЕР». Средний стратегический бомбардировщик
Средний стратегический бомбардировщик Конвэр В-58
Преодоление звукового барьера стало крупнейшим достижением в авиации, историю которой с тех пор принято делить на до- и сверхзвуковой периоды. Большой вклад в освоение реактивной техники, которая позволила осуществить этот «прорыв», внесли, как известно, Россия, Великобритания и Германия, создавшие ряд дозвуковых реактивных самолетов (БИ-1, «Метеор», Не-176 и др.). Однако плодами начальных работ удалось раньше всех воспользоваться американцам: в октябре 1947 г. на экспериментальном самолете Белл X-1 (летчик Ч.Егер) впервые была превышена скорость звука в горизонтальном полете. В дальнейшем вперед удалось вырваться Советскому Союзу, создавшему в апреле 1952 г. первый в мире серийный сверхзвуковой самолет МиГ-19. Масштабные работы по испытаниям X-1, а позднее и других (Дуглас D-558-II, Белл X-2) экспериментальных самолетов позволили американцам уже в мае 1953г. также разработать серийный сверхзвуковой истребитель Норт Америкен F-100 «Супер Сейбр». Таким образом, первыми из боевых самолетов сверхзвуковые скорости освоили истребители. Причинами этого были сравнительно малая масса истребителей (не требовавшая двигателей большой тяги), небольшая дальность полета (достигавшаяся и с «прожорливыми» первыми реактивными двигателями), малое время полета на сверхзвуке (не «съедавшее» значительно дальность). С бомбардировочной авиацией дело обстояло сложнее.
Россия, Великобритания и США создали в первые послевоенные годы дозвуковые реактивные бомбардировщики (Ту-16, ЗМ, Ту-95, «Вулкан», «Вэлиант», В-47, В-52). Причем наиболее мощные усилия были предприняты в США, которые к тому же находились в выгодных условиях: им удалось получить в свое распоряжение самые полные результаты широко
масштабных германских исследований по реактивной авиации и привлечь к работам значительное число немецких специалистов, участвовавших в этих исследованиях. Задача перехода к сверхзвуку и в бомбардировочной авиации была очевидной, так как те же германские трофейные материалы и собственный анализ позволяли сделать вполне оправдавшийся, как мы видели, прогноз, что уже в недалеком будущем появятся сверхзвуковые истребители и зенитные ракеты, которые поставят под угрозу эффективность дозвуковых бомбардировщиков. Но технические проблемы создания сверхзвуковых бомбардировщиков оказались намного сложнее. Необходимость крейсерской сверхзвуковой скорости при сохранении больших дальности и боевой нагрузки требовала повышения термической прочности конструкции, увеличения аэродинамического качества самолета и тяги двигателей, уменьшения расхода или повышения запаса топлива. Понадобились углубленные исследования.
Схема самолета В-58А
Экспериментальный Белл Х-1 – первый самолет, превысивший скорость звука
Формирование облика первого сверхзвукового бомбардировщика представляет собой одну из наиболее интересных страниц истории авиации и мы позволим себе остановиться на этом подробней. В США серьезное изучение сверхзвуковых бомбардировщиков началось в 1949 г. Но дальними подступами к этим работам можно считать начавшиеся в октябре 1946 г. «Обобщенные исследования бомбардировщиков» {GEBO I – Generalized Bomber Study), призванные определить тенденции развития конструкций «бомбовозов» и выявить воздействие компоновочно-конструктивных параметров (тип двигателей – турбореактивные или турбовинтовые, их размерность и число; стреловидность, удлинение, относительная толщина и площадь крыла и т.д.) на скорость, дальность полета и взлетную массу перспективных самолетов. Основной контракт был заключен с фирмой Конвэр, которая по опыту проектирования бомбардировщиков приближалась к Боингу.
Одним из наиболее крупных достижений фирмы Конвэр предшествующих лет был первый межконтинентальный бомбардировщик В-36, который в последних своих модификациях оснащен реактивными двигателями в дополнение к поршневым. Конвэр активно включилась в программы чисто реактивных дозвуковых бомбардировщиков, создав ХВ-46 с четырьмя двигателями, расположенными на прямом крыле в сдвоенных гондолах (1947 г.), разработав (под влиянием немецких исследований) проект ХВ-53 с крылом обратной стреловидности (1948 г.) и построив YB-60 – вариант самолета В-36 с восемью ТРД на подкрыльевых пилонах (1951 г.). В 1940-1950 годах фирмой были разработаны также ряд пассажирских самолетов и первая американская МБР «Атлас» (1958 г.), работы по которой начались в 1946 г. параллельно с программой GEBO I.
Конвэр провела исследования GEBO I с необычной для американской авиации того времени обстоятельностью: было изучено около 10 тыс. различных конфигураций. Эти работы, которые своим размахом фактически задали «тон» и всех последующих стратегических проектов США, завершились к марту 1949 г. выпуском шести отчетов, касающихся самолетов с ТВД, с ТРД при прямом и с ТРД при стреловидном (35°) крыле в вариантах с боевой нагрузкой 9,1 т и 22,7 т. В числе исследовавшихся были и экзотические проекты, например, аппарат с бомбовой нагрузкой 22,7 т, взлетной массой 454…544 т и дальностью до 32 тыс. км, представлявший собой «связку» из трех соединенных концами крыльев бомбардировщиков типа В-36. Однако на этом этапе детальных проработок сверхзвуковых самолетов еще не велось и фактически исследования достигли лишь уровня уже создававшегося В-52.
К началу 1949 г. успех в создании среднего бомбардировщика В-47 и развернувшиеся работы по дальнему тяжелому В-52 выдвинули на первый план среди перспективных работ задачу создания среднего сверхзвукового бомбардировщика, тем более что к тому времени сверхзвуковые скорости были уже достаточно изучены. В пользу этого выступал ряд военных руководителей. Более осторожное высшее руководство ВВС, хотя и аннулировало ряд программ других дозвуковых машин (например, в январе 1949 г. была отменена программа ХВ-55), все же 15 июня 1949 г. решило в рамках новых «обобщенных исследований бомбардировщиков» (GEBO II), на которые была выделена немалая по тем временам сумма – 109,4 тыс долл., продолжить изучение дозвуковых машин (рассматривался бомбардировщик с радиусом действия 1930…4025 км, боевой нагрузкой 4,5 т, крейсерской скоростью более 834км/ч, рабочей высотой полета более 10700 м и взлетной дистанцией менее 1830 м). Однако в апреле 1950 г. под давлени ем промышленных кругов и новаторски настроенных военных программа GEBO II была официально переориентирована на изучение сверхзвуковых самолетов. Пересмотренными требованиями программы GEBO II предусматривался составной бомбардировочный комплекс (на базе носителя В-36), способный атаковать цели на удалении 5650-7250 км от базы с достижением числа М=0,9…1,5 на участке протяженностью 800- 3200 км в зоне цели.
МиГ-19- первый в мире серийный сверхзвуковой истребитель
Бомбардировщик Конвэр ХВ-46
Рисунок «связки» из трех бомбардировщиков В-36 по проекту в рамках исследований GEBO I
Еще весной 1949 г. военными вместе с авиационными фирмами были выделены основные концепции сверхзвуковых ударных аппаратов: комбинация из тяжелого дозвукового носителя и сверхзвукового отделяемого ударного аппарата; средний бомбардировщик с системой дозаправки топливом в воздухе; беспилотный аппарат; традиционный средний бомбардировщик с высокими скоростными характеристиками. Большинство технических исследований того периода не подтверждали возможность создания дальнего бомбардировщика традиционной конфигурации, способного совершать длительный полет на сверхзвуке без дозаправки в воздухе. Так, по проекту 484-40 5В фирмы Боинг самолет при взлетной массе 90,7 т должен был с бомбовой нагрузкой 2,7 т (максимальная 6,0 т) иметь радиус действия 3220 км при крейсерском числе М=0,9 и броске с М=1,3 лишь на участке длиной 345 км. А этот проект («консервативной», как и почти все изучавшиеся Боингом конфигурации, нормальной аэродинамической схемы с крылом стреловидностью 47° и удлинением 3,5) был признан ВВС в конце 1950г. лучшим из боинговских. Система дозаправки в полете еще не была к тому времени достаточно отработана. Поэтому естественным образом интерес ВВС США сфокусировался на многоступенчатых пилотируемых аппаратах, которые изучались в рамках объединения двух концепций.
В первой концепции реализовался ракетный принцип «стриптиза» на пути к цели, с отделением в полете ставших ненужными компонентов конструкции. При этом пилотируемый возвращаемый модуль, имевший минимальное оборудование, фактически становился своего рода капсулой, предназначенной прежде всего для спасения экипажа после выполнения задания (проект такого бомбардировщика, способного выполнить на сверхзвуке весь боевой вылет, прорабатывался фирмой Дуглас). Вторая концепция многоступенчатого аппарата предусматривала использование двух пилотируемых компонентов: отделяемого сверхзвукового бомбардировщика и тяжелого дозвукового носителя. Идея «авиаматки» с отделяемыми истребителями была к тому времени давно известна (подробнее см.раздел по самолету Конвэр В-36). Такой подход выглядел достаточно реалистичным и для стратегического ударного комплекса. Он обещал более высокую степень многоразовости (хотя и за счет уменьшения доли сверхзвукового полета) тем более, что подходящий дозвуковой носитель (В-36) уже имелся и стоимость разработки комплекса благодаря этому значительно снижалась. В рамках этой концепции фирма Дуглас предложила в 1949 г. создать бомбардировочную модификацию своего экспериментального сверхзвукового турбореактивного Х-3 (его разработка была начата четырьмя годами ранее), который с бомбой на внешней подвеске должен был сам подвешиваться под тяжелым носителем.
Однако наибольшее внимание ВВС США привлекло совмещение ракетного принципа с идеей «авиаматки», позволявшее объединить положительные качества обеих концепций. Именно такой подход попыталась реализовать фирма Конвэр, которая в январе 1950 г. представила отчет по четырехдви- гательному носимому ударному аппарату с треугольным крылом, соединявшемуся с носителем типа В-36 на выпускаемой трапеции и имевшему, в свою очередь, возвращаемый пилотируемый компонент и сбрасываемый контейнер. При стартовой массе 45,4 т бомбардировщик-«паразит» должен был развивать максимальное число М=1,6 при крейсерском М=1,3.
