Bombardero estratégico Rocker B-1 Lancer (parte 3)
diseño
El avión del esquema de balanceo normal, tiene un diseño aerodinámico integral, caracterizado por una conjugación suave del fuselaje y un ala de barrido variable de posición baja, y está equipado con cuatro motores dispuestos en pares en las góndolas debajo de la parte fija del ala (LFO). El diseño integral proporciona un aumento en los volúmenes internos, una disminución en el área de la superficie lavada y el EPR de la aeronave. El diseño está dañado de forma segura, la vida útil estimada del fuselaje del avión 13500 h. Por primera vez durante un importante programa de construcción de aviones en Estados Unidos, los requisitos de resistencia se diseñaron teniendo en cuenta la mecánica de fractura. Al describir las condiciones de operación permitidas del B-1, se indicó que, al tener una masa de vuelo de 170 t, la aeronave podría realizar maniobras con una sobrecarga de unidades 2,5. La velocidad máxima permitida es 6500 kgf / m 2, que, al volar sobre el suelo, corresponde al número M = 0,96.
Inicialmente, se suponía que debía realizar el diseño en 40% (en peso) de aleaciones de titanio, pero posteriormente su participación se redujo a 21%, y luego a 17,6% debido a una disminución en el número máximo de M vuelo. En los compuestos de la cuarta parte de todas las piezas hechas de titanio se utiliza la soldadura por difusión. B-1B también utiliza aleaciones de aluminio (42,5% contenido), acero (7%), KM (2,3%), fibra de vidrio y otros materiales no metálicos (30,6%). En В-1 В el diseño se cambia a 20% en comparación con В-1А, en particular, el chasis se refuerza, se aplican RPM, etc.
La viga transversal en forma de caja de la sección central es más larga que 7,9 my 1,5 m de ancho, con las bisagras de la rotación de las partes móviles (ПЧК) del ala y recibiendo cargas del tren de aterrizaje principal, está hecha principalmente (casi 80%) de aleación de titanio Ti-6AL-4V Utilizando soldadura por difusión, sellado y que contiene un depósito de combustible integrado. Utilizando la misma aleación de titanio, se crea un mecanismo para cambiar el barrido de las alas (en particular, las zapatas de placas de doble fresado con refuerzo sólido y ejes de bisagras de rotación de las consolas móviles de las alas tienen un diámetro de 430 mm, un peso de aproximadamente 270 kg y se basan en cojinetes de bolas de acero). Los accionamientos de tornillo PCP, que desarrollan fuerzas de hasta 4410 kN (450 tf), están conectados mediante un eje sincronizado de rotación de las consolas de ala y son accionados por cuatro motores hidráulicos que pueden operarse desde cualquiera de dos de los cuatro sistemas hidráulicos. Los actuadores de cambio de barrido se cierran sobresaliendo los salientes de las raíces del FChK, lo que evita la formación de grietas al aumentar el barrido de los voladizos móviles. La guarnición del TCC detrás de las bisagras sirve como una lamida, proporcionando un acoplamiento suave de la cola de las alas y las barquillas del motor. Las consolas móviles tienen cajones de aluminio de dos mástiles con largueros y costillas fresados, así como paneles de revestimiento superior e inferior monolíticos sólidos, hechos de aleaciones 2219 y 2124, respectivamente. El grosor de la piel varía de mm 48,3 a mm 7,6. La consola móvil tiene una longitud de 16,76 m, acorde máximo de 2,29 m, peso de una consola 6954 totalmente equipada kg. En el B-1A en la zona de unión de la sección de cola del PSC y LFC, se usó un sello en forma de placas metálicas, en el B-1В se usaron placas deslizantes con sellos inflables del tipo desarrollado para el avión Tornado. Las puntas de las alas, las juntas laterales de las alas con el fuselaje y algunos de los paneles FChK están hechos de fibra de vidrio.
El ángulo de barrido mínimo de la FCC en el borde anterior de 15 es granizo, el ángulo máximo es 67,5 °. Durante el despegue, el ángulo de barrido del ala es igual a 15 °, en vuelo con una velocidad de crucero subsónica - 25 °, con velocidad supersónica - 65 °, en vuelo a altitudes bajas antes de caer armas - 50-55 °.
La mecanización de cada PCh incluye lamas de siete secciones ubicadas en todo el tramo de la consola, que se desvían durante el despegue y el aterrizaje en un ángulo de 20 ° a una velocidad de 2 ° / s, solapas de seis secciones con un ángulo de desviación máxima de 40 ° a la misma velocidad de desviación (dos secciones internas están bloqueadas en la posición retraída en el ángulo de barrido del FCC más de 20 °), así como en los interceptores de cuatro secciones (70 °) frente a las secciones exteriores de las aletas, utilizadas para el control transversal de la aeronave junto con el estabilizador diferencial m (secciones exteriores se bloquean automáticamente cuando M> 1) y como frenos de aire.
