Чтение онлайн

Передняя кромка планера острая, без изломов. Ее стреловидность составляет 33 град. Задняя кромка имеет форму двойного W, внешняя точка излома находится примерно на полуразмахе. Крыло имеет сверхкритический профиль.

На концах крыла установлены рас- \ щепляющиеся щитки-рули направления, в средних по размаху частях корпуса - по три секции элевонов, а по центру сзади - отклоняемая поверхность ("бобровый хвост"), служащая для продольной балансировки самолета и являющаяся исполнительным органом активной системы ослабления воздействия воздушных порывов в высокоскоростном маловысотном полете. В качестве основных органов продольного и поперечного управления используются внешние элевоны, две внутрен~ ние секции элевонов с каждого борта задействуются только в малоскоростном полете. Расщепляющиеся щитки в полете обычно отклонены на 5 град (за исключением скоростных режимов). Поверхности управления занимают 90% задней кромки, их относительная площадь составляет около 15% площади крыла. Аэродинамические поверхности управления имеют небольшое плечо относительно центра масс самолета и дополнительные моменты продольного управления обеспечивают дефлекторы реактивных струй двигателей. Механизация передней кромки и закрылки отсутствуют.

Трехопорное шасси разработано на базе шасси пассажирских самолетов Боинг 757 и Боинг 767. Основные опоры имеют четырехколесные тележки и убираются поворотом вперед в отсеки, закрываемые большими трапециевидными створками. Носовая двухколесная опора убирается в переднюю часть фюзеляжа поворотом назад (отсек передней опоры расположен непосредственно под кабиной экипажа, ниша шасси служит для доступа в кабину). Максимальная скорость движения на шасси - 415 км/ч.

РАЗМЕЩЕНИЕ ЭКИПАЖА. "Штатный" экипаж состоит из двух человек, размещающихся в герметической кабине на установленных рядом катапультируемых вверх креслах ACES II. Справа сидит командир корабля, слева - второй летчик. Рабочее место каждого члена экипажа оснащено полным комплектом органов управления и каждый летчик может самостоятельно пилотировать машину в течение всего полета.

Имеются две центральные ручки управления самолетом. При выполнении сложных задач предполагается увеличение экипажа до трех человек. Для третьего человека (оператора электронных систем) предусмотрено резервное катапультируемое кресло, размещенное за местом первого летчика.

Доступ в кабину экипажа осуществляется по складной лестнице через отсек передней опоры шасси. В отсеке шасси расположена нажимная кнопка запуска двигателей и включения основных бортовых систем, использующаяся при взлете по тревоге.

Остекление кабины из четырех многослойных панелей обеспечивает обзор в горизонтальной плоскости 200 град. Панели остекления имеют слой с фотореакционной способностью и становятся светонепроницаемыми при световом воздействии ядерного взрыва. Золотосодержащее покрытие остекления препятствует прохождению через него радиолокационного излучения. При выполнении боевых полетов летчики должны пилотировать самолет в противолазерных очках.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Самолет оснащен четырьмя ТРДД Дженерал Электрик F118-GE-100 (4x7850 кгс). В ряде источников приводилась величина максимальной тяги каждого двигателя, равная 8600 кгс. F118-GE-110 представляет собой нефорсированный ТРДД, разработанный на основе ТРДДФ F100-GE-100 (устанавливавшегося на истребителях F-16C/D). Коробка приводов агрегатов выносная.

Два воздухозаборника двигателей (по одному для каждой пары двигателей) над-крыльные с пилообразной передней кромкой имеют по две внутренние вертикальные перегородки и S-образные изогнутые вниз каналы для предотвращения радиолокационного облучения компрессоров двигателей. Под воздухозаборниками двигателей расположены щели (также с пилообразной кромкой) для отвода пограничного слоя и забора дополнительного воздуха в систему охлаждения и подавления ИК излучения. Сверху воздухозаборников имеются прямоугольные створки перепуска воздуха, треугольные створки сбоку воздухозаборников закрывают выходные отверстия ВСУ.

