Самолет оборудован автоматизированной системой управления огнем, состоящей из РЛС типа «Фокс- Хантер» с антенной большого диаметра (0,8 м), бортовой ЭВМ и индикатора тактической обстановки. Система может работать в режимах поиска цели, сопровождения целей (обеспечивается одновременное сопровождение до 12 целей, летящих с разными скоростями на разных высотах, в том числе и на малых), а также сопровождения одиночной цели с повышенной точностью. Цель типа истребителя может быть обнаружена на расстоянии до 100 км.
Двигательная установка. Для самолета MRCA объединением «Турбоунион» специально сконструирован трехвальный турбовентиляторный двигатель RB.199-34R тягой 37,85 кН без форсирования и 66,60 кН с форсированием. Двигатель имеет электронную схему управления, которая преобразует механическое перемещение рычага управления двигателем в соответствующие изменения расхода топлива и площади проходного сечения сопла. Новинкой в двух- двигательном истребителе является применение реверса тяги. К расположенным рядом в горизонтальной плоскости двигателям воздух подается по двум отдельным каналам. Воздухозаборники, расположенные по бокам фюзеляжа, имеют прямоугольное поперечное сечение и регулируются автоматически в зависимости от скорости и высоты полета. Топливные баки расположены в центральной и хвостовой частях фюзеляжа (над воздушными каналами и двигателями), а также в кессонах крыла (вдоль всего размаха). Самолет приспособлен для подвешивания дополнительных баков, а также для дозаправки в полете с помощью нормализованных в рамках НАТО топливоприемников.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета составляют 2 пушки IWKA «Маузер» калибра 27 мм, расположенные по бокам носовой части фюзеляжа. На самолете имеются 3 узла внешних подвесок под фюзеляжем и 4-под крылом.
Размах крыла (макс./мин.), м 13,90/8,60
Длина, м 16,70
Высота, м 5,70
Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м
Масса пустого самолета, кг 9980-10430
Взлетная масса (ном./макс.), кг 20411/23 800
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Отношение номинальной массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,53
Максимальное число Маха 1,93
Максимальная скорость на высоте 11 000 м, км/ч 2053
Максимальная скорость у земли, км/ч 1350
Посадочная скорость, км/ч 220
Продолжительность полета (без подвесных баков), ч 1,2
Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 700
Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 900
В -1 фирмы «Рокуэлл интернэшнл»-четырехместный бомбардировщик стратегической авиации-США, 1974 г.
История создания. Принятое в декабре 1959 г. решение американского правительства об аннулировании программы разработки стратегического бомбардировщика ХВ-70 заставило воен- но-воздушные силы пересмотреть требования к преемнику околозвукового самолета «Страто- фортресс» В-52 фирмы «Боинг». Проектные проработки нового самолета были начаты в 1962 г., а в 1965 г. программа получила обозначение AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft). В ноябре 1969 г. пяти фирмам были сделаны предложения о разработке проектов, а 5 июня 1970 г. был заключен контракт с фирмой «Норт Америкен Рокуэлл» (позднее она стала называться «Рокуэлл интернэшнл») на строительство трех опытных образцов самолета В-1 с изменяемой геометрией крыла. Стоимость программы была оценена в 1,351 млрд. долл. (в августе 1975 г. число заказанных опытных образцов было увеличено до четырех, а стоимость возросла до 1,93 млрд. долл.). При этом предусматривалось, что в конце 70-х годов будет начато серийное производство 241 самолета с единичной ценой ~ 12 млн. долл. Строительство макета самолета было закончено 5.11.1971 г. В это же время выяснилось, что стоимость всей программы увеличится до 8,5 млрд. долл., а стоимость одного серийного самолета-до 35,2 млн. долл. Испытания в аэродинамической трубе моделей более чем 40 различных конфигураций продолжались в течение 5 лет (22 тыс. ч трубных испытаний). Первый опытный образец самолета был облетан 23.12.1974 г. После очередного подсчета действительных затрат оказалось, что стоимость программы возрастет до 18,63 млрд. долл., а стоимость одного самолета-до 76,4 млн. долл. В начале 1975 г. обе стоимости соответственно были уточнены еще раз: 20,572 млрд. долл. и 100 млн. долл.
В 1975-1977 гг. судьба самолета все еще была неопределенной, так как отсутствие решения о запуске самолета в серийное производство было вызвано не только 10-кратным увеличением стоимости серийного самолета по сравнению с установленной первоначально, но и боевыми качествами самолета, которые ухудшались по мере разработки самолета (в частности, в октябре 1974 г. пришлось отказаться от отделяемой кабины экипажа, а в июле 1975 г.-от регулируемых воздухозаборников) ввиду превышения на 15 ? массы пустого самолета по сравнению с проектной. Масса самолета возросла в связи с тем, что первоначально самолет проектировался на M = 2,1, однако во время первого полета на нем была достигнута скорость лишь 1331 км/ч, а 19.09.1975 г., во время 17-го полета,-максимальная скорость 1558 км/ч, что также было недостаточно. В результате этого высказывались даже предложения ограничить максимальную скорость величиной M = 1,4 (на высоте ~9000 м), достигнутой на начальном этапе испытаний.
Наконец, в июне 1977 г. было принято решение отказаться от серийного производства самолета. За это время были построены лишь три опытных образца (второй и третий облетаны 14.06 и 1.04.1976 г.). В 1977 г. фирма «Дженерал дайнемикс» предложила заменить В-1 самолетом FB-111H. Позднее был построен четвертый экземпляр (несмотря на отказ Министерства обороны США от запуска самолета в серийное производство, фирма не прекратила работ) и продолжены испытания. Программа испытаний была завершена в апреле 1981 г., и вопрос о серийном производстве самолета снова стал предметом обсуждения на правительственном уровне Ч Всего на четырех опытных экземплярах было выполнено 247 полетов и налетано 1895 ч. Процесс летных испытаний самолета занял около 6 лет.
Описание самолета. В-1 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с крылом изменяемой геометрии. Счетверенная для повышения надежности гидравлическая система обеспечивает изменение стреловидности передней кромки крыла в диапазоне 15-67° 30', причем взлет и посадка совершаются при угле стреловидности 15°, полет с дозвуковой скоростью-при 25°, со сверхзвуковой-65°, а полет на малых высотах-при 50-55°. Управление положением консолей осуществляется вручную. Одной из характерных черт самолета является использование укрупненного центроплана с наплывом, обладающим криволинейной передней кромкой. Центроплан представляет собой кессонную моноблочную конструкцию и воспринимает нагрузки не только от подвижных частей крыла, но и от двигателей и главных стоек шасси. Конструкция поворотных консолей-двух – лонжеронная, с дополнительными стенками, моноблочная, с обшивкой из укрупненных панелей. Консоли оснащены шестисекционными предкрылками, расположенными вдоль всего размаха, четырехсекционными интерцепторами и шестисекционными выдвижными щелевыми