El fuselaje semi-monocasco consta de cinco secciones principales y está hecho principalmente de aleaciones de aluminio 2025 y 7075 con marcos a menudo espaciados (paso alrededor de 250 mm). En zonas muy cargadas y de alta temperatura (góndolas de motor, paredes cortafuegos, accesorios de montaje en la cola, revestimiento del fuselaje trasero, etc.), se utilizan aleaciones de titanio. Los largueros de acero y titanio de la longitud del fuselaje trasero de 8 y 14 m están reforzados con epoxi boroplástico. B-1A tenía una gargrot hecha de epoxi boroplástico, la B-1B tenía una gargrot eliminada. Radome radome en la nariz - de cuarzo de poliamida, paneles dieléctricos - de vidrio-plástico reforzado. Las particiones delantera y trasera ubicadas detrás de los carenados radiotransparentes tienen una pendiente descendente para reducir la reflexión de las ondas de radar. En los lados de la parte frontal del fuselaje, debajo de la cabina, hay dos puntos de inflexión (rango de ángulos de desviación de + 20 a -20 °, velocidad de deflexión de hasta 200 ° / s) superficies aerodinámicas (en aleación de aluminio B-1А, en paneles de epoxi Fibra de carbono, nido de abeja de aluminio y punta y cola de titanio) con un ángulo transversal negativo V igual a 1 °, que son los cuerpos ejecutivos del sistema de amortiguación de vibraciones elásticas del SMCS (Sistema de control de modo estructural) en el plano de inclinación cuando se vuela en una atmósfera turbulenta esfera
La tripulación está compuesta por cuatro personas: el comandante y el segundo piloto están ubicados en los asientos adyacentes, los operadores de aviónica defensiva y ofensiva están detrás de los pilotos, boca abajo en la dirección de vuelo, también en los asientos que están al lado. En los tres primeros prototipos de aviones B-1A, la cabina del piloto era desmontable y era una cápsula de rescate desarrollada sobre la base de la cápsula del avión F-111 y permitía que el avión saliera en vuelo y en condiciones cercanas a la velocidad cero y la altitud de vuelo, en el cuarto B-1A y en todos los El B-1B está equipado con asientos de expulsión ACES II de Weber, que aseguran que la aeronave abandone el avión en el estacionamiento y en vuelo a velocidades de vehículo de hasta 1100 km / h.
Hay lugares para dos instructores (sin asientos de expulsión). En B-1B, para proteger a la tripulación de los efectos de la luz de una explosión nuclear, se instalaron paneles opacos, seis de los cuales tienen ventanas de seguridad 140 mm hechas de material PLZT con propiedades ópticas variables (transparentes en condiciones normales, el material se vuelve opaco al pasar la corriente eléctrica), reduciendo intensidad de luz al nivel de 0,003% del valor original. Los sistemas de aire acondicionado y presurización se utilizan con el aire extraído de los motores (la sobrepresión en la cabina corresponde a la altura 2440 m sobre el nivel del mar). Un número de aeronaves instaladas a bordo del sistema de generación de oxígeno con el tamiz molecular de la compañía Normaler Garrett. El parabrisas está diseñado para resistir el impacto en una colisión con un pájaro que pesa 1,8 kg a una velocidad de 1112 km / h. Hay un TPV eléctrico y un sistema de desempañado de parabrisas. En el B-1B, el parabrisas tiene un revestimiento metalizado para dispersar las ondas electromagnéticas incidentes. La entrada a la cabina es a través de la escotilla inferior detrás de la nariz del chasis utilizando una escalera con limpieza eléctrica. La cabina tiene un aseo y un armario.
La aleta de la cola incluye una quilla con un timón de tres secciones (ángulo de desviación máxima de + 25 a -25 °) y un estabilizador diferencial totalmente rotativo de ajuste medio con tramo 13,67 m (+ 10 °, -25 ° con control tangage, de + 20 a -XNXXX gestión del banco junto con los spoilers). La sección inferior del timón es el cuerpo ejecutivo del sistema SCMS para amortiguar las vibraciones elásticas del fuselaje en el plano de giro. El diseño de la quilla y el estabilizador es de cajón, en B-20А - de aleaciones de aluminio, en B-1В - con largueros soldados con titanio y pared sinusoidal. Cada consola del estabilizador es desviada por dos impulsores de potencia en tándem.
Chasis de tres ejes con dirección que varía de + 76 a -76 ° (360 ° cuando el rodaje no está en su propia trampa) puntal delantero de dos ruedas retráctil delantero y retráctil en los puntales principales del fuselaje con carros de cuatro ruedas. La limpieza y la liberación del chasis se realizan en 12 s. Las ruedas principales retiradas están dispuestas verticalmente en el fuselaje. Neumática, potenciómetro, /NXXX1168 -XNXXNXX40 -XXX6640 -NNX30 -NNXXNXX1,52 -XNX1,90 -XNXXXXUM15,5 -XNX19,3JUMX PERCUSTO PESARIOS Hay amortiguadores neumáticos de aceite, frenos de disco de carbono, frenado automático. Riel del chasis 2 m, base 889 m.
central eléctrica. Los prototipos B-1A fueron equipados con cuatro motores General Electric F101-GE-100 con propulsores 133,4 / 66,7 kN (13610 / 6800 kgf) forzados / no forzados, que se acumularon alrededor de 7600 h en vuelo. El B-1B está equipado con motores de modificación F101-GE-102. La ubicación de los motores cerca del CM del avión aumenta su estabilidad durante el vuelo a baja altitud en condiciones turbulentas. F-101 - doble eje de baja humo TRDTSF diseño modular con relación de derivación de aproximadamente 2, el flujo de 160 aire kg / s, el grado de aumento de la presión 26,5 tiene un ventilador de dos etapas con BHA ajustable, de nueve compresor con paletas de guía ajustables de las tres primeras etapas, dos etapas de turbina de baja presión y una turbina de una etapa, una alta presión, una cámara de combustión anular corta, una cámara de poscombustión con flujos de mezcla y una boquilla ajustable de expansión cónica. La vida útil requerida de la versión F101-GE-102 es 3000 h, el motor está optimizado para funcionar cuando se vuela con M = 0,8 a baja altitud. Longitud del motor 4,60 m, diámetro 1,40 m, peso en seco 1996 kg (para la modificación de GE-100 - 1814 kg). Para el arranque autónomo del motor, se utilizan dos APU a bordo con una potencia de 294 kW (400 hp), que también proporcionan el accionamiento para el generador eléctrico de emergencia.
Las tomas de aire B-1A son ajustables. Inicialmente, se asumió el uso de tomas de aire de compresión mixtas; en 1972, se decidió usar tomas de aire de compresión externas con una disminución de aproximadamente dos veces el número de elementos móviles y un ahorro de peso de alrededor de 635 kg con una leve mejora en las características subsónicas y una disminución en el número máximo de M a gran altura de 2,2 a 1,6. El B-1B tiene entradas de aire no reguladas con saltos estabilizados, así como con canales curvos y particiones que protegen los ventiladores para reducir el EPR del avión.
El stock interno de combustible se encuentra en ocho compartimentos de fuselaje y un ATC. Es posible instalar un tanque adicional con una reserva de combustible de 8165 kg en el compartimiento doble (delantero y central) de las armas y los tanques externos debajo del fuselaje. Existe un sistema automático de transferencia de combustible que se utiliza para controlar el centrado de la aeronave con una precisión de 0,25% SAX, según el ángulo de barrido de la herramienta de frecuencia de vuelo, la posición de los flaps y el tren de aterrizaje, el número M, la altura de vuelo, el ángulo de inclinación, la velocidad del tacón y el stock de combustible en cada tanque; También se proporciona centrado manual. Para la presurización de tanques se utiliza un sistema de gas neutro con nitrógeno. En la parte superior de la nariz del fuselaje en frente de la cabina se instala un receptor del sistema de repostaje en vuelo de los petroleros KS-10 y KS-135.
Sistemas de avion. Todos los sistemas a bordo tienen una mayor confiabilidad, al tiempo que mantienen la operatividad en caso de falla o brindan protección contra fallas. El sistema de control de vuelo de refuerzo irreversible con un esquema de redundancia de cuatro canales proporciona vuelo en el siguiente modo de terreno. Incluye calculadora de parámetros de aire, unidad de giroestabilizador, sistema de mejora de estabilidad y capacidad de control SCAS (Stability Control Augmentation System), que en B-1В incluye subsistemas de Stall Inhibitor System (a partir del décimo avión) y estabilidad creciente de SEF (estabilidad Función de mejora) (a partir del avión 19 th), así como el sistema SMCS. El cableado de control principal es mecánico rígido; El cableado eléctrico se usa como respaldo en los canales del timón y del estabilizador, así como para el control principal de dos secciones de interceptores en cada media ala. El piloto automático AFCS (sistema automático de control de vuelo) proporciona estabilización del ángulo de balanceo, ángulo de inclinación de la trayectoria de vuelo, velocidad del aire, empuje y números M. En B-1В, el sistema de control utiliza relaciones de cambio con leyes de cambio no lineales. En lugar de los volantes, que son típicos de las aeronaves pesadas, hay perillas de control de las aeronaves que facilitan la expulsión de pilotos y mejoran la capacidad de control de las aeronaves.
Un sistema hidráulico que consta de cuatro sistemas independientes que funcionan simultáneamente con una presión de trabajo de 27,6 MPa (280 kgf / cm 2) y un flujo máximo de 238,5 l / m en cada sistema se utiliza para accionar las consolas de ala móviles, todas las superficies de control y mecanizar el ala, el chasis y las alas. Compartimiento de armas. Con una falla, la aeronave puede realizar la tarea, con dos, para hacer un aterrizaje seguro. Las tuberías hidráulicas están hechas de aleación Ti-3A1-2,5V. No hay sistema neumático.
El sistema de alimentación de corriente alterna trifásica (230 / 400 B, 400 Hz) está alimentado por tres generadores con una potencia de 115 kV A, con variadores de velocidad constante desde los motores y conectados a cuatro buses principales. El sistema múltiplex eléctrico EMUX (Electrical Multiplex System) con autocontrol, que incluye una mini computadora y dos cables de dos núcleos, proporciona administración de energía a los consumidores, intercambio de datos entre sistemas de aviónica que usan cuatro troncales que cumplen con el estándar MIL-STD-1553B y señales de control de los principales sistemas.
El EQUIPO OBJETIVO consiste en complejos de equipos electrónicos ofensivos (CCW) y defensivos (CCW). KNO fue desarrollado por Boeing, consta de 1 bloques desmontables rápidamente en un V-66B con una masa total de 1308 kg con un consumo de energía de hasta 20 kW e incluye un radar Doppler de pulso multifuncional Westinghouse AN / APQ-164 (en lugar del radar de vista frontal General Electric AN / APQ-144 y Texas Instrument Landing Radar Instrument AN / APQ-146 en B-1 A), DISS Teledine Ryan AN / APN-218, ANN Singer Kirkpt SKN-2440, unidades de control de aviónica. El radar APQ-164 desarrollado sobre la base del avión radar AN / APG-66 F-16, es el primer estadounidense aviación un radar a bordo equipado con un faro con escaneo electrónico incluye un transmisor TWT, opera en el rango de frecuencia X y tiene modos aire-tierra (mapeo con síntesis de apertura, mapeo de haz real, seguimiento automático del terreno a una altura de hasta 60 m, derivación manual del suelo obstáculos, corrección de velocidad ANN, detección y seguimiento de objetivos en movimiento en tierra, medición de altitudes de vuelo altas y trabajo con una baliza terrestre) y aire-aire (reconocimiento del clima, trabajo con una baliza aérea y reunión con un avión de reabastecimiento de combustible). Peso radar 570 kg. La antena tiene dimensiones de 1118x559 mm, generalmente se ubica 30 ° hacia abajo para reducir la reflexión del radar en el hemisferio frontal, puede desviarse en tres posiciones fijas (para proporcionar visualización lateral) y tiene sectores de visualización durante el escaneo electrónico de +60 a -60 ° en azimut y esquina del lugar.
En el B-1B, está previsto utilizar el sistema de navegación de observación a baja altitud LANTERN.
La base de CCW, desarrollada por Eaton, es un sistema EW AN / ALQ-161 que consiste en unidades de desmontaje rápido 108 con un peso total de aproximadamente 2360 kg (sin cables, indicadores y controles), consumo de energía hasta 120 kW e incluye equipo de inteligencia de inteligencia de radio, sistema de advertencia ataque desde el hemisferio posterior de la empresa Eaton (primer uso del radar Doppler de pulso Westinghouse AN / ALQ-153), medios para crear interferencias de ruido e imitación a varios medios radioelectrónicos (radar de misiles tierra-aire, radar de defensa aérea, radar de control) lanzando misiles aire-aire, radares de alerta temprana y radares de intercepción de objetivos aéreos durante la orientación desde el suelo) y una computadora central que debe reconocer los radares de radiación, evaluar la amenaza que representan y asignar prioridades a su supresión ". El sistema ALQ-161 funciona en la banda de frecuencia desde menos de 200 MHz a 40 GHz (en la versión original en la banda de aproximadamente 0,5 - 10 GHz). La interferencia en la parte de alta frecuencia del rango se crea utilizando tres LUCES (una en la nariz de cada LFC y otra en la sección de la cola del fuselaje) con escaneo electrónico de cada sector 120 ° en azimut (para proporcionar una cobertura circular) y 90 ° en la elevación. Las señales de baja frecuencia se emiten utilizando antenas de bocina cuadrante instaladas cerca de las de alta frecuencia. De acuerdo con el programa de prueba de aeronaves B-1, el sistema ALQ-161 trabajó más de 400 por hora en vuelos 95. El precio de un sistema ALQ-161 es de aproximadamente 20 millones de dólares (incluidos todos los costos para su desarrollo y producción). Hay un gran número de transmisores de interferencia activos Northrop y equipos de EW desechables (reflectores dipolos y objetivos falsos IR).
En medio de 1986, el sistema de alerta de ataque de la cola reveló serios defectos y el primer 22 de la aeronave В-1В no estaba equipado inicialmente con él, y se encontraron otros defectos. Al caer 1992, como se señaló anteriormente, el sistema EN aún no estaba instalado en los aviones 13, y en los bombarderos equipados con un complejo EW, el sistema de alerta por radar no estaba en pleno funcionamiento.
En los lugares de trabajo del primer y segundo piloto, un indicador está instalado en un CRT y los indicadores mecánicos habituales, ILS no está disponible. El sistema de visualización de los sistemas ofensivo y defensivo incluye tres indicadores en un CRT, de los cuales dos son gráficos, que proporcionan información sobre el enemigo y alfanuméricos cada uno. Subsistema de control de armas instalado. También se prevé la instalación de equipos de comunicación estándar, la identificación de accesorios estatales, el sistema de aterrizaje instrumental y los altímetros de radio de Honeywell AN / APN-224. La masa total de la aviónica de aeronaves В-1В supera a 4 t.
Existe un sistema integrado de monitoreo CITS (Sistema Integrado Central de Pruebas), que registra en el vuelo los parámetros de 19600 que caracterizan el funcionamiento de la aviónica, los sistemas de control de vuelo y los motores para su posterior solución de problemas y reparaciones.
El equipo de computación integrado incluye ocho computadoras IBM AP-16F 101-bit con 1 millones de velocidades operativas capaces de trabajar con una arquitectura compatible con MIL-STD-1750A: seis computadoras en el sistema CCN, una en el sistema CITS y una en CCW. Software utilizado en el lenguaje de "Jovial" J3B.
Armamento El B-1A tenía tres compartimientos de brazos de fuselaje idénticos (en tamaño y diseño) de 4,57 m de longitud y cuatro pilones bajo el fuselaje y fue diseñado para transportar hasta 32 UR AGM-69 SRAM (ocho en lanzadores giratorios en cada compartimiento y dos en cada uno pilón exterior), así como bombas nucleares y convencionales de caída libre; en medio de 1970's fue posible utilizar el KR AGM-86A (ALCM-A).
En el B-1B, las bahías delantera y central de armas se combinan en un compartimiento doble de longitud 9,53 m con una partición reversible instalada desde el noveno avión; el compartimiento trasero se mantuvo sin cambios, hay seis unidades de suspensión sub-fuselaje. Al diseñar el B-1B, se asumió que las siguientes armas nucleares se colocaban en lanzadores de tambor: ocho misiles de crucero AGM-86B (ALCM-B) con una masa total de 11610 kg en el compartimiento dual o 24 UR AGM-69 SRAM (16 UR en el compartimiento dual y ocho en la parte trasera) peso total 24385 kg, o 12 bombas B-28 (11810 kg), o 24 bombas B-61 (7630 kg), o 24 bombas B-83 (26135 kg). En los pilones ventrales, se planeó instalar hasta 12 KR AGM-86B, o hasta 12 UR AGM-69 o suspensión de bombas nucleares y convencionales. En los compartimientos de armas y en las torres exteriores, también se planificó la instalación de KR General Dynamics EMM-129 mejorado. Sin embargo, a principios de 1990, los misiles SRAM fueron retirados debido a la expiración de sus períodos de almacenamiento, los misiles de crucero aún no están instalados y las armas nucleares en realidad están limitadas a las bombas B-61 y B-83. Además, la suspensión externa tampoco se utiliza.
Las armas convencionales en los compartimentos internos del proyecto pueden incluir hasta 84 bombas Mk.82 calibre 227 kg con una masa total de 20235 kg o hasta 24 bombas Mk.84 (masa total 21445 kg), o hasta 84 mín. . Suspensión de bombas convencionales y dispuestas para pilones ventrales. Según algunas publicaciones, la carga de combate típica de las armas convencionales puede en el futuro alcanzar las bombas 36 Mk.227 (21910 en el fuselaje y 128 en torres externas) con un peso total de 82 kg. Sin embargo, para 84, el uso de armas convencionales con B-44B no se resolvió por completo (solo en julio se certificó que el B-30835 B con experiencia en 1993 había arrojado las bombas convencionales McNUMX, en 1-1991 se planeó para garantizar que las bombas McNNXX se pudieran lanzar y bombas guiadas) y las armas convencionales con B-1 B aún no estaban asignadas. En el futuro, los misiles anti-barco AGM-82 "Arpón", las bombas ajustables de precisión JDAM y JSOW y otras armas pueden agregarse al armamento del avión.
Los brazos del compartimiento de armas en В-1А son metálicos, en В-1В - de composites. En B-1B, se utilizan spoilers retráctiles para reducir las cargas acústicas cuando el compartimiento de armas está abierto.
B-1 B rango de vuelo con carga diferente
*) Con un depósito de combustible adicional en el doble compartimento.
B-1 B Características
dimensiones. Envergadura en la posición del mínimo / máximo de barrido 41,67 / 23,84 m; Longitud de la aeronave 44,81 m (B-1A - 46 m); Altura del avión 10,62 m; área del ala a lo largo del trapecio base con barrido mínimo 181,16 y 2.
motores. TRDDF General Electric F101-GE-102 (4x136,9 kN, 4x13960 kgf con FK; 4x64,9 kN, 4X6620 kgf sin FK). TRDDF General Electric F1-GE-101 (100x4 kN, 133,4x4 kgf con fk; 13600x4 kN, 75,6X4 kgf sin fk) se instalaron en В-7700А.
pesos, kg: peso máximo de despegue de 216365 (В-1А cerca de 180000); peso en vacío del avión 87090 (en B-1, la masa del 73000 vacío); Capacidad máxima de combustible en los tanques internos 88450 (B-1A - 86000); Peso máximo de diseño de la carga de combate: en los nodos de los compartimentos internos del 34020, en los nodos externos del 26760.
de datos de vuelo. La velocidad máxima de vuelo a gran altitud 1328 km / h (M = 1,25) (para B-1А - 2300 km / h, que corresponde al número M = 2,2); Velocidad máxima al superar la defensa aérea en vuelo a 1160 km / h (M = 0,95); práctico techo 15240 m; Máximo rango de vuelo sin repostar en el aire 12000 km.
El avión del esquema de balanceo normal, tiene un diseño aerodinámico integral, caracterizado por una conjugación suave del fuselaje y un ala de barrido variable de posición baja, y está equipado con cuatro motores dispuestos en pares en las góndolas debajo de la parte fija del ala (LFO). El diseño integral proporciona un aumento en los volúmenes internos, una disminución en el área de la superficie lavada y el EPR de la aeronave. El diseño está dañado de forma segura, la vida útil estimada del fuselaje del avión 13500 h. Por primera vez durante un importante programa de construcción de aviones en Estados Unidos, los requisitos de resistencia se diseñaron teniendo en cuenta la mecánica de fractura. Al describir las condiciones de operación permitidas del B-1, se indicó que, al tener una masa de vuelo de 170 t, la aeronave podría realizar maniobras con una sobrecarga de unidades 2,5. La velocidad máxima permitida es 6500 kgf / m 2, que, al volar sobre el suelo, corresponde al número M = 0,96.
Pruebas de la cápsula de rescate B-1A.
Inicialmente, se suponía que debía realizar el diseño en 40% (en peso) de aleaciones de titanio, pero posteriormente su participación se redujo a 21%, y luego a 17,6% debido a una disminución en el número máximo de M vuelo. En los compuestos de la cuarta parte de todas las piezas hechas de titanio se utiliza la soldadura por difusión. B-1B también utiliza aleaciones de aluminio (42,5% contenido), acero (7%), KM (2,3%), fibra de vidrio y otros materiales no metálicos (30,6%). En В-1 В el diseño se cambia a 20% en comparación con В-1А, en particular, el chasis se refuerza, se aplican RPM, etc.
La viga transversal en forma de caja de la sección central es más larga que 7,9 my 1,5 m de ancho, con las bisagras de la rotación de las partes móviles (ПЧК) del ala y recibiendo cargas del tren de aterrizaje principal, está hecha principalmente (casi 80%) de aleación de titanio Ti-6AL-4V Utilizando soldadura por difusión, sellado y que contiene un depósito de combustible integrado. Utilizando la misma aleación de titanio, se crea un mecanismo para cambiar el barrido de las alas (en particular, las zapatas de placas de doble fresado con refuerzo sólido y ejes de bisagras de rotación de las consolas móviles de las alas tienen un diámetro de 430 mm, un peso de aproximadamente 270 kg y se basan en cojinetes de bolas de acero). Los accionamientos de tornillo PCP, que desarrollan fuerzas de hasta 4410 kN (450 tf), están conectados mediante un eje sincronizado de rotación de las consolas de ala y son accionados por cuatro motores hidráulicos que pueden operarse desde cualquiera de dos de los cuatro sistemas hidráulicos. Los actuadores de cambio de barrido se cierran sobresaliendo los salientes de las raíces del FChK, lo que evita la formación de grietas al aumentar el barrido de los voladizos móviles. La guarnición del TCC detrás de las bisagras sirve como una lamida, proporcionando un acoplamiento suave de la cola de las alas y las barquillas del motor. Las consolas móviles tienen cajones de aluminio de dos mástiles con largueros y costillas fresados, así como paneles de revestimiento superior e inferior monolíticos sólidos, hechos de aleaciones 2219 y 2124, respectivamente. El grosor de la piel varía de mm 48,3 a mm 7,6. La consola móvil tiene una longitud de 16,76 m, acorde máximo de 2,29 m, peso de una consola 6954 totalmente equipada kg. En el B-1A en la zona de unión de la sección de cola del PSC y LFC, se usó un sello en forma de placas metálicas, en el B-1В se usaron placas deslizantes con sellos inflables del tipo desarrollado para el avión Tornado. Las puntas de las alas, las juntas laterales de las alas con el fuselaje y algunos de los paneles FChK están hechos de fibra de vidrio.
Asiento eyectable ACES
Acristalamiento de cabina
El ángulo de barrido mínimo de la FCC en el borde anterior de 15 es granizo, el ángulo máximo es 67,5 °. Durante el despegue, el ángulo de barrido del ala es igual a 15 °, en vuelo con una velocidad de crucero subsónica - 25 °, con velocidad supersónica - 65 °, en vuelo a altitudes bajas antes de caer armas - 50-55 °.
La mecanización de cada PCh incluye lamas de siete secciones ubicadas en todo el tramo de la consola, que se desvían durante el despegue y el aterrizaje en un ángulo de 20 ° a una velocidad de 2 ° / s, solapas de seis secciones con un ángulo de desviación máxima de 40 ° a la misma velocidad de desviación (dos secciones internas están bloqueadas en la posición retraída en el ángulo de barrido del FCC más de 20 °), así como en los interceptores de cuatro secciones (70 °) frente a las secciones exteriores de las aletas, utilizadas para el control transversal de la aeronave junto con el estabilizador diferencial m (secciones exteriores se bloquean automáticamente cuando M> 1) y como frenos de aire.
El fuselaje semi-monocasco consta de cinco secciones principales y está hecho principalmente de aleaciones de aluminio 2025 y 7075 con marcos a menudo espaciados (paso alrededor de 250 mm). En zonas muy cargadas y de alta temperatura (góndolas de motor, paredes cortafuegos, accesorios de montaje en la cola, revestimiento del fuselaje trasero, etc.), se utilizan aleaciones de titanio. Los largueros de acero y titanio de la longitud del fuselaje trasero de 8 y 14 m están reforzados con epoxi boroplástico. B-1A tenía una gargrot hecha de epoxi boroplástico, la B-1B tenía una gargrot eliminada. Radome radome en la nariz - de cuarzo de poliamida, paneles dieléctricos - de vidrio-plástico reforzado. Las particiones delantera y trasera ubicadas detrás de los carenados radiotransparentes tienen una pendiente descendente para reducir la reflexión de las ondas de radar. En los lados de la parte frontal del fuselaje, debajo de la cabina, hay dos puntos de inflexión (rango de ángulos de desviación de + 20 a -20 °, velocidad de deflexión de hasta 200 ° / s) superficies aerodinámicas (en aleación de aluminio B-1А, en paneles de epoxi Fibra de carbono, nido de abeja de aluminio y punta y cola de titanio) con un ángulo transversal negativo V igual a 1 °, que son los cuerpos ejecutivos del sistema de amortiguación de vibraciones elásticas del SMCS (Sistema de control de modo estructural) en el plano de inclinación cuando se vuela en una atmósfera turbulenta esfera
La tripulación está compuesta por cuatro personas: el comandante y el segundo piloto están ubicados en los asientos adyacentes, los operadores de aviónica defensiva y ofensiva están detrás de los pilotos, boca abajo en la dirección de vuelo, también en los asientos que están al lado. En los tres primeros prototipos de aviones B-1A, la cabina del piloto era desmontable y era una cápsula de rescate desarrollada sobre la base de la cápsula del avión F-111 y permitía que el avión saliera en vuelo y en condiciones cercanas a la velocidad cero y la altitud de vuelo, en el cuarto B-1A y en todos los El B-1B está equipado con asientos de expulsión ACES II de Weber, que aseguran que la aeronave abandone el avión en el estacionamiento y en vuelo a velocidades de vehículo de hasta 1100 km / h.
Hay lugares para dos instructores (sin asientos de expulsión). En B-1B, para proteger a la tripulación de los efectos de la luz de una explosión nuclear, se instalaron paneles opacos, seis de los cuales tienen ventanas de seguridad 140 mm hechas de material PLZT con propiedades ópticas variables (transparentes en condiciones normales, el material se vuelve opaco al pasar la corriente eléctrica), reduciendo intensidad de luz al nivel de 0,003% del valor original. Los sistemas de aire acondicionado y presurización se utilizan con el aire extraído de los motores (la sobrepresión en la cabina corresponde a la altura 2440 m sobre el nivel del mar). Un número de aeronaves instaladas a bordo del sistema de generación de oxígeno con el tamiz molecular de la compañía Normaler Garrett. El parabrisas está diseñado para resistir el impacto en una colisión con un pájaro que pesa 1,8 kg a una velocidad de 1112 km / h. Hay un TPV eléctrico y un sistema de desempañado de parabrisas. En el B-1B, el parabrisas tiene un revestimiento metalizado para dispersar las ondas electromagnéticas incidentes. La entrada a la cabina es a través de la escotilla inferior detrás de la nariz del chasis utilizando una escalera con limpieza eléctrica. La cabina tiene un aseo y un armario.
Entrada de la tripulación a bordo de B-1 A
Diagrama general del motor eléctrico F101-GE-102
La aleta de la cola incluye una quilla con un timón de tres secciones (ángulo de desviación máxima de + 25 a -25 °) y un estabilizador diferencial totalmente rotativo de ajuste medio con tramo 13,67 m (+ 10 °, -25 ° con control tangage, de + 20 a -XNXXX gestión del banco junto con los spoilers). La sección inferior del timón es el cuerpo ejecutivo del sistema SCMS para amortiguar las vibraciones elásticas del fuselaje en el plano de giro. El diseño de la quilla y el estabilizador es de cajón, en B-20А - de aleaciones de aluminio, en B-1В - con largueros soldados con titanio y pared sinusoidal. Cada consola del estabilizador es desviada por dos impulsores de potencia en tándem.
Chasis de tres ejes con dirección que varía de + 76 a -76 ° (360 ° cuando el rodaje no está en su propia trampa) puntal delantero de dos ruedas retráctil delantero y retráctil en los puntales principales del fuselaje con carros de cuatro ruedas. La limpieza y la liberación del chasis se realizan en 12 s. Las ruedas principales retiradas están dispuestas verticalmente en el fuselaje. Neumática, potenciómetro, /NXXX1168 -XNXXNXX40 -XXX6640 -NNX30 -NNXXNXX1,52 -XNX1,90 -XNXXXXUM15,5 -XNX19,3JUMX PERCUSTO PESARIOS Hay amortiguadores neumáticos de aceite, frenos de disco de carbono, frenado automático. Riel del chasis 2 m, base 889 m.
El chasis B-1 B se mejoró debido a un aumento en el peso de despegue de la aeronave.
central eléctrica. Los prototipos B-1A fueron equipados con cuatro motores General Electric F101-GE-100 con propulsores 133,4 / 66,7 kN (13610 / 6800 kgf) forzados / no forzados, que se acumularon alrededor de 7600 h en vuelo. El B-1B está equipado con motores de modificación F101-GE-102. La ubicación de los motores cerca del CM del avión aumenta su estabilidad durante el vuelo a baja altitud en condiciones turbulentas. F-101 - doble eje de baja humo TRDTSF diseño modular con relación de derivación de aproximadamente 2, el flujo de 160 aire kg / s, el grado de aumento de la presión 26,5 tiene un ventilador de dos etapas con BHA ajustable, de nueve compresor con paletas de guía ajustables de las tres primeras etapas, dos etapas de turbina de baja presión y una turbina de una etapa, una alta presión, una cámara de combustión anular corta, una cámara de poscombustión con flujos de mezcla y una boquilla ajustable de expansión cónica. La vida útil requerida de la versión F101-GE-102 es 3000 h, el motor está optimizado para funcionar cuando se vuela con M = 0,8 a baja altitud. Longitud del motor 4,60 m, diámetro 1,40 m, peso en seco 1996 kg (para la modificación de GE-100 - 1814 kg). Para el arranque autónomo del motor, se utilizan dos APU a bordo con una potencia de 294 kW (400 hp), que también proporcionan el accionamiento para el generador eléctrico de emergencia.
Las tomas de aire B-1A son ajustables. Inicialmente, se asumió el uso de tomas de aire de compresión mixtas; en 1972, se decidió usar tomas de aire de compresión externas con una disminución de aproximadamente dos veces el número de elementos móviles y un ahorro de peso de alrededor de 635 kg con una leve mejora en las características subsónicas y una disminución en el número máximo de M a gran altura de 2,2 a 1,6. El B-1B tiene entradas de aire no reguladas con saltos estabilizados, así como con canales curvos y particiones que protegen los ventiladores para reducir el EPR del avión.
Tomas de aire ajustables de los motores en el B-1 A.
Tomas de aire no reguladas en B-1 B
Tomas de aire no reguladas en B-1 B
El radar bombardero B-1 se desarrolla en base al radar de caza F-16
Lugares de trabajo de operadores ofensivos y defensivos en B-1 B
Bahía de bombas B-1 B
El stock interno de combustible se encuentra en ocho compartimentos de fuselaje y un ATC. Es posible instalar un tanque adicional con una reserva de combustible de 8165 kg en el compartimiento doble (delantero y central) de las armas y los tanques externos debajo del fuselaje. Existe un sistema automático de transferencia de combustible que se utiliza para controlar el centrado de la aeronave con una precisión de 0,25% SAX, según el ángulo de barrido de la herramienta de frecuencia de vuelo, la posición de los flaps y el tren de aterrizaje, el número M, la altura de vuelo, el ángulo de inclinación, la velocidad del tacón y el stock de combustible en cada tanque; También se proporciona centrado manual. Para la presurización de tanques se utiliza un sistema de gas neutro con nitrógeno. En la parte superior de la nariz del fuselaje en frente de la cabina se instala un receptor del sistema de repostaje en vuelo de los petroleros KS-10 y KS-135.
Sistemas de avion. Todos los sistemas a bordo tienen una mayor confiabilidad, al tiempo que mantienen la operatividad en caso de falla o brindan protección contra fallas. El sistema de control de vuelo de refuerzo irreversible con un esquema de redundancia de cuatro canales proporciona vuelo en el siguiente modo de terreno. Incluye calculadora de parámetros de aire, unidad de giroestabilizador, sistema de mejora de estabilidad y capacidad de control SCAS (Stability Control Augmentation System), que en B-1В incluye subsistemas de Stall Inhibitor System (a partir del décimo avión) y estabilidad creciente de SEF (estabilidad Función de mejora) (a partir del avión 19 th), así como el sistema SMCS. El cableado de control principal es mecánico rígido; El cableado eléctrico se usa como respaldo en los canales del timón y del estabilizador, así como para el control principal de dos secciones de interceptores en cada media ala. El piloto automático AFCS (sistema automático de control de vuelo) proporciona estabilización del ángulo de balanceo, ángulo de inclinación de la trayectoria de vuelo, velocidad del aire, empuje y números M. En B-1В, el sistema de control utiliza relaciones de cambio con leyes de cambio no lineales. En lugar de los volantes, que son típicos de las aeronaves pesadas, hay perillas de control de las aeronaves que facilitan la expulsión de pilotos y mejoran la capacidad de control de las aeronaves.
Un sistema hidráulico que consta de cuatro sistemas independientes que funcionan simultáneamente con una presión de trabajo de 27,6 MPa (280 kgf / cm 2) y un flujo máximo de 238,5 l / m en cada sistema se utiliza para accionar las consolas de ala móviles, todas las superficies de control y mecanizar el ala, el chasis y las alas. Compartimiento de armas. Con una falla, la aeronave puede realizar la tarea, con dos, para hacer un aterrizaje seguro. Las tuberías hidráulicas están hechas de aleación Ti-3A1-2,5V. No hay sistema neumático.