Несмотря на компактную компоновку, В-2 способен нести практически такую же бомбовую нагрузку, что и В-52, включая и 80 бомб Мк.82 калибром 220-кг

Сброс бомб Мк.117 калибра 300 кг - довольно странное испытание для В-2, так как бомба Мк.117 считается устаревшей еще с Вьетнамской войны

Для уменьшения радиолокационной заметности сопла двигателей выполнены плоскими (плоское сопло облегчает применение радиопоглощающих конструкций и само является более слабым отражателем по сравнению с традиционным осесимметричным соплом). Верхняя створка сопла подвижная, выходящие газы несколько отклоняются вверх, истекая над плоской поверхностью хвостовой части фюзеляжа. Перед выхлопом газы охлаждаются воздухом, отводимым через щель слива пограничного слоя перед воздухозаборниками двигателей, и смешиваются с аэрозолью (хлорфторсерная кислота), препятствующей образованию конденсационного следа в полете. Выходные трубы и хвостовая часть фюзеляжа были вначале облицованы углерод-углеродными теплозащитными плитками, которые в ходе эксплуатации оказались подверженными растрескиванию от воздействия горячих газов и были заменены более жаропрочными металлическими панелями. Четыре подвижные поверхности, расположенные в V-образных вырезах задней кромки корпуса за выходными устройствами двигателей, служат для отклонения вектора тяги и предназначены для повышения эффективности управления тангажом.

Система Опхир Корпорейшн LPAS (Шаг Pilot Alert System) обеспечивает экипаж информацией о возникновении инверсионного следа.

Вспомогательная силовая установка (ВСУ) фирмы Эл-лайд Сигнал размещена с внешней стороны левого двигательного отсека. Имеется топливоприемник системы дозаправки в полете (по методу "телескопическая штанга), расположенный непосредственно за кабиной экипажа. Первоначально на самолете использовалось топливо JP-4, однако в марте 1996 г. было решено перейти на топливо JP-8. Топливные баки размещаются в консолях крыла и хвостовых частях промежуточных секций корпуса. ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ Система управления полетом электродистанционная аналогово-цифровая квадруплексная с быстродействующими приводами (скорость отклонения элевонов до 100 град/с). Она имеет четыре вычислителя и сохраняет работоспособность при двух отказах. При отказе программного обеспечения с основными законами управления происходит переход к пилотированию с использованием упрощенных законов. В продольном отношении В-2 статически неустойчив, и используется система улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) с ограничителем угла атаки. Путевая устойчивость самолета почти нейтральна, но значительно повышается благодаря использованию СУУ с обратной связью по углу рыскания. В системе управления частично используются волоконнооптические линии.

Система воздушных сигналов малозаметная с 20 датчиками давления, которые закрыты невыступающими за обшивку круглыми пластинами и расположены над остеклением кабины (четыре датчика), у носка корпуса сверху (12) и снизу (четыре).

Создание надежной системы управления было одним из ключевых условий при разработке В-2 и позволило, в частности, преодолеть проблему динамической устойчивости "летающего крыла" на больших высотах (непроизвольные колебания рыскания), не поддававшуюся решению во времена самолетов ХВ-35 и YB-49.

Специально созданная для В-2 бомба GAM-113 калибром 2200 кг предназначена для поражения особо прочных заглубленных целей (пещеры, бункеры в скальных породах и т.п.). В-2 способен нести 16 таких бомб.

Гидравлическая система с рабочим давлением 28 МПа (280 кгс/см2).

ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. На самолете В-2А установлен радиолокационный комплекс, включающий две БРЛС Хьюз AN/APQ-181 с синтезированной апертурой и малой вероятностью перехвата сигналов, работающие в диапазоне Ки (12,5-18,0 ГГц). Станции имеют 21 режим работы, включающий картографирование местности, коррекцию навигационной системы и обеспечение полета в режиме следования и облета рельефа местности (на самолетах серии 30).

Режим синтезирования апертуры дает высокую разрешающую способность на дальности до 32 км и позволяет обнаруживать с большой точностью неподвижные и мобильные МБР противника. На РЛС самолетов первой серии ряд режимов отсутствовал, в частности, не было режима следования рельефу местности. Частичная возможность следования рельефу местности будет обеспечена на машинах серии 20, РЛС этих самолетов будут иметь и несколько других новых режимов. Все режимы полностью будут реализованы на В-2 последней серии.

Каждый радиолокатор состоит из десяти модулей и имеет по две конформные антенные решетки. Две антенны одного локатора имеют общую массу 261 кг, расположены на нижней передней части крыла и отнесены на расстояние 2,4 м от продольной оси самолета. Сканирование электронное по обеим координатам, обеспечивается обзор вперед-вниз. В режиме синтезирования апертуры инерциальные датчики навигационной системы компенсируют движение антенн вместе с корпусом самолета по тангажу, крену и рысканию. Это движение антенн может иметь большой размах в полете на малых высотах из-за большой жесткости конструкции В-2. Идентичные модули обеих РЛС связаны друг с другом, при отказе модуля одной из РЛС его заменяет модуль другого радиолокатора. Масса обоих радиолокаторов 953 кг, они занимают объем 1,49 мЗ.