образцов (без боевых подсистем) для проведения исследований, результаты которых могли бы быть использованы при проектировании других сверхзвуковых самолетов (прежде всего пассажирского). Новый самолет с измененными конструкцией и оборудованием получил обозначение ХВ-70А.
Строительство первого опытного образца ХВ-70-01 было завершено в мае 1964 г., а его облет состоялся 21.09.1964 г. Второй опытный образец (ХВ-70-02) был испытан в полете 17.07.1965 г. В первом полете самолета 01 была достигнута скорость 604 км/ч, во втором-930 км/ч, а в третьем-1185 км/ч. Проектная крейсерская скорость (М = 3) была достигнута 14.10.1965 г. во время 17-го полета на высоте 21 335 м. Опытный образец 02 постигла неудача: 8.07.1966 г. над полигоном-пустыней Мохаве он столкнулся с сопровождавшим его в полете истребителем F-104. Опытный образец 01 после выполнения серии пробных полетов в 1966-1968 гг. был передан 4.02.1969 г. в музей авиации. В создании самолета принимало участие примерно 20000 предприятий, из них только крылом занималось около 8000. На разработку и исследования самолета было затрачено 14,5 млн. инженерных человеко-часов и израсходовано 1,3 млрд. долл.
Описание самолета. «Валькирия» представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом и дополнительным управляемым дестабилизатором (передним крылом), расположенным в передней части фюзеляжа. Основное крыло относительной толщины 2,5% и стреловидности по передней кромке 65° 34' имеет нулевой угол поперечного V (на опытном образце 01) и положительный + 5° (на опытном образце 02); оно рассчитано на сверхзвуковую скорость, соответствующую ? = 3. В крыле использована коническая крутка на отрезке между фюзеляжем и плоскостью шарнирного крепления отклоняемых концевых частей крыла. Одной из особенностей самолета являются отклоняемые вниз концевые части крыла, которые могут фиксироваться в трех положениях (в зависимости от скорости полета): 0° для дозвуковых скоростей, 25° (на опытном образце 01) и 30° (на опытном образце 02) для околозвуковых скоростей и соответственно 65 и 70° для сверхзвуковых скоростей. Управление самолетом осуществляется с помощью шестисекционных элевонов (четыре секции которых расположены в неподвижных частях крыла), двухкилевого поворотного вертикального оперения и дестабилизирующего переднего крыла. Действие переднего крыла характеризуется большой эффективностью, так как оно оснащено закрылками и расположено на значительном удалении от центра тяжести самолета. Взлет и посадка совершаются при нулевом угле отклонения (относительно продольной оси самолета) переднего крыла и при отклонении его закрылков на угол 20°. Одновременно с отклонением закрылков автоматически опускаются вниз элевоны, что существенно увеличивает несущие свойства всей системы. На остальных режимах полета закрылки блокируются в нейтральном положении, а все переднее крыло выполняет роль балансировочной поверхности. При сверхзвуковых скоростях полета оно создает дополнительную подъемную силу, компенсирующую смещение вектора подъемной силы основного крыла назад, осуществляя тем самым необходимую балансировку самолета и улучшая его управляемость.
Однако наиболее характерной чертой самолета является его аэродинамическая схема, которая позволяет использовать скачки уплотнения для создания дополнительной подъемной силы. В целях более эффективного использования этого явления при полетах со скоростью М = 3 крылу придается оптимальная стреловидность. При этом двигательная гондола расположена таким образом, что нижняя поверхность крыла находится над системой скачков уплотнения, образующих область повышенного давления. В самолете ХВ-70А использованы индивидуальные спасательные капсулы, обеспечивающие работу экипажа из двух человек (в варианте бомбардировщика численность экипажа состоит из четырех человек-двух пилотов, оператора оборонной системы и штурмана) в общей вентилируемой кабине (аналогично тому, как это делается в пассажирских самолетах). Сиденья расположены в специальных, открытых спереди капсулах, которые в аварийных ситуациях герметически закрываются (в связи с чем отпадает необходимость в кислородной маске или высотном скафандре) и выбрасываются из самолета. Передняя стойка шасси- двухколесная-убирается назад, в фюзеляж; главные-с четырехколесными тележками-убираются назад (с одновременным поворотом тележек на 90° относительно стойки), в ниши центральной части фюзеляжа. Противоскользящее устройство колес шасси работает совместно с пятым, небольшим нетормозным колесом. Действие его основано на сопоставлении скорости вращения тормозящихся колес со скоростью вращения дополнительного колеса при расчетной рабочей температуре 180°С. Гидравлическая система торможения колес рассчитана на рабочую температуру 300° С.
В связи с тем что самолет рассчитан на крейсерский полет со скоростью более 3000 км/ч, на высоте 21 000 м некоторые части планера должны нагреваться до 320°С. Это потребовало применения в конструкции высокопрочных сталей и сплавов титана. Большая часть обшивки самолета выполнена из нержавеющей стали и имеет сотовое заполнение. Кабина экипажа и отсек электронного оборудования теплоизолированы материалами на основе силиконовой смолы.
Двигательная установка. Силовая установка состоит из 6 турбореактивных двигателей YJ93-GE-3 фирмы «Дженерал электрик» тягой 111,31 кН (11350 кГ) без форсирования и 137,88 кН (14060 кГ) с форсированием. Двигатели YJ93, предназначавшиеся для самолетов F-108 и ХВ-70, должны были работать на боро- водородном топливе. Свертывание программы F-108 привело к уменьшению объема работ над двигателем и, как следствие, к отказу от боро- водородного топлива в пользу обычного. Двигатели размещались в задней части фюзеляжа. Их выхлопные сопла располагались в непосредственной близости от задних кромок элевонов. Общий воздухозаборник (с разделяющим входной канал на две части клиновидным центральным телом) обеспечивает подачу воздуха к двум группам (по 3 шт. в каждой) двигателей. В целях обеспечения высокой эффективности во всем диапазоне рабочих скоростей воздухозаборники и воздушные каналы имеют переменную геометрию. Топливо размещено в 11 баках (5 фюзеляжных и 6 крыльевых), общая емкость которых составляет ~ 178 000 л. Для заправки баков предусмотрены две назависимые системы. В систему топливоподачи входит 29 насосов.
Размах крыла, м 32,00
Длина, м 57,61
Высота, м 9,14
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 108 000
Взлетная масса (ном./макс.), кг 205000/244200
Емкость внутренних баков, л 178000
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,48/2,95
Максимальное число Маха 3,03
Максимальная скорость на высоте 21 335 м, км/ч 3218
Взлетная скорость, км/ч 350
Практический потолок, м 21 335
Максимальная дальность, км 12000
Длина разбега, м 1500-1800
TSR.2 корпорации «Бритиш эркрафт»- двухместный истребитель- бомбардировщик и разведчик- Великобритания, 1964 г.