Трубная модель самолета Боинг 484
Один из проектов составного комплекса на базе бомбардировщика В-36
Ударный аппарат, соединяемый с носителем В-36 с помощью выпускаемой трапеции
Трубная модель самолета Конвэр МХ-1626
Модель самолета Боинг МХ-1712
Собственно, для дальнейшего изучения этого проекта ВВС и сформулировали в апреле 1950г. отмечавшиеся выше требования по второму этапу программы GEBO II, к концу которой Конвэр исследовала огромное число конфигураций бомбардировщиков, базирующихся на носителях или имеющих отделяемые компоненты. Одним из наиболее проработанных проектов конца 1950г. предусматривался следующий порядок вылета. Носитель В-36 с бомбардировщиком на борту преодолевает расстояние около 3200 км в направлении цели, после чего пя- тидвигательный бомбардировщик- «паразит» отделяется, а носитель возвращается на базу. «Принявший эстафету» бомбардировщик летит с крейсерским числом М=1,3 на дальность еще около 3200 км. В зоне цели бомбардировщик совершает бросок с максимальным числом М=1,5, сбрасывает контейнер с атомной бомбой и один из пяти двигателей, а затем ложится на обратный курс с крейсерским числом М=1,3. Преодолев на пути «домой» первые 3200 км, экипаж бомбардировщика сбрасывает еще два турбореактивных двигателя и оставшиеся 3200 км летит с числом М=0,9.
Более детальный анализ все же показал, что составной комплекс окажется не таким уж и дешевым (например, требовалась установка независимых навигационных систем и на носителе, и на «паразите»), его дальность полета может быть снижена маневрированием бомбардировщика для встречи с носителем в воздухе, причем при полете в связке составной комплекс будет уязвим для атаки противника. В конце 1950 г. Конвэр модифицировала проект, предусмотрев взлет носителя с подвешенным в полуутопленном положении бомбардировщиком. Однако это не решало всех проблем. На основе GEBO II фирмой к 1951 г. был все же представлен еще один проект носимого аппарата (МХ-871) с массой, увеличенной до 48,5 т и способностью сверхзвукового полета на дальность 2800 км. Но отказ от составного комплекса был уже фактически предрешен.
В начале 1951 г. ВВС США организовали предварительный конкурс проектов. Принявшие в нем участие фирмы Дуглас (с двухдви- гательным МХ-2091 с взлетной массой 61,2 т и максимальным числом М=0,95) и Мартин (с двух- двигательным МХ-2092, 72,6 т, М=0,95) оказались явными аутсайдерами. Единственными реальными кандидатами на дальнейшие работы стали Конвэр МХ-1626 с двумя двигателями в гондолах на треугольном крыле и отделяемым однодвигательным контейнером (использование носителя В-36 уже не предусматривалось) и Боинг МХ-1712 с четырьмя двигателями в гондолах под стреловидным крылом.
В декабре 1951 г. ВВС выпустили уточненные требования к стратегической высотной бомбардировочной системе SAB-51 с боевой нагрузкой 4,5 т и радиусом действия 4260 км при базировании на передовых аэродромах без дозаправки в воздухе и 7410 км при межконтинентальном перелете с одной попутной дозаправкой. Предусматривался бросок с М=2Д на участке протяженностью 370 км на высоте 16760 м. В соответствии с этим ТГЗ в феврале 1952г. был организован окончательный конкурс между Конвэром и Боингом, дополненный требованием выполнения новым самолетом и разведывательных задач (SAR-51). В октябре 1952 г. проекту Конвэр МХ-1964 с максимальным числом М=2,1 было отдано предпочтение в сравнении с проектом Боинг MX-1965 (ХВ-59), а в феврале 1953 г. фирме был выдан начальный контракт на работы по самолету, получившему обозначение В-58.
Макет самолета по проекту Конвэр МХ-1964 (конец 1952 г.)
Экспериментальный самолет с треугольным крылом Конвэр XF-92A
Новизна стоявшей задачи обусловила редкую в авиации ситуацию (повторившуюся в США почти через 35 лет при разработке истребителя ATF): ВВС одобрили лишь общий подход фирмы, но не конкретный проект. На протяжении всего начального периода программы В-58 его разработка сопровождалась многочисленными изменениями как поставленных задач, так и внешней конфигурации и бортовых систем самолета. Прошел почти год после победы фирмы Конвэр в конкурсе, прежде чем в сентябре 1953 г. были детально сформулированы твердые требования к самолету, и еще год, когда к августу 1954 г. проект окончательно заморозили, и началось рабочее проектирование опытного самолета.
Трансформация проекта фирмы Конвэр на пути от подвесного «паразита» до автономного бомбардировщика В-58, отличающегося отсутствием внутрифюзеляжного бомбового отсека, была весьма значительна. Неизменной оставалась лишь схема «бесхвостка» с треугольным крылом, которую фирма выбрала в 1946 г. еще при проектировании перехватчика XF-92 по рекомендации А.Лип- пиша («законодателя» такой конфигурации, перебравшегося после войны из Германии в США) и в дальнейшем использовала в проектах перехватчиков F-102 «Дельта Дэггер» (1953 г.) и F-106 «Дельта Дарт» (1956 г.), а также первого и единственного в мире экспериментального сверхзвукового гидросамолета-истребителя «Си Дарт» (1953 г.). Приверженность фирмы такой схеме связана с ее существенным преимуществом: небольшими потерями аэродинамического качества самолета из-за прироста балансировочного сопротивления в полете с большой сверхзвуковой скоростью.
Основным направлением развития проекта бомбардировщика было повышение доли возвращаемых компонентов. В предложении от января 1950 г. многоразовым был лишь однодвигательный пилотируемый компонент, а в сбрасываемом контейнере помимо бомбы находились РЛС, три двигателя и топливо (посадочная масса бомбардировщика – 8,1 т – была менее 20% от его массы при старте с носителя, составлявшей 45,4 т). В конце 1950 г., при увеличении общего числа двигателей носимого бомбардировщика до пяти, два двигателя располагались на возвращаемом компоненте (в крыльевых гондолах), один в сбрасываемом контейнере, несущем также бомбу и аппаратуру, и еще два – в сбрасываемых гондолах под крылом. Однодвигательный отделяемый контейнер был предусмотрен и проектом МХ-1626 в 1951г., однако силовая установка имела всего три двигателя и дополнительных отделяемых двигателей не предусматривалось. В проекте МХ-1964, выигравшем конкурс, подвесной контейнер стал без двигательным, а силовая установка, вновь четырех- двигательная, полностью размещалась на крыле бомбардировщика.
Сначала предусматривалось интегральное сочленение сбрасываемого контейнера с фюзеляжем возвращаемого самолета: контейнер и фюзеляж, имевшие плоские горизонтальные сопрягаемые поверхности, образовывали единый корпус, который «расщеплялся» при отделении контейнера, представлявшем собой нижнюю часть корпуса. Причем контейнер занимал почти всю длину фюзеляжа и имел дополнительную сбрасываемую после взлета собственную носовую стойку шасси, что утяжеляло конструкцию и значительно ее усложняло. Кроме того, это требовало обязательного сброса контейнера перед посадкой. Лишь к сентябрю 1953 г. проработка проекта МХ-1964 привела к применению отдельного, подвешиваемого на пилоне, укороченного контейнера, имевшего форму тела вращения. Это стало возможным благодаря переносу РЛС из контейнера в фюзеляж самолета и установке носовой стойки шасси только на фюзеляже. Таким образом, в контейнере остались лишь боевая нагрузка и уменьшенный запас топлива.
Трубная модель самолета МХ-1964 с расположением внешних двигателей над крылом (март 1953 г.)
Опытный образец В-58 транспортируется в цех окончательной сборки. Чехол скрывает конфигурацию самолета от посторонних глаз
Опытный В-58: демонстрация перед первым полетом
Одной из наиболее трудоемких была проблема расположения двигателей. Для В-58 изучались вначале две основных конфигурации, первая из которых предусматривала установку двигателей в спаренных гондолах (как на боинговских В-47 и В-52) на двух пилонах под крылом, вторая – в отдельных гондолах: два внутренних двигателя под крылом и два внешних над крылом. Преимуществами спаренной установки двигателей были снижение массы конструкции примерно на 450 кг и улучшение доступа к двигателям при их монтаже и техобслуживании. Однако испытания летающей модели самолета показали, что лобовое сопротивление такой конфигурации на трансзвуковых скоростях почти в два раза превышало расчетное и фактически не позволяло развить сверхзвуковую скорость. Размещение же двигателей в отдельных гондолах соответствовало правилу площадей (которое было сформулировано летом 1952 г. сотрудником NACA Р.Уиткомбом, и сразу же было использовано фирмой Конвэр в проектах самолетов F-102 и В-58) и уменьшало лобовое сопротивление самолета, особенно в конфигурации с подвесным контейнером. Установка внешних двигателей над крылом была вызвана стремлением уменьшить интерференцию скачков уплотнения. Лишь к августу 1954 г., когда проект окончательно заморозили, была принята окончательная конфигурация с размещением всех двигателей в отдельных подкрыльных гондолах, т.е. использована схема, предложенная фирмой Боинг в проекте сверхзвукового бомбардировщика МХ-1712.
Топливо должно было размещаться во внутренних баках самолета и в подвесном контейнере. При переходе к укороченному контейнеру с уменьшенной емкостью топливного отсека были предусмотрены внешние баки на крыле, однако в окончательном проекте 1954 г., когда все двигатели были размещены раздельно под крылом, от внешних баков было решено отказаться и все топливо было размещено во внутренних баках самолета и подвесном контейнере.
В стремлении снизить до минимума массу бомбардировщика фирма в проекте от января 1950 г. предусматривала экипаж из двух человек, однако впоследствии была вынуждена все же увеличить его до трех человек. В предложении от января 1950 г. не предполагалось также оборонительного вооружения – высокая скорость сама по себе считалась достаточным средством защиты, но в проекте МХ-1964 хвостовая пушечная установка присутствовала с самого начала, на первом этапе – калибром 30 мм, затем 20 мм.
Разработка В-58, как и любо го новаторского проекта, была связана с большим техническим риском. Одна из главных трудностей состояла в отсутствии в то время достоверных методик расчета сверхзвуковых характеристик самолета, в связи с чем военные неоднократно высказывали сомнения в возможности реализации проекта на требуемом уровне, причем эти сомнения усугублялись проблемами с перехватчиком Конвэр F-102, фактические летные данные которого (до применения правила площадей) оказались ниже расчетных. С проведением к середине 1954 г. трубных испытаний крупномасштабных моделей ситуация еще более ухудшилась, так как уточненные расчетные характеристики самолета, и прежде всего дальность полета, не удовлетворяли военных. В результате программа вступила в полосу неопределенности. Ряд руководителей стратегического авиационного командования ВВС США, стремившихся главным образом к достижению межконтинентальной дальности без дозаправки топливом в полете, потеряли интерес к В-58, высказывались рекомендации переориентировать его на применение в составе тактического авиационного командования. В июне 1955 г. программа была преобразована в чисто экспериментальную, 13 уже заказанных самолетов предполагалось использовать для аэродинамических исследований продолжительного сверхзвукового полета и разработки систем для будущих боевых комплексов. Но среди военных было и много сторонников программы В-58, и это решение было быстро отменено – в августе этого же года было решено все-таки создать боевой самолет для САК.
Первый взлет опытного В-58
Все же до начала 1958 г. программа разработки В-58 находилась в «подвешенном» состоянии, конкурируя в отношении финансирования с программой бомбардировщика Норт Америкен В-70, начавшейся в 1954 г. Нестабильность программы и задержка с выбором командования, на вооружение которого самолет должен был поступить, нарушали график работ, не позволяли обеспечить оптимальный с экономической точки зрения порядок разработки и производства. Лишь в начале 1959 г. САК стало твердо поддерживать производство В-58, придя к выводу, что он существенно превосходит устаревший В-47.
Постройка первого опытного самолета, получившего официальное обозначение YB/RB-58, завершилась в августе 1956г., его первый полет состоялся 11 ноября 1956 г. (летчик-испытатель Б.Эриксон). Уже через полтора месяца (30 декабря 1956 г.) была превышена скорость звука, а еще через полгода (29 июня 1957 г.) самолет совершил первый полет со скоростью, в два раза превышающей скорость звука (М=2,03 на высоте около 13 км).
В июне 1959 г. намечалось построить 290 самолетов В-58, из которых предполагалось сформировать пять авиакрыльев, но к началу 1960 г. планировавшийся объем производства сокращен до 116 бомбардировщиков в составе двух авиакрыльев. Первый серийный самолет совершил первый полет в сентябре 1959 г., а завершилось серийное производство в октябре 1962 г. (за месяц до того, как ВВС США был передан последний бомбардировщик В-52, производившийся серийно с 1955 г.). В число 116 построенных В-58 входили 13 опытных YB-58, 17 предсерийных и 86 серийных В-58А. Таким образом, 30 машин были предназначены для летных испытаний и доводки – рекордное число для столь крупной и дорогой программы. Большинство из 17 предсерийных самолетов были, начиная с февраля 1960 г., модернизированы до уровня серийных и приняты на вооружение, в том числе восемь переоборудованы в учебно-тренировочные ТВ-58А (первый полет первого самолета 10 мая 1960 г.).
В-58 оказал значительное воздействие на развитие промышленности США. Во-первых, впервые в американской практике был опробован системный подход в руководстве программой. При этом фирма Конвэр выступила в качестве главного подрядчика, ответственного за руководство разработкой и интеграцию всех (за исключением двигателей) компонентов самолета и бомбардировщик проектировался как система оружия WS-102A. Кроме того, небывало высоким было участие промышленных фирм: если в 1955 г. в программе участвовали около 3000 субконтрактантов, то в начале 1961 г. их число достигло пика 4926 (в 44 штатах). Масштабы велики даже по мерке наших дней: например, по программе самолета Рокуэлл В-1В число поставщиков не превышало 4000. На разработку самолета было затрачено 9,34 млн.чел-ч.
Программа самолета В-58 была одной из самых масштабных в истории авиации США
Оборотной стороной масштабности предпринятых усилий была высокая общая стоимость программы, которая с учетом постройки 116 самолетов составила 3,2 млрд долл. в текущих ценах, т.е. 27,6 млн долл. на один самолет – громадную по тем временам сумму. В американской печати тех лет противники В-58 указывали, что В-58 стоит больше, чем если бы он был выполнен полностью из золота. Эти утверждения были недалеки от истины, т.к. при цене золота в то время примерно 35 долл. за тройскую унцию и массе пустого снаряженного самолета с контейнером 30150 кг цена «золотого» В-58 составила бы 33,9 млн долл. Для сравнения укажем, что в пересчете на курс 1967 г. фактическая цена одного В-58 с учетом всех расходов по программе составила 33,5 млн долл., в сравнении с 9 млн долл. для бомбардировщика В-52 и 3 млн долл. для В-47. Почти таким же был отрыв В-58 по эксплуатационным расходам: два авиакрыла В-58 по стоимости эксплуатации соответствовали шести авиакрыльям В-52.
В то же время по оценке САК, которое уже в конце 1950-х годов стало использовать экономические оценки боевой эффективности, расходы СССР на организацию защиты от бомбардировщиков В-58 должны были значительно превысить стоимость программы самолета. Такую оценку можно подвергнуть сомнению, т.к. непосредственным ответом советской ПВО на создание В-58, пожалуй, можно считать только ЗРК большой дальности С-200 «Ангара» разработки НПО «Алмаз», принятый на вооружение в 1967 г. и предназначенный для поражения стратегической авиации противника на больших дальностях и высотах до рубежа бомбометания (максимальная гарантированная дальность поражения цели класса стратегический бомбардировщик – 300 км, диапазон высот перехватываемых целей – 300-35000 м, максимальная скорость цели – 4300 км/ч). Дальний перехватчик Ту-128 (1961 г.) разрабатывался для борьбы прежде всего с В-52, а основным импульсом к созданию перехватчика МиГ-25П (1964 г.) было, скорее, появление стратегического «трехмахового» разведчика Локхид SR-71.
Первое строевое авиакрыло самолетов В-58 официально образовано 1 марта 1960 г. на базе Кар- суэлл (в августе 1964 г. это авиакрыло переведено на базу Литтл Рок), второе – сформировано на базе Банкер Хилл (в 1968 г. переименована в Гриссом). Каждое крыло имело в строю 40 самолетов, каждой из трех эскадрилий в составе крыла были приписаны 12 самолетов. Боеготовность обоих авиакрыльев, принадлежащих стратегическому авиационному командованию (САК), достигнута в августе 1962г., а в сентябре этого же года самолеты были поставлены на дежурство. В тренировочных целях В-58 периодически развертывались на передовых базах в Испании (Саратога), Англии, Японии (Окинава) и на острове Гуам. Интенсивность использования В-58 была достаточно высока: за все время эксплуатации парк бомбардировщиков налетал 225 тыс.ч.
Одна треть всех бомбардировщиков В-58 постоянно несла дежурство на аэродромах в состоянии 15-минутной готовности к взлету. Начиная с 1963 г. во время учений практиковались взлеты с минимальным интервалом: до 15…20 самолетов должны были подняться в воздух за 15 м. Это был один из наиболее трудных элементов летной эксплуатации – задымленность ВПП и опасность столкновения с соседними самолетами требовали высокой точности действий летчиков.
В 1959 г. прорабатывалась необычная идея, которая так и не была реализована. Предлагалось организовать экономичное круглосуточное дежурство В-58 в воздухе с использованием «стоячей волны» наблюдающегося в Калифорнии атмосферного явления, связанного с образованием почти вертикального стационарного течения воздуха со скоростью около 90 м/с. В-58 должен был «парить» в этой зоне при работе двигателей на режиме малого газа.
Эмблемы авиакрыльев В-58А
Реставрированный В-58А, победивший в свое время в конкурсе на приз Бендикса.
Модель самолета по проекту В-58В
Из-за узкого диапазона центровок самолет без контейнера мог опрокинуться на хвост
В 1961-1963 гг. на В-58 установлено 19 официально зарегистрированных мировых рекордов скорости и высоты полета, завоевано большое число призов. К наиболее выдающимся достижениям относятся рекорд скорости по замкнутому маршруту протяженностью 1073 км на приз Блерио – 2095,48 км/ч (10 мая 1961 г.), рекорд скорости по замкнутому маршруту протяженностью 1000 км с нагрузкой 2000 кг – 2067,57 км/ч (14 января 1961 г.), рекорд высоты полета с нагрузкой 5000 кг – 26018 м (14 сентября 1962 г.).
Из опубликованных данных следует, что максимальная достигавшаяся в полете скорость превышает 2300 км/ч (М=2,17) – таким образом, В-58 обладал большей скоростью, чем большинство перехватчиков того времени. В условиях нормальной эксплуатации максимальная скорость ограничивалась не тягой двигателей, а максимально допустимой температурой воздуха в воздухозаборниках и прочностью конструкции. Самая большая суммарная продолжительность пребывания на сверхзвуке в одном полете составила 5 ч (из общего времени 8 ч 35 м полета с пятью дозаправками в воздухе, состоявшегося 16 октября 1963 г.; в США этот рекорд был позднее перекрыт самолетом Локхид SR-71). Самый дальний – 17700 км – и одновременно длительный – 18 ч 10 м – полет совершен во время перелета В-58 с несколькими дозаправками со средней скоростью 998 км/ч (23 марта 1960 г.).
Самолет В-58 был первым сверхзвуковым бомбардировщиком и отличался большим числом нововведений (конструкция, двигатели, оборудование – все представляло скачок в технике). Его создание представляло собой попытку обратить вспять наблюдавшуюся в то время тенденцию к увеличению массы самолетов для выполнения требовавшегося задания. Небольшие размеры самолета обусловили его сравнительно невысокую ЭПР – от 1/10 до 1/30 ЭПР бомбардировщика В-52 в зависимости от ракурса.
Один из В-58А после снятия с вооружения (на авиабазе Дэвис-Монтан)
В-58А в экспозиции музея ВВС США на авиабазе Райт-Паттерсон
Модель, отражающая одну из конфигураций «Супер Хастлер»
На начальном этапе испытаний, когда характеристики В-58 еще не были полностью исследованы, его официальные оценки были достаточно оптимистичными. К июню 1959 г. возможности самолета характеризовались американскими экспертами следующими данными: при выполнении классической для САК ударной задачи самолет В-58А может поразить 87% целей на территории Советского Союза, В-58 три раза успешно имитировал преодоление ПВО США без использования бортовых средств РЭП. По оценке САК, сделанной в 1960 г., самолет В-58 мог поразить большинство крупных целей к западу от Урала с одной дозаправкой топливом в полете. Бортовые средства РЭП самолета В-58 могли парировать опасность его перехвата истребителями и зенитными ракетами, а самолеты В-52 и В-47, совместно с которыми предполагалось применение В-58, должны были обеспечить поддержку прорыва советской системы дальнего обнаружения и ПВО.
Несмотря на столь благоприятные оценки, бомбардировщику В-58 не суждена была долгая жизнь в отличие от его дозвукового «коллеги» В-52, который несет службу и в наши дни. Еще в конце 1950-х годов руководство ВВС США отдавало себе отчет в относительности подобных оценок и опасности их экстраполяции на будущее. Критика самолета возобновилась в начале 1960-х годов, значительно активизировалась во второй половине 1960-х годов и привела к снятию бомбардировщика вооружения к началу 1970-х. Ниже мы подробнее остановимся на недостатках В-58, обусловивших его преждевременный уход со сцены.
Один из основных недостатков заключается в ограниченной дальности полета несмотря на то, что во взлетной массе самолета, составляющей около 74 т, на топливо приходится почти 45 т (т.е. 60% – очень высокая доля). Без дозаправки в воздухе максимальное достижение на дозвуке было достаточно скромным – 7550 км (27 июня 1958 г., взлетная масса 73030 кг, общая продолжительность полета 8 ч 55 м, крейсерское число М=0,92…0,93 на всем маршруте). Это явно не удовлетворяло ТТЗ, которое, напомним, требовало радиуса действия 4260 км, причем со сверхзвуковым участком 370 км. В нормальной эксплуатации В-58 совершал полеты со сверхзвуковой скоростью на расстояние не более 560-800 км, поскольку сверхзвуковой расход топлива очень большой (22680…27200 кг/ч при М=2 в сравнении с 5000…5550 кг/ч при М=0,91), и можно полагать, что практическая дальность с таким сверхзвуковым участком была существенно меньше 7160 км – официальной практической дозвуковой дальности.
