Макет самолета В- 1А

В СССР подобную спасательную капсулу разработчики туполевского ОКБ предполагали использовать в проекте Ту-135 в первой половине 60-х годов, но все закончилось на уровне НИРовских работ в связи с прекращением работ по проекту самолета.

Режим полета с большими дозвуковыми скоростями на малых высотах оказался в значительной степени расчетным для конструкции В-1, в частности для конструкции хвостового оперения. Однокессонный киль крепится к хвостовой части фюзеляжа. Консоли управляемого стабилизатора, имеющие в основном алюминиевую кессонную конструкцию, устанавливаются на стальную ось и поворачиваются в подшипниковых узлах или синхронно, или дифференциально для управления по тангажу и крену соответственно.

Нижняя секция руля направления и носовые поверхности, установленные на носовой части фюзеляжа, являются рабочими аэродинамическими поверхностями системы демпфирования упругих колебаний планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, носовые демпфирующие поверхности примерно на 40% снизили действующие на экипаж перегрузки при полетах в условиях турбулентности. Получение аналогичного положительного эффекта за счет увеличения жесткости конструкции дало бы прибавку массы самолета до 4,5 т, в то время как система демпфирования дала прибавку лишь в 225 кг.

По требованиям ВВС США максимальная взлетная масса самолета должна была оставаться в пределах 159-182 т (первая опытная машина на рулежке .имела массу 179 т). При этом возросла удельная нагрузка на крыло (975 кг/кв.м), что ослабило реакцию самолета на порывы ветра на малых высотах. Машина стала более инертной и более приемлемой для полетов на малых высотах. Однако возрастание массы самолета привело к уменьшению потолка и дальности полета.

Весьма высокая удельная нагрузка на крыло самолета В-1 не только диктует более жесткие требования к управляемости, но и к увеличению значений взлетных и посадочных скоростей самолета. Это в значительной степени компенсируется использованием крыла изменяемой стреловидности с однощелевыми закрылками большой площади, а также секционированными предкрылками по всему размаху крыла. Управление стреловидностью крыла осуществлялось вручную, угол стреловидности в дозвуковом крейсерском полете - 25 град, в полете на малой высоте - 50-55 град.

Поворотные консоли крыла имеют двухлонжеронный алюминиевый кессон с фрезерованными лонжеронами и нервюрами и цельными фрезерованными нижними и верхними плитами-панелями. Проушины узла поворота консолей изготовлены из двойных пластин диффузионной сваркой, эти пластины имеют интегральные элементы жесткости, полученные машинной сборкой. Центральная балка крыла, воспринимающая как продольные нагрузки от фюзеляжа, так и поперечные от крыла, почти на 80% изготовлена из титана с помощью диффузионной сварки. Балка служит также для крепления основных стоек шасси и размещения топлива. Ее внутренние объемы представляют собой топливные баки-отсеки.

При проектировании узлов поворота крыла фирма Рокуэлл рассмотрела 35 проектов и использовала свой опыт разработки проектов СПС, а также опыт других американских фирм по созданию тактических самолетов с крылом изменяемой стреловидности. В конструкции поворотных узлов применена простая схема передачи нагрузок. Подшипники узлов поворота стальные сферические. Привода поворотных узлов крыла развивают усилие до 450 тс и питаются от четырех гидросистем. Непосредственно привод осуществляется через винтовые шариковые преобразователи.

Органами управления и механизации крыла являются предкрылки, закрылки и интерцепторы. Предкрылки занимают весь размах поворотных частей крыла и отклоняются на 20 град, при взлете. Однощелевые выдвижные шестисекционные закрылки занимают значительную часть размаха поворотной части крыла. Закрылки отклоняются на 40 град. При стреловидности крыла более 20 град., две внутренние секции закрылка блокируются. При скорости более М=1 в убранном положении фиксируются также внешние интерцепторы на верхних поверхностях крыла, которые вместе с дифференциально отклоняемым стабилизатором обеспечивают управление по крену.

В ходе проектирование фирма-разработчик изыскивала конструктивные возможности снижения аэродинамического сопротивления, работая над улучшением частной аэродинамики, особенно это касалось элементов в области неподвижной части крыла на участке его сопряжения с поворотными консолями. Была разработана специальная конструкция, состоящая из нескольких элементов, обеспечивающих при различных положениях поворотных частей крыла минимальное сопротивление этого проблемного участка конструкции самолета.

Панель, шарнирно подвешенная на фюзеляже позади шарнирного узла, накрывает поворотную часть крыла, как зализ. За ней находятся два неподвижных зализа, обеспечивающие плавность перехода между фюзеляжем и крылом, а самые задние панели служат зализом между фюзеляжем и моторной гондолой. Под крылом имеется панель, закрепленная на мотогондоле, и специальная панель, контактирующая с нижней поверхностью крыла. Эта поверхность подпружинена и поэтому отслеживает движение крыла в диапазоне эксплуатационных перегрузок от 0 до 1.

Выбор типа двигателя для силовой установки был продиктован как требованиями обеспечения межконтинентальной дальности без дозаправки топливом в полете, длительного крейсерского полета со скоростью свыше М=2 на больших высотах и полета на малой высоте с большой дозвуковой скоростью и большой потребной тягой.