El sistema de alimentación de corriente alterna trifásica (230 / 400 B, 400 Hz) está alimentado por tres generadores con una potencia de 115 kV A, con variadores de velocidad constante desde los motores y conectados a cuatro buses principales. El sistema múltiplex eléctrico EMUX (Electrical Multiplex System) con autocontrol, que incluye una mini computadora y dos cables de dos núcleos, proporciona administración de energía a los consumidores, intercambio de datos entre sistemas de aviónica que usan cuatro troncales que cumplen con el estándar MIL-STD-1553B y señales de control de los principales sistemas.
Suspensión de misiles SRAM en uno de los tres lanzadores B-1 B
El EQUIPO OBJETIVO consiste en complejos de equipos electrónicos ofensivos (CCW) y defensivos (CCW). KNO fue desarrollado por Boeing, consta de 1 bloques desmontables rápidamente en un V-66B con una masa total de 1308 kg con un consumo de energía de hasta 20 kW e incluye un radar Doppler de pulso multifuncional Westinghouse AN / APQ-164 (en lugar del radar de vista frontal General Electric AN / APQ-144 y Texas Instrument Landing Radar Instrument AN / APQ-146 en B-1 A), DISS Teledine Ryan AN / APN-218, ANN Singer Kirkpt SKN-2440, unidades de control de aviónica. El radar APQ-164 desarrollado sobre la base del avión radar AN / APG-66 F-16, es el primer estadounidense aviación un radar a bordo equipado con un faro con escaneo electrónico incluye un transmisor TWT, opera en el rango de frecuencia X y tiene modos aire-tierra (mapeo con síntesis de apertura, mapeo de haz real, seguimiento automático del terreno a una altura de hasta 60 m, derivación manual del suelo obstáculos, corrección de velocidad ANN, detección y seguimiento de objetivos en movimiento en tierra, medición de altitudes de vuelo altas y trabajo con una baliza terrestre) y aire-aire (reconocimiento del clima, trabajo con una baliza aérea y reunión con un avión de reabastecimiento de combustible). Peso radar 570 kg. La antena tiene dimensiones de 1118x559 mm, generalmente se ubica 30 ° hacia abajo para reducir la reflexión del radar en el hemisferio frontal, puede desviarse en tres posiciones fijas (para proporcionar visualización lateral) y tiene sectores de visualización durante el escaneo electrónico de +60 a -60 ° en azimut y esquina del lugar.
En el B-1B, está previsto utilizar el sistema de navegación de observación a baja altitud LANTERN.
La base de CCW, desarrollada por Eaton, es un sistema EW AN / ALQ-161 que consiste en unidades de desmontaje rápido 108 con un peso total de aproximadamente 2360 kg (sin cables, indicadores y controles), consumo de energía hasta 120 kW e incluye equipo de inteligencia de inteligencia de radio, sistema de advertencia ataque desde el hemisferio posterior de la empresa Eaton (primer uso del radar Doppler de pulso Westinghouse AN / ALQ-153), medios para crear interferencias de ruido e imitación a varios medios radioelectrónicos (radar de misiles tierra-aire, radar de defensa aérea, radar de control) lanzando misiles aire-aire, radares de alerta temprana y radares de intercepción de objetivos aéreos durante la orientación desde el suelo) y una computadora central que debe reconocer los radares de radiación, evaluar la amenaza que representan y asignar prioridades a su supresión ". El sistema ALQ-161 funciona en la banda de frecuencia desde menos de 200 MHz a 40 GHz (en la versión original en la banda de aproximadamente 0,5 - 10 GHz). La interferencia en la parte de alta frecuencia del rango se crea utilizando tres LUCES (una en la nariz de cada LFC y otra en la sección de la cola del fuselaje) con escaneo electrónico de cada sector 120 ° en azimut (para proporcionar una cobertura circular) y 90 ° en la elevación. Las señales de baja frecuencia se emiten utilizando antenas de bocina cuadrante instaladas cerca de las de alta frecuencia. De acuerdo con el programa de prueba de aeronaves B-1, el sistema ALQ-161 trabajó más de 400 por hora en vuelos 95. El precio de un sistema ALQ-161 es de aproximadamente 20 millones de dólares (incluidos todos los costos para su desarrollo y producción). Hay un gran número de transmisores de interferencia activos Northrop y equipos de EW desechables (reflectores dipolos y objetivos falsos IR).
En medio de 1986, el sistema de alerta de ataque de la cola reveló serios defectos y el primer 22 de la aeronave В-1В no estaba equipado inicialmente con él, y se encontraron otros defectos. Al caer 1992, como se señaló anteriormente, el sistema EN aún no estaba instalado en los aviones 13, y en los bombarderos equipados con un complejo EW, el sistema de alerta por radar no estaba en pleno funcionamiento.
En los lugares de trabajo del primer y segundo piloto, un indicador está instalado en un CRT y los indicadores mecánicos habituales, ILS no está disponible. El sistema de visualización de los sistemas ofensivo y defensivo incluye tres indicadores en un CRT, de los cuales dos son gráficos, que proporcionan información sobre el enemigo y alfanuméricos cada uno. Subsistema de control de armas instalado. También se prevé la instalación de equipos de comunicación estándar, la identificación de accesorios estatales, el sistema de aterrizaje instrumental y los altímetros de radio de Honeywell AN / APN-224. La masa total de la aviónica de aeronaves В-1В supera a 4 t.
Existe un sistema integrado de monitoreo CITS (Sistema Integrado Central de Pruebas), que registra en el vuelo los parámetros de 19600 que caracterizan el funcionamiento de la aviónica, los sistemas de control de vuelo y los motores para su posterior solución de problemas y reparaciones.
El equipo de computación integrado incluye ocho computadoras IBM AP-16F 101-bit con 1 millones de velocidades operativas capaces de trabajar con una arquitectura compatible con MIL-STD-1750A: seis computadoras en el sistema CCN, una en el sistema CITS y una en CCW. Software utilizado en el lenguaje de "Jovial" J3B.
Armamento El B-1A tenía tres compartimientos de brazos de fuselaje