Летающая лаборатория для испытаний системы AN/ASG-18 и ракет AIM-47A
Истребитель F-14. Его основное оружие – ракеты «Феникс»
Модель сверхзвукового пассажирского самолета по проекту 58-9
Помимо небольшой дальности полета остро ощущались такие недостатки В-58, как малое количество оружия на борту (всего одна ядерная бомба в контейнере), неспособность самолета нести управляемые ракеты и неядерное оружие, в результате чего он не обладал достаточной гибкостью применения и не мог использоваться в ограниченных войнах. Если увеличение количества оружия не представило особых трудностей и было обеспечено впоследствии установкой дополнительных подкрыльных пилонов, то другие проблемы не поддавались простому решению и для их преодоления ВВС США практически сразу же после первых испытательных полетов стали изучать резервы повышения боевой эффективности В-58. В 1957- 1958 гг. изучался вариант В-58В (В58Ш) – с более мощными двигателями (J79-GE-9), увеличенными взлетной массой (до 84,1…84,4 т) и дальностью. В отличие от исходного В-58А новый вариант должен был обладать способностью доставки неядерного оружия и УР класса воздух-поверхность. Но В-58В (как и В-58А) все же уступал самолету B-52G в средствах РЭП и оборонительном вооружении. В июле 1959 г. САК отказалось от разработки В-58В отчасти из-за проблем с В-58А и нежелания отвлекать средства от программы самолета В-70. В 1958-1960 гг. прорабатывался вариант В-58С (BJ-58), который предполагалось оснастить четырьмя бесфорсажными двигателями Пратт-Уитни J-58 (с тягой выше, чем у форсированного J-79, установленного на В-58А). При взлетной массе около 91 т он должен был нести ракетное оружие, иметь крейсерское число М=2,5 на высоте 20700 м с возможностью кратковременного броска при числе М=3, максимальную дальность 9600 км без дозаправки и 13900 км с одной дозаправкой в полете. Некоторое время исследовалась применимость В-58С для дальнего перехвата воздушных целей.
В-58С, как и В-58В, был отвергнут из-за того, что он продолжал линию высотных бомбардировщиков. Главную озабоченность в США стало вызывать в это время совершенствование средств ПВО Советского Союза и, прежде всего, создание ЗРК С-75, способного поражать высотные скоростные аэродинамические цели. Еще до мая 1960 г., когда возможности этого комплекса были столь эффектно продемонстрированы в инциденте с разведчиком U-2, началось изучение характеристик В-58 в маловысотном полете, который позволил бы гарантировать безопасный прорыв самолетом зон ПВО. По результатам аналитических исследований конца 1958 г. утверждалось, что В-58 сможет осуществлять полет на высоте 60 м и ниже, а оборудование будет функционировать на высотах до 15 м. Скорость преодоления ПВО на малой высоте была определена в 1168 км/ч на участке протяженностью 2225 км. Испытания, проведенные в 1959г., показали несколько худшие, но все же достаточно высокие маловысотные характеристики. К июню этого года самолет совершал маловысотные броски с числом М=0,9, а в сентябре он пролетел 2260 км со средней скоростью около 1130 км/ч на средней высоте не более 150 м.
На этом фото В-58А отчетливо видно поджатие фюзеляжа в соответствии с правилом площадей и верхние крыльевые наплывы ниш шасси
Такой результат вполне объясним, т.к. в силу своей компоновки В-58 обладает хорошими качествами при полете в условиях турбулентной атмосферы. При относительно высокой (более 500 кг/м 2 ) удельной нагрузке на крыло в сочетании с малым удлинением крыла (пологий наклон кривой коэффициента подъемной силы по углу атаки), большой жесткости конструкции, благоприятном распределении масс, а также благоприятном соотношении фаз колебаний самолет сравнительно слабо реагирует на порывы ветра. Это подтверждалось и при полетах со сверхзвуковой скоростью на больших высотах в турбулентной атмосфере, связанной со струйными течениями. Наблюдавшиеся при этом нагрузки не превосходили допустимые.
Однако летчик не в состоянии длительное время пилотировать самолет на малой высоте над неровной местностью при ограниченной видимости. Для этого требуется автоматическая система следования рельефу местности. Уровень техники того времени не позволял объединить функции обзора и следования рельефу местности в одном радиолокаторе (в США это достигнуто лишь созданием импульсно-доплеровской РЛС Вестингауз AN/APQ-164 для В-1В). Требовалась дополнительная РЛС, которая при элементной базе тех лет не могла быть малогабаритной, а плотная компоновка В-58 не допускала размещения крупноразмерных систем. Предлагалось несколько решений (в том числе установка контейнерной РЛС следования рельефу местности в обтекателе на носке крыла В-58), но они не были доработаны. ТВ (для низких уровней освещенности) и ИК системы переднего обзора (аналогичные оптико-электронной системе AN/ASQ-151 EVS, установленной в начале 1970-х годов на B-52G/H) даже не рассматривались для В-58 из-за того, что они не могли служить основным датчиком для скоростного самолета.
Кабина летчика В-58А
Приборная доска в кабине летчика В-58А
Левый щиток управления в кабине летчика В-58А
Кабина штурмана-бомбардира В-58А
Кабина оператора оборонительной системы В-58А
Вместе с тем и уже разработанное для самолета оборудование явно не было рассчитано на большие перегрузки, характерные для полета в условиях турбулентности. Можно вспомнить, например, что опытные В-58 легко совершали бочки (в феврале 1958 г. были выполнены подряд три полные бочки при М=0,93 на высоте 7620 м), но на серийных самолетах выполнение этих фигур запрещалось из опасения вызвать повреждения навигационно-бомбардировочной системы (считается, что катастрофа В-58 на авиационной выставке в Ле Бурже в 1961 г. произошла из-за нарушения этого запрета: летчик не смог восстановить управляемость после выполнения бочки). Таким образом, трудности с системой следования рельефу местности и чувствительность бортового оборудования к перегрузкам в сочетании с дальнейшим снижением дальности самолета при переходе на малые высоты привели к тому, что возможность маловысотных операций на В-58 была признана ограниченной, а приспособление самолета к маловысотному полету – нецелесообразным.
САК не испытывало большой любви к В-58 и из-за значительных эксплуатационных трудностей. Строгость самолета в пилотировании проявилась еще во время его испытаний, но если в первые два года полетов серьезных происшествий удалось избежать, то за полтора последующих (с декабря 1958 г. по июнь 1960 г.) произошло восемь катастроф, в которых погибли 11 человек и несколько получили тяжелые травмы. Это и обусловило необходимость создания учебно-тренировочного варианта ТВ-58А. К январю 1964 г. разбились еще три самолета. Во второй половине 1960-х годов аварийность самолетов снизилась, но все же была достаточно высока и к моменту снятия В-58 с вооружения всего было потеряно около 20% построенных машин. Наибольший резонанс получили катастрофы, происшедшие в 1961 г. и 1965 г. на парижских авиасалонах.
Рисунок катапультируемого кресла, использовавшегося на первом этапе программы
Капсула летчика самолета В-58А
Схема спасательной капсулы летчика В-58
Спасательная капсула в положении перед катапультированием
Последовательность покидания В-58 в спасательной капсуле
Вследствие плотной компоновки, доступ к агрегатам при наземном обслуживании был затруднен, и В-58 слыл у техников-эксплуатационников «кошмарным» самолетом. Например, один из часто заменяемых элементов РЛС можно было извлечь лишь после подъема (с помощью лебедки) из кабины спасательной капсулы, для подключения питания и проверки работы РЛС после замены элемента капсулу нужно было водворить на место, а если РЛС все жб не заработала, то вся процедура повторялась вновь. Для замены поврежденной панели обшивки самолет приходилось помещать в стапель. Бортовая электроника требовала многочисленных специальных поверочных приборов (40 только для настройки навигаци- онно-бомбардировочной системы).
На земле при полностью заправленных внутренних топливных баках самолет имел допустимую центровку только с подвешенным баком-контейнером, а без контейнера – опрокидывался на хвост (что и случалось в эксплуатации). Поэтому перед снятием контейнера необходимо было отлить топливо из внутренних баков (если они были полностью заправлены), и наоборот, полная заправка внутренних баков не допускалась до подвески контейнера. При отсутствии контейнера, чтобы предотвратить опрокидывание самолета на хвост, к носу самолета (к узлу в нише носовой стойки шасси или переднему узлу крепления контейнера) крепился противовес массой 2,8 т.
На земле ось фюзеляжа В-58 составляет отрицательный угол с горизонтом
Из-за сложности эксплуатации В-58 требования к квалификации летного и наземного обслуживающего персонала были одними из самых высоких в ВВС США. Строевые летчики подбирались по личной рекомендации командира авиакрыла и должны были иметь налет на реактивных самолетах не менее 1000 ч, из них 500 ч в качестве командира экипажа многодвигательного реактивного самолета (В-47, В-52, КС-135). В процессе переподготовки на В-58 каждый летчик должен был пройти курс обучения на пилотажном тренажере объемом 30 ч и налетать 90 ч.
Кроме того, вследствие ограниченности пространства в кабинах экипажа (усугубленной введением спасательных капсул) действовали ограничения на рост и вес членов экипажа. Наземный персонал также подбирался из числа специалистов с очень высокой квалификацией.
С таким «букетом» недостатков дорогостоящий В-58, не имевший больших резервов дальнейшего совершенствования и «специализировавшийся» на нанесении ядерных ударов с больших высот при высокой дозвуковой или сверхзвуковой скорости, не имел больших шансов остаться в строю, когда время потребовало многорежимных машин с возможностью полета на малых высотах и многоцелевого применения. В 1965 г. в качестве промежуточного маловысотного бомбардировщика – прорыва было решено использовать самолет FB-111 на основе истребителя-бомбардировщика F-111, разработанного той же фирмой Конвэр (вошедшей к тому времени в концерн Дженерал Дайнэмикс). На смену самолету FB-111 предназначался Рокуэлл В-1. Снятие В-58 с вооружения началось в ноябре 1969 г. (через месяц после поставки САК первого самолета FB-111) и завершилось через два месяца – 16 января 1970 г. Вначале почти все (за исключением восьми, переданных в музеи) из 85 оставшихся В-58 были помещены на хранение в аризонской пустыне близ авиабазы Дэвис- Монтана, а в 1977- 1979 гг. они были разделаны на металлолом.
«Опередивший время» (по мнению некоторых летавших на нем летчиков) В-58 оставил заметный след в истории авиации. И не только благодаря внедренным радикальным новшествам, но и оригинальностью предложенных на его базе нереализованных проектов, обширностью проведенных с его помощью экспериментальных и исследовательских работ, некоторые из которых нашли завершение в других программах.
Одним из наиболее интересных был выдвинутый в 1957 г. проект, предусматривавший возврат к схеме составного бомбардировочного комплекса, однако на этот раз в роли «авиаматки» предполагалось использовать сам В-58, который должен был нести бомбардировщик «Супер Хастлер». В свою очередь «Супер Хастлер» в наиболее проработанном виде представлял собой гиперзвуковую двухступенчатую систему массой 20800 кг (из них 11300 кг приходилось на топливо), двухместный возвращаемый пилотируемый компонент которой, имевший один ПВРД и один ТРД, нес беспилотный крылатый аппарат, оснащенный двумя ПВРД и вооруженный ядерной бомбой. Дальность полета системы оценивалась в. 15900 км, причем «Супер Хастлер» развивал крейсерское число М=4…6. При размещении на В-58 разведывательного оборудования «Супер Хастлер» использовался в качестве подвесного топливного бака. На основе «Супер Хастлера» фирма Конвэр предложила в 1960 г. для ЦРУ проект уже автономного гиперзвукового разведчика «Кингфиш», который проиграл в конкурсе самолету Локхид SR-71.
Шасси самолета В-58
Истребитель F-4 «Фантом» также оснащен двигателями J79. Здесь показан самолет ВВС Греции
Работы по составным бомбардировочным системам проводились в это время и в СССР. Цель их – как и в США – состояла в увеличении дальности такого комплекса с сохранением продолжительного сверхзвукового полета. Известен проект дальнего сверхзвукового бомбардировщика PC ОКБ-256 П.В.Цыбина, прорабатывавшегося в 1955-1957 гг. Он должен был совершать воздушный старт с самолета-носителя Ту-95Н с последующим разгоном до крейсерской скорости 3000 км/ч с помощью двух спаренных ускорителей с ЖРД и крейсерский полет с использованием двух ПВРД. Расчетная общая дальность полета системы PC-носитель – 12500…13500 км, боевая нагрузка – термоядерная бомба. Аналогичные усилия предпринимались в ОКБ В.М.Мясищева. Советские работы, как и американские, не вышли из стадии исследований и были прекращены в связи с повышением надежности, точности и дальности авиационных стратегических ракет. В то же время составные комплексы другого назначения (например, перехвата) иногда обсуждаются и в наши дни.
В 1959-1960 гг. прошел испытания разведывательный вариант самолета В-58 с мощной контейнерной РЛС бокового обзора Хьюз AN/APQ69, не позволявшей в силу своей громоздкости (длина антенны более 15 м) выходить самолету на сверхзвук. В 1961- 1962 гг. на В-58 испытывался модифицированный контейнер МВ-1, в котором была установлена РЛС бокового обзора с синтезированной апертурой Гудьир AN/APS-73 (ХН-3), имевшая дальность действия 148 км и разрешающую способность 15,2 м. Вследствие малых размеров РЛС область режимов полета самолета не сузилась, но разрешающая способность РЛС была наибольшей на дозвуковых скоростях. По крайней мере, один раз система была применена для выполнения реальной задачи – самолет с РЛС произвел облет Кубы во время карибского кризиса 1962 г.
Один из В-58 использовался в 1960-1964 гг. в качестве летающей лаборатории для испытаний системы управления огнем Хьюз AN/ASG-18 и ракет AIM-47A (GAR-9), предназначавшихся вначале для «трехмахового» перехватчика F-108 «Рапира» по проекту фирмы Норт Америкен, а затем для самолета Локхид YF-12A.
Схема двигателя J79-GE-5
Регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник двигателя самолета В-58
В-58А дозаправляется в полете от КС-135А
Как известно, YF-12А не пошел в серию, но работы по AIM-47A в конце концов привели к созданию ракеты AIM-54 «Феникс» – основному оружию американского палубного перехватчика Грумман F-14 «Томкэт».
Иногда упоминается о дальнем перехватчике В-58D с системой AN/ASG-18, шестью ракетами AIM-47A и двумя форсированными двигателями J58 (радиус действия более 1850 км), но официального проекта такого самолета не существовало, хотя на основе В-58 неоднократно предлагалось создать дальний перехватчик (1951 г., 1953 г., 1958 г.). Также официально не вводилось обозначение В-58Е (проекта тактического самолета с силовой установкой, как у B-58D), но фирма прорабатывала проекты фронтового бомбардировщика (1951 г., 1954 г.) и разведчика (1955 г., 1959 г.) для командования тактической авиации.
Интересная страница истории В-58 связана с изучением на его основе сверхзвукового пассажирского самолета (модель 58-9, 1960 г.), при взлетной массе 86 т, предназначенного для перевозки 52 пассажиров на дальность 4100… 4700 км с крейсерским числом М=2,4…2,5. Прорабатывались и другие проекты, причем в нашей стране мало кто знает, что непосредственным толчком к исследованиям СПС в США послужили данные американских разведывательных служб, полученные весной 1960 г. и свидетельствовавшие о начале работ по СПС в Советском Союзе. Один из опытных В-58 использовался также в исследованиях звукового удара, проводившихся NASA. По результатам обширных испытаний с привлечением не только В-58, но и других сверхзвуковых самолетов, сверхзвуковые полеты над сушей в США были разрешены лишь в нескольких узких корридорах.
В 1959 г. на одном из В-58А, переоборудованном в летающую лабораторию NB-58A, в подфюзеляжной гондоле проходил испытания двигатель Дженерал Электрик J93-GE-3, предназначенный для использования на бомбардировщике В-70 и перехватчике F-108 фирмы Норт Америкен.
Ручка управления самолетом В-58
КОНСТРУКЦИЯ.
Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» со среднерасположенным треугольным крылом и четырьмя двигателями на подкрыльевых пилонах. Конструкция рассчитана на скоростной напор 6050 кгс/м 2 и аэродинамический нагрев обшивки до примерно 130°С. Максимальная эксплуатационная перегрузка равна двум при взлетной массе 73,9т и увеличивается линейно до трех с уменьшением взлетной массы до 45,4 т, при дальнейшем снижении массы она остается постоянной и равной трем. Ресурс конструкции по результатам усталостных испытаний составил 7000 ч.
Самолет изготовлен в основном из обычных алюминиевых сплавов типа 2024, но конструкция элементов и технология производства были новаторскими в авиации. Обшивка выполнена с беспрецедентно широким применением клееных слоистых панелей (90% по омываемой площади крыла и 80% – всего самолета) из дюралевых листов толщиной 0,25-1,0 мм с заполнителем. Размер панелей достигает 1,5x5,5 м. Слоистые панели обшивки крыла, обладающие небольшой кривизной, имеют стеклопластиковый (выбран из-за его теплоизолирующих свойств) или алюминиевый сотовый заполнитель, слоистые панели обшивки фюзеляжа подкреплены рифтованными внутренними листами. Для упрощения производственной оснастки и сборки все слоистые панели крыла имеют постоянную общую толщину 14,7 мм, а изменение толщины обшивки компенсируется изменением толщины заполнителя. На самолетах позднего выпуска некоторые панели с рифтами заменены на панели со стеклопластиковым сотовым заполнителем. Для приклеивания сотового заполнителя применен эпоксидно-фенольный клей «Эрбонд»422, для склеивания металла с металлом – резиново-феноловый клей «Металбонд»4021 («Пластилок»620). Клеевые соединения потребовали соблюдения жестких технологических требований (малые допуски, чистота склеиваемых поверхностей, организация ультразвукового контроля). Для крепления панелей к силовому набору используется титановый и стальной крепеж, минимальное количество которого позволило получить гладкую поверхность самолета. Участки, подверженные нагреву от выхлопных газов двигателей (элевоны и задняя часть обшивки гондол двигателей), имеют слоистую паяную конструкцию из нержавеющей стали с сотовым заполнителем из того же материала (допускается нагрев до +480°С). Несмотря на повышенную трудоемкость изготовления клееных и паяных конструкций, присущая им жесткость устранила проблему панельного флаттера, повысилась гладкость обшивки, упростился ремонт самолета и, самое главное, была достигнута более высокая, чем у всех современных американских бомбардировщиков, весовая отдача: относительная масса конструкции В-58 – 16,5%, B-36J -19,3%, B-52G – 16,9%, В-47Е – 17,6%.
Крыло многолонжеронное (шаг лонжеронов 280…380 мм) с расположением нервюр только в местах крепления элевонов, гондол двигателей и шасси. Корневая хорда крыла 16,54 м, САХ 11,02 м, удлинение 2,09; стреловидность 60° по передней кромке, 52° по линии 1/4 хорд и (-10°) по задней кромке; угол поперечного V равен (-2,2°); профиль у корня NACA 0003.46-64.069 с относительной толщиной 3%, на середине полуразмаха NACA 0004.08-63 с относительной толщиной 4%; крыло имеет выраженную коническую крутку в пределах первых 15% длины хорды; установочный угол +3°. Средства механизации крыла отсутствуют.
Фюзеляж типа полумонокок, большого удлинения, имеет овальное поперечное сечение и выполнен по правилу площадей. В носовой части фюзеляжа располагаются последовательно индивидуальные кабины трех членов экипажа: летчика, штурмана-бомбардира и оператора оборонительной системы (ООС), управляющего средствами РЭП и пушечной установкой и выполняющего также функции оператора дальней радиосвязи и бортинженера. Все кабины размещены в едином герметическом отсеке. Лобовое стекло клинообразное, сиденье летчика несколько смещено влево. Передний обзор из кабины при посадке (нормальный посадочный угол тангажа 12,5°) вызывал нарекания у летчиков (по отзывам некоторых из них, на высоте ниже 60 м ВПП из передней кабины не было видно, а посадка осуществлялась по приборам и с использованием боковых ориентиров), для обеспечения заднего обзора в кабине летчика установлено зеркало. При разработке самолета военные высказывали пожелания использовать рядное расположение кресел, но если на В-52 аналогичная их просьба была .удовлетворена, то на В-58 сравнительно малые размеры фюзеляжа (максимальная ширина 1,63 м) этого не позволили.
Первоначально самолеты оснащались катапультируемыми креслами разработки фирмы Конвэр. Однако в результате серьезных травм экипажа в ряде происшествий, в феврале 1958 г. для повышения его защиты было решено применить спасательную капсулу, которой были переоборудованы все В-58А, начиная с 1962 г. (ТВ-58А до конца своей эксплуатации остались с катапультируемыми креслами). Спасательная капсула разработки фирмы Стенли герметизирована, снабжена двумя ракетными двигателями, амортизаторами, кислородной системой и двумя надувными баллонами (для посадки на воду), имеет массу 297,5 кг (при катапультировании с летчиком массой 73,5 кг). Она обеспечивает безопасное покидание самолета в диапазоне от скорости 185 км/ч на земле до максимальной скорости на большой высоте. Катапультирование происходит с предварительным сбросом фонаря, установившаяся скорость снижения капсулы 7,6 м/с.
Носовая РЛС самолета В-58А
Индивидуальные кабины тандемного расположения с отдельными фонарями, откидывающимися вверх-назад – одна из отличительных особенностей В-58. Такая схема является развитием тандемных кабин ранее созданного трехместного бомбардировщика Боинг В-47 (с общим фонарем летчиков) и не нашла широкого использования в авиации. Аналогичная компоновка применена впоследствии на российском трехместном бомбардировщике Ту-22, который можно считать своего рода «ответом» на создание В-58, и двухместном дальнем перехватчике МиГ-31. В то же время на американском двухместном перехватчике F-14 установлены тандемные кабины с общим фонарем, а на четырехместном российском бомбардировщике Ту-22М кресла в кабинах расположены по два рядом. Недостаток тандемных кабин на В-58 состоял в том, что они исключали непосредственный визуальный и физический контакт между членами экипажа в полете (лаз между кабинами летчика и штурмана мог использоваться только на земле при техобслуживании). Связь между членами экипажа осуществлялась только с помощью СПУ, что требовало высокой координации их действий, особенно при появлении неисправностей и в скоростном полете. Кабины штурмана-бомбардира и ООС имели лишь по небольшому окну размерами 10x15 см с каждого борта, но, по свидетельству экипажей, клаустрофобии не возникало, так как «смотреть по сторонам было некогда». Рабочее пространство в кабинах экипажа было ограниченным, особенно после установки спасательных капсул: по словам одного из американских летчиков, если на самолете В-47 члены экипажа могли встать или вытянуть ноги, бомбардировщик В-52 Т8.КЖ6 обеспечивал некоторую свободу перемещения экипажа и его кратковременного отдыха, то на В-58 такой свободы движений не было, каждый член экипажа имел свой четкий круг обязанностей и на отдых в полете рассчитывать практически не мог.
На учебно-тренировочном ТВ-58А сиденье летчика-инструктора, занимавшего вторую кабину, смещено вправо для улучшения обзора на взлете и посадке. С этой же целью перегородка, отделяющая вторую кабину от первой, выполнена прозрачной, установлены дополнительные окна. Кабина инструктора оснащена полным комплектом органов управления.
На земле носовая часть фюзеляжа опущена так, что его ось составляет с горизонтом угол (-1,5°). Это сделано для улучшения взлета самолета при боковом ветре (подъемная сила крыла до отрыва носовой стойки от ВПП остается близка к нулевой, что позволяет избежать большого момента крена, характерного в этих условиях для треугольного крыла).
В обтекателе в нижней хвостовой части фюзеляжа размещен тормозной парашют с диаметром купола 8,5 м, выпускаемый при скорости не выше 340 км/ч. При проектировании самолета его предусматривалось применять только при прерванном взлете, но фактически он использовался и при посадке. Тормозные щитки отсутствуют и торможение в воздухе осуществляется выпуском шасси.
Невысокие ВПХ – традиционный недостаток схемы «бесхвостка». Коэффициент подъемной силы В-58 достигает максимального значения около 1,3 при угле атаки 35° и остается почти постоянным при дальнейшем увеличении угла атаки. Однако из условия некасания хвостовой частью фюзеляжа поверхности ВПП при взлете и посадке угол атаки ограничен величиной 17°, что (в сочетании с отсутствием механизации крыла, неэффективной на «бесхвостках») не позволяет получить коэффициент подъемной
В-58 в полете с подвесным контейнером МВ-1 силы более 0,65. Причем в полете из соображений безопасности угол атаки также ограничен 17°.
Модель В-58 с баллистической ракетой по одному из проектов 1960-х годов
Вертикальное оперение с одно- секционным рулем направления. Стреловидность киля 52° по передней кромке, его площадь 14,86 м2 , высота 4,42 м, корневая хорда 5,08 м. Его обшивка выполнена с применением слоистых панелей с алюминиевыми листами и сотовым заполнителем, законцовка из стеклопластика. Руль направления с сотовым алюминиевым заполнителем на всю толщину.
Шасси трехопорное, имеет стойки большой высоты, что вызвано размещением двигательных гондол под консолями крыла и контейнера под фюзеляжем. Высокое шасси обеспечивает тйкж6 большие углы атаки на взлете и посадке, необходимые для самолета схемы «бесхвостка». Основные опоры убираются вперед в корневую часть крыла с поворотом тележек на 90°. Из условия размещения основных опор в тонком крыле они снабжены двухосными восьмиколесными тележками с колесами малых размеров (559x196-305 мм). Несмотря на это, все-же потребовались дополнительные обтекатели ниш шасси, увеличивающие толщину крыла. На основных стойках установлены радиоотражающие панели для обеспечения посадки с использованием инструментальной системы ILS. Передняя опора – со спаренными колесами (таких же размеров), с электродистанционным управлением на земле в пределах 50° вправо и влево; она убирается, складываясь назад в нишу под кабиной летчика. Максимальная скорость уборки и выпуска шасси 563км/ч, минимальный радиус разворота самолета на земле 15,2 м. База шасси 12,4 м, колея 4,06 м.
На всех колесах применены бескамерные шины, рассчитанные минимум на 10 взлетов и посадок и имеющие предельную эксплуатационную скорость движения по земле 402 км/ч. Из-за высоких взлетной и посадочной скоростей самолета, а также высокой скорости вращения колес (из-за небольшого диаметра) на протяжении всего времени эксплуатации В-58 проблемой были постоянные разрывы пневматиков и перегревы дисковых тормозов. Шины имели небольшой запас прочности и при отказе одной из них в некоторых случаях рвались и другие (наступала «цепная реакция»). Для борьбы с этим после посадки использовались специальные аэродромные охлаждающие вентиляторы. Однако часто разрывы происходили на взлете и начальном наборе высоты (в одном из таких случаев при прерывании взлета произошла катастрофа с потерей самолета и гибелью двух членов экипажа). Поэтому с середины 1961 г. между каждой парой основных колес был установлен прочный аварийный диск-колесо из алюминиевого сплава, который воспринимал нагрузку при разрыве пневматиков. Чтобы предотвратить возможные пожары, для зарядки пневматиков применялся азот, давление которого достигало 1,65… 1,83 МПа (16,9…18,6 кгс/см 2 ).
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.
Как отмечалось во введении, к размещению четырех двигателей на отдельных пилонах под крылом фирма Конвэр пришла не сразу. Такая компоновка была выбрана в соответствии с правилом площадей. Вектор тяги двигателей проходит ниже ЦМ самолета и двигатели создают момент на кабрирование, облегчающий отрыв самолета от ВПП на взлете.
Первые восемь самолетов В-58 (опытный и семь предсерийных) снабжены опытными двигателями Дженерал Электрик YJ79-GE-1 (форсированная / нефорсированная тяга 64,5/43,6 кН, 6580/4450 кгс, масса 1430 кг). На строевых В-58А и ТВ-58А установлены более мощные и надежные J79-GE-5A или -5В, имеющие одинаковые тяговые характеристики (двигателями J79-5 были переоснащены и первые восемь самолетов).
Двигатель J79, как и многое другое на В-58, – новаторский. Для своего времени это была одна из самых совершенных и мощных конструкций в мире. Впервые в одной силовой установке объединены такие нововведения, как ВНА и направляющие аппараты ступеней (первых шести) компрессора с поворотными лопатками, форсажная камера с регулируемой степенью форсирования и сверхзвуковое регулируемое сопло эжекторного типа. В силу удачной и надежной конструкции J79 нашел применение и на известных американских сверхзвуковых истребителях Макдоннелл-Дуглас F-4 «Фантом» и Локхид F-104 «Старфайтер». Перспективные параметры рабочего процесса, заложенные при проектировании, и постоянная модернизация сделали его массовым, общее число построенных двигателей J79 достигло почти 17000.
С использованием истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15, показанного здесь в варианте обычного перехватчика, предпринималась попытка создать противоспутниковый комплекс
J79 – одновальный ТРДФ, имеющий 17-ступенчатый осевой компрессор, трехступенчатую турбину и трубчато-кольцевую камеру сгорания с 10 жаровыми трубами. Вариант J79-GE-5В имеет длину 5,14 м, диаметр 0,97 м, сухую массу 1650 кг, степень повышения давления 12,2, расход воздуха 74 кг/с. Запуск двигателей осуществляется с помощью наземного воздушного стартера. Воздухозаборники двухскачковые с автоматически регулируемым центральным конусом (с углом раствора 50°). Масса системы регулирования составляет 8,25 кг на один двигатель. Максимальная продолжительность непрерывной работы форсажной камеры (а, следовательно, и сверхзвукового полета) составляет 2 ч, в реальной эксплуатации из-за большого расхода топлива форсаж не включался более чем на 45 м.
Топливо (JP-4) содержится в четырех баках-отсеках, занимающих большую часть объемов крыла и фюзеляжа от передней кромки крыла до киля. Передний бак располагается в передней части крыла и фюзеляже, задний – в задней части крыла и фюзеляже, резервный бак – в фюзеляже над передним баком, а балансировочный – в хвостовой части фюзеляжа. Топливо размещается также в отсеках подфюзеляжного контейнера, который помимо боевой нагрузки вмещает более четверти всего запаса топлива.
Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете (от самолета КС-135) с помощью заправочной штанги: приемный штуцер располагается в носовой части фюзеляжа перед кабиной летчика. Среди летчиков В-58 пользовался репутацией самолета, сравнительно легко управляемого при дозаправке в воздухе.
В дозвуковом крейсерском полете нормальный запас статической продольной устойчивости составляет около 3% САХ, т.е. самолет совершает полет вблизи нейтральной точки, что позволяет уменьшить балансировочное сопротивление (в ходе испытаний выполнялись полеты и на режимах неустойчивости по тангажу). При переходе к сверхзвуковому полету запас продольной статической устойчивости возрастает еще примерно на 5%. Для снижения сверхзвуковой статической устойчивости (а, следовательно, уменьшения балансировочного сопротивления и повышения дальности полета) используется система управления центровкой с помощью перекачки топлива в балансировочный бак. При этом в полете сохраняется предельная задняя центровка, как и на земле, при полной заправке топливом (запас продольной устойчивости в сверхзвуковом полете все же выше, чем на дозвуке). Система перекачки топлива обычно работает автоматически, но может управляться и вручную летчиком.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Сверхзвуковая скорость полета обусловила применение бустерной системы управления самолетом (например, шарнирный момент элевона при максимальной скорости отклонения 20°/с может достигать 16500 кгм), которая выполнена по необратимой схеме, дублированной. Самолет имеет всего три поверхности управления: односекционные элевоны, занимающие заднюю кромку крыла между фюзеляжем и соплами наружных двигателей, и руль направления. Общая площадь элевонов составляет 16,52 м 2 (11,5% площади крыла), размах каждого элевона 4,6 м, корневая хорда около 2,1 м, углы отклонения элевонов 10° вниз и 23° вверх. Площадь руля направления 3,72 м 2 . Вместо штурвала, традиционного на тяжелых самолетах, применена обычная ручка управления (из дальних бомбардировщиков она была впервые использована на английском «Вулкане»). В продольном канале применен линейный пружинный загрузочный механизм.
Система управления полетом имеет три режима: взлетно-посадочный, ручной полетный и автоматический полетный. Автопилот обеспечивает автоматическое выдерживание заданных числа М, высоты полета и курса (в том числе по данным наземных маяков), допускает совмещенное ручное управление самолетом. Во всех трех каналах установлены демпферы, имеется система продольной балансировки самолета с автоматами балансировки и ограничения перегрузки. При взлете и посадке система продольной балансировки выключена (в результате летчик может отклонять элевоны по тангажу на полный ход) и включается летчиком после уборки шасси. Установлен автомат перекрестной связи между отклонением элевонов (по крену) и руля направления.
Неправильная регулировка автомата перекрестной связи послужила причиной известной катастрофы опытного самолета, происшедшей 7 ноября 1959 г. Во время этого полета летчик должен был оценить поведение В-58 в случае отказа одного внешнего двигателя при числе М=2 на большой высоте. При запланированном выключении летчиком крайнего правого двигателя самолет развернулся носом вправо на 4…5° и стал вправо крениться. Летчик переместил ручку влево для парирования крена, одновременно автомат перекрестной связи отклонил вправо руль направления (в отличие от большинства других самолетов у В-58 при перемещении ручки по крену скольжение развивается на полукрыло с опущенным элероном). Из-за большей, чем предполагалось, эффективности руля направления на этом режиме отклонение носа самолета вправо стало расти и по достижении угла скольжения около 13° фюзеляж разрушился в зоне кабины. Экипаж погиб. После этой катастрофы были изменены передаточные числа автомата перекрестной связи: при числе М до 1,7 на каждый 1° отклонения элерона вместо 2° стал приходиться 1° отклонения руля направления, при более высокой скорости руль направления вообще не отклонялся при управлении креном.
Пневматическая система с давлением 17-21 МПа (175-210 кгс/см2 ) обеспечивает аварийный выпуск шасси и аварийное торможение.
Система электроснабжения включает сеть переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с тремя генераторами (40 кВ А), приводимыми от двигателей, и восемь трансформаторов-выпрямителей, питающих сеть постоянного тока (250 В, 150 В и 28 В) и переменного тока низкого напряжения (28 В). Используется одна шина обслуживания потребителей электроэнергии. Такой подход принят в целях снижения массы системы и занимаемого объема, однако приводит к повышенному риску: отказ на одном участке сети может привести к множественным отказам на других.
Охлаждение мощного бортового комплекса аппаратуры, насчитывающего «рекордное» число тепловыделяющих элементов (более 5000 электронных ламп и транзисторов), обеспечивается системой кондиционирования фирмы Гамильтон Стандарт, воздух в которую отбирается от компрессоров внутренних двигателей. Система кондиционирования обслуживает также кабины экипажа и подвесной контейнер, охлаждает отсеки шасси, предотвращает запотевание лобового стекла и защищает его от дождя, обеспечивает наддув топливных баков.
Используется световая сигнализация неисправностей, возникающих в полете. В середине 1960-х годов она была дополнена речевой (женским голосом) системой сигнализации о 20 аварийных ситуациях.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. На самолете установлена навигационно-бомбардировочная система Сперри AN/ASQ-42, считающаяся крупнейшим для своего времени достижением в развитии автоматического оборудования. Одно из основных требований к ней состояло в повышении точности навигации и бомбометания в связи с большой скоростью самолета и сбросом бомбы на расстоянии в три раза большем, чем с самолетов В-47 и В-52. Необходимая точность достигнута использованием автономной инерциальной и астронавигационной (с блоком астросопровождения KS-39, дает точную информацию по курсу) подсистем в сочетании с ДИСС AN/APN113, радиовысотомером и аналоговой ЭВМ массой 545 кг. Обеспечена навигация в полярных районах. Радиолокационная прицельная подсистема включает поисковую доплеровскую РЛС фирмы Рейтеон в носовой части фюзеляжа (рабочий диапазон Ки – 12,4… 18,0 ГГц), которая может использоваться и для навигации (коррекция текущих координат). Обеспечены девять режимов бомбометания, основной из которых – с использованием заранее заданной вынесенной точки прицеливания. Установлены также аппаратура AN/ARN-69 радионавигационной системы TACAN, навигационные приемники AN/ARN-50 систем VOR, ILS.
В состав связного оборудования фирмы Магнавокс входят КВ радиостанция AN/ARC-58, командные УКВ радиостанции AN/ARC-57 и AN/ARC-34, аварийная радиостанция AN/ARC-74, аппаратура опознавания государственной принадлежности AN/APX-47. Установлены радиолокационный маяк для встречи в воздухе AN/APN-135, радиолокационный маяк-ответчик AN/APN136.
Используются следующие средства РЭП: станция AN/ALR-12 для предупреждения о радиолокационном облучении (диапазон принимаемых частот 1,0…12,50 ГГц, четыре антенны для кругового обзора), обеспечивающая экипажу световую и звуковую сигнализацию и автоматически управляющая выбросом дипольных отражателей с помощью устройства AN/ALE-16 (10 упаковок расположены в верхних крыльевых обтекателях ниш основных стоек шасси); станция разведки и помех AN/ALQ-15; аппаратура AN/ALE-20 противодействия УР с ИК системами наведения.
В 1953 г., когда Конвэр получила контракт на создание В-58, предполагалось, что помимо контейнеров МА-1 и МВ-1, оснащенных оружием, самолет сможет нести два разведывательных контейнера: МС-1 для фоторазведки с малых и больших высот (в контейнере предполагалась установка до семи различных АФА общей массой около 450 кг и топлива) и MD-1 для электронной разведки. Разведывательные системы МС-1 и MD-1 были отменены в 1958 г. после израсходования 40 млн долл. из-за бюджетных ограничений и вследствие успешного выполнения задач высотной разведки самолетом Локхид U-2 (создан в 1955 г.), а электронной разведки – самолетами ERB-47H и других типов. Однако ВВС США не имели специализированных аппаратов для маловысотной скоростной разведки и в начале 1960-х годов ряд контейнеров MB-1С был модифицирован в вариант LA-1 с установкой (вместо БЧ) панорамного АФА Фэрчайлд КА-56А высокого разрешения для съемки с малых высот (150 м) на большой скорости. В декабре 1963г. возможность оснащения такими контейнерами получили 45 самолетов В-58, которые не часто использовались в роли разведчика, а лишь в особых ситуациях. Во введении описан также ряд экспериментальных разведывательных программ на базе самолета В-58.
Схемы контейнеров МВ-1 и LA-1
Схема двухкомпонентного контейнера TCP
Приборные доски летчика и оператора оборонительной системы с обычными электромеханическими индикаторами, в кабине штурмана-бомбардира установлен радиолокационный индикатор на ЭЛТ с круглым экраном.
На ТВ-58А почти все целевое оборудование и автопилот сняты.
ВООРУЖЕНИЕ. В-58 предназначался для доставки ядерного оружия с большой высоты. Он не имеет внутреннего отсека вооружения и несет наступательное оружие на подвеске. Эволюция программы привела к тому, что в конце 1953 г. предполагалось использование боевых подвесных систем двух типов: так называемых баков-контейнеров МА-1 и МВ-1, каждый из которых содержал одновременно ядерную БЧ и топливо для двигателей самолета-носителя. В конфигурации разведчика самолет вместо боевых МА-1 и МВ-2 должен был нести баки-контейнеры МС-1 и MD1 с разведывательной аппаратурой. Однако намеченные планы не были полностью реализованы ни в отношении разведывательных контейнеров, о чем говорилось в разделе по целевому оборудованию, ни в отношении боевых подвесок.
Наиболее сложным в техническом отношении оказался так называемый бак – «управляемый бомбовый контейнер» МА-1С, представляющий собой крылатую ракету схемы «утка» массой 12295 кг, с расчетной дальностью пуска около 260 км и высотой полета после пуска до 32900 м. Она снабжена ЖРД Белл LR81-BA-1 (тяга 66,7 кН, 6800 кгс), инерциальной системой наведения, складывающимся нижним хвостовым вертикальным стабилизатором, выдвижным верхним хвостовым вертикальным стабилизатором и передним горизонтальным рулем. Ракета несет ядерную БЧ и запас топлива для двигателей самолета. Высота пуска составляет 10700…18300 м. После пуска ракета набирает высоту под углом 20°, затем планирует с углом 7° и пикирует на цель под углом 70°. МА-1С исследовалась, начиная с 1953 г. и была отменена в мае 1957 г. после израсходования на нее 66 млн долл.
Заметим, что аналогичная судьба постигла созданную в это же время более простую (без топливных баков для носителя и с радиокомандным или программным наведением) крылатую ракету Белл GAM-63 «Раскл», предназначавшуюся для средних бомбардировщиков В-47, но предлагавшуюся и для В-58. Первая американская массовая КР Норт Америкен AGM-28 (GAM-77) «Хаунд Дог», созданная в 1959 г. и долгое время состоявшая на вооружении В-52, также была предложена для В-58, наряду с более поздними проектами баллистических ракет фирм Мартин, Белл и Дуглас (например, Дуглас AGM-48 «Скайболт»), Все эти предложения всерьез не принимались из-за существенного уменьшения, в случае применения ракет, скорости (до дозвуковой) и дальности В-58, нуждавшегося в подвесном баке вследствие малого внутреннего запаса топлива. Проекты модернизированных самолетов В-58В и В-58С, которые должны были сочетать ракетное оружие с высокой дальностью, также не получили, как отмечалось выше, поддержки.
Единственная серьезная попытка использовать на В-58 баллистическую УР была связана с проектом создания на его основе первого противоспутникового комплекса – т.е. с задачей, которая не требовала большой дальности полета. Этот проект явился следствием запуска в СССР в 1957 г. первого ИСЗ, имевшего широкий резонанс во всем мире. Потенциальное военное значение спутников было очевидно, и уже в 1958-1959 гг. в США по программе «Хай Вирго» проработали противоспутниковый комплекс, включающий носитель В-58 и баллистическую ракету фирмы Локхид. Было выполнено четыре экспериментальных пуска противоспутниковых ракет, из которых два оказались полностью неудачными, и дальнейшие работы прекратились. В 1980-х годах, как известно, предпринималась аналогичная попытка с использованием истребителя F-15 и ракеты ASAT – она тоже не имела успеха.
В-58А с двухкомпонентным контейнером и четырьмя пилонами для термоядерных бомб Мк.43
Таким образом, управляемые ракеты на В-58 не «прижились», и бомбардировщик оснащался только свободнопадающим наступательным оружием. Первым на вооружение поступил так называемый «однокомпонентный» бак- контейнер MB-1С, испытания по сбросу которого с носителя В-58 состоялись в 1957 г. МВ-1С представляет собой оперенное осесимметричное тело длиной 17,4 м и диаметром около 1,5 м, крестообразный хвостовой стабилизатор придает контейнеру некоторое вращение в падении. Контейнер имеет два топливных отсека, между которыми располагается термоядерная БЧ W39Y1-1 регулируемой мощности. Масса пустого контейнера без БЧ – около 1135 кг, с БЧ – 3880 кг; масса контейнера, полностью заправленного топливом и снаряженного БЧ, 16370 кг.
Контейнер МВ-1 оставался на вооружении до вывода В-58 из состава ВВС США, однако он имел ряд недостатков, которые ограничили его использование, в основном, первыми годами эксплуатации серийных самолетов. На нем не удалось решить до конца проблему протечки топлива в отсек боевой нагрузки, в результате чего было повреждено несколько БЧ. При установке ядерных бомб Мк43 на подкрыльных пилонах, о чем сказано ниже, возникали трудности из-за того, что зазор между бомбами и оперением контейнера МВ-1 был сравнительно небольшим. Но главное – после выработки топлива контейнер, на три четверти пустой, был «балластом» для самолета, создавая вредное аэродинамическое сопротивление и представляя собой лишний груз, «съедающий» дальность полета.
Вынужденной, но эффективной мерой стало дальнейшее усложнение подвески за счет применения двухкомпонентного контейнера TCP (TwoComponent Pod), имеющего большой отдельный топливный бак BLU 2/В-2, сверху которого, в предусмотренной нише, конформно размещается меньший по размерам компонент BLU 2/В-1, содержащий ядерную бомбу W53 и снабженный трехкилевым хвостовым оперением (нижний киль убирающийся). Помимо БЧ в верхнем компоненте имеются два небольших топливных отсека. Топливный бак BLU 2/В-2, имеющий один вертикальный стабилизатор, может быть сброшен после выработки топлива в обоих компонентах, что облегчает самолет и уменьшает его лобовое сопротивление на маршруте полета к цели.
Верхний компонент сбрасывается при атаке и в свою очередь разделяется пополам в непосредственной близости от цели, так что цель поражается только носовой частью с БЧ.
Длина верхнего компонента 10,7 м, максимальный диаметр 1,07 м, масса с полным запасом топлива и бомбой Мк53 – 5430 кг, масса пустого компонента с бомбой Мк53 – примерно 3495 кг. Длина нижнего компонента 16,5 м, максимальный диаметр 1,5 м, полностью снаряженная масса 11800 кг, масса пустого компонента 860 кг. Из приведенных цифр видно, что контейнер TCP при несколько меньшей БЧ имеет, по сравнению с МВ-1, на 860 кг большую общую массу, однако запас топлива в нем меньше (за счет дополнительной массы агрегатов), что несколько снижает выигрыш в дальности полета.
Решение о разработке TCP было принято в феврале 1958 г., а испытания проведены в 1960- 1961 гг. После принятия TCP на вооружение ему отдавалось предпочтение (по сравнению с контейнером MB-1С) на В-58А. В то же время ТВ-58А редко нес контейнер TCP и совершал полеты, в основном, с обычным контейнером МВ-1 или только с верхним компонентом контейнера TCP.
Контейнеры обоих типов можно сбрасывать при любой скорости полета и на любой высоте при условии, что топливо из них, в основном, израсходовано. Отделение частей контейнера от самолета происходит под действием силы тяжести и аэродинамических сил. Из условия балансировки полностью заправленного топливом самолета контейнер имеет насколько возможно переднее расположение, создавая большой пикирующий момент. Сбрасывание полностью заправленного топливом контейнера запрещено, поскольку смещение ЦМ назад в этом случае приводит к статической неустойчивости самолета по тангажу. Кроме того, нарушаются и баллистические характеристики контейнера. Переднее расположение контейнера ухудшает путевую устойчивость самолета, что учитывалось при проектировании вертикального оперения.
Модель варианта В-58, предложенного для ВВС Австралии
Подвеска термоядерных бомб Мк43 на В-58
Контейнерная боевая нагрузка давала бомбардировщику возможность нанести ядерный удар только по одной цели. Для увеличения числа поражаемых целей все поступившие на вооружение самолеты в 1962-1964 гг. были модифицированы с установкой четырех пилонов под корневой частью крыла (между фюзеляжем и отсеками основных стоек шасси): по два тандема с каждого борта. На каждом пилоне могла подвешиваться одна термоядерная бомба Мк43 (меньшего калибра, чем в контейнере). Масса бомбы около 955 кг, длина 3,7 м, максимальный диаметр 0,46 м, мощность заряда до 0,9 Мт. Таким образом, всего В-58 мог нести до пяти ядерных бомб, в такой конфигурации он обычно и находился на боевом дежурстве. В то же время подвеска четырех бомб на пилонах значительно увеличивала лобовое сопротивление самолета (несмотря на установку вихрегенераторов в зоне между пилонами и фюзеляжем) и заметно (на 10%) уменьшала и так невысокую дальность самолета.
Фирма Конвэр несколько раз выступала с инициативой расширить возможности самолета В-58 за счет оснащения его и неядерным оружием. Выше говорилось, что в 1958 г. для ВВС США изучался вариант В-58В со способностью доставки неядерного оружия. В 1959-1960 гг. предпринималась попытка продать самолеты В-58 в упрощенном варианте ВВС Австралии. Этот вариант должен был нести неядерные бомбы на пилонах под центропланом. Однако лишь в апреле 1967 г. (в связи с переходом США к военно- политической стратегии «гибкого реагирования») была выполнена практическая оценка применимости В-58 в тактических операциях. Несколько самолетов модифицировали для подвески на пилонах обычных бомб вместо ядерных Мк43. Бомбы калибром до 1360 кг располагались на многозамковых держателях MER или тройных держателях TER. В испытаниях В-58 использовались в качестве ведущих самолетов для наведения истребителей-бомбардировщиков Рипаблик F-105D и Макдоннелл-Дуглас F-4C/D, а. также, в случае необходимости, и в качестве самостоятельных ударных машин. Ожидалось, что высокоэффективная навигационно-бомбардировочная система самолета В-58 позволит улучшить точность группового бомбометания. Почти все полеты производились на малой высоте при скорости до 1110 км/ч. Было выполнено около 75 вылетов, бомбометание с В-58 производилось почти исключительно визуально – система AN/ASQ-42 использовалась редко.
Испытания не имели продолжения, поскольку точность группового бомбометания повысилась ненамного (при сохранении таких недостатков полета в строю, как трудность поддержания визуального контакта между самолетами в сложных погодных условиях и увеличение уязвимости от огня ПВО), а выживаемость В-58 в маловысотном полете при активном противодействии ПВО противника была поставлена под сомнение (в одном из полетов В-58 был поврежден осколками разорвавшейся бомбы).
Компоновка стрелковой установки на В-58
Одно время планировалось оснащение В-58 химическим оружием. Разработка контейнера CW с БЧ такого типа была все же прекращена.
Оборона В-58А от нападения с передней полусферы не рассматривалась и было решено ограничиться оборонительным вооружением в задней полусфере. В 1953- 1954 гг. изучалось использование УР А-3 «Насти» с обратным стартом и поворотом на угол до 90° после пуска. Эта ракета исследовалась фирмой Норт Америкен в рамках проекта бомбардировщика МХ-1601. После отмены программы МХ-1601 было решено ограничиться на В-58А кормовой артиллерийской установкой (на ТВ-58А она не использовалась). Вначале предпочтение отдавалось пушке калибра 30 мм, затем для уменьшения массы и занимаемого объема выбрали установку с 20-мм пушкой Дженерал Электрик М61 «Вулкан» (Т-171ЕЗ), турель и систему управления огнем MD-7 для которой разработала фирма Эмерсон. В состав системы MD-7 входят РЛС диапазона Ки (сектор поиска ±50° по азимуту, +42…-48° по возвышению; дальность действия 230…6900 м), установленная в обтекателе в корневой части киля, и аналоговый вычислитель. Турельная пушечная установка (полная масса 840 кг с боекомплектом из 1200 патронов) имеет дистанционное управление, обеспечивает зону обстрела с углом конусности 60° и поражение целей на дальности до 1400 м. Это первая установка, обеспечивающая стрельбу назад при сверхзвуковой скорости носителя, т.е. в условиях, когда выпущенный снаряд движется в обратном направлении относительно окружающего воздуха (поскольку начальная скорость снаряда меньше скорости самолета).
ХАРАКТЕРИСТИКИ В-58А
РАЗМЕРЫ. Размах крыла 17,32 м; длина самолета 29,51 м; высота самолета 9,12 м; площадь крыла 143,31 м2 .
ДВИГАТЕЛИ. ТРДФ Дженерал Электрик J79-GE-5B (максимальная форсированная/максимальная бесфорсажная тяга 4x69,4/4x44,5 кН, 4x7080/4x4540 кгс).
МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг: максимальная полетная (после дозаправки в воздухе) масса 80235 (ТВ-58А – 71700); максимальная рулежная масса 74400 (ТВ-58А – 66700); взлетная масса: максимальная 73900, нормальная около 68000; боевая масса 45400; нормальная посадочная масса 28600; масса пустого снаряженного самолета: без контейнера 26270, с контейнером МВ-1С 30150; масса пустого самолета: без контейнера 25200 (ТВ-58А – 23770), с контейнером МВ-1С 29080; масса конструкции 12235; эксплуатационная боевая нагрузка: 3880 (контейнер МВ-1С с БЧ) или 3495 (верхняя часть контейнера TCP с БЧ) или 7690 (МВ-1С плюс четыре бомбы МЫЗ) или 7305 (TCP плюс четыре бомбы Мк43); полный запас топлива: с контейнером MB или LA – 44814 (57535 л), с контейнером TCP – 43967 (56448 л), в том числе во внутренних баках 32512 (41742 л), в контейнере MB или LA 12302 (15793 л), в контейнере TCP 11455 (14705 л).
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Непревышаемое число М=2,2 (приборная скорость 1223 км/ч); максимальная скорость: на высоте более 12190 м – 2126 км/ч (М=2), у земли более 1110 км/ч; нормальная крейсерская скорость более 973 км/ч (М=0,92); взлетная скорость около 400 км/ч; скорость захода на посадку 380-390 км/ч; время набора высоты 9150 м – 11,2 мин; практический потолок 19300 м; динамический потолок 25900 м; нормальная крейсерская высота 11700 м; высота полета в зоне цели 17050 м; нормальная дальность полета с боевой нагрузкой: на высоте 11000 м – 5000 км, у земли 2500 км; практическая дозвуковая дальность: без дозаправки в воздухе 7160 км, с одной дозаправкой 11910 км; длина разбега при взлетной массе 72600 кг – 2390 м; длина пробега: с тормозным парашютом при нормальной посадочной массе 800 м, без тормозного парашюта 2440…2750 м; максимальная допустимая скорость бокового ветра на взлете и посадке до 21 м/с (в зависимости от массы самолета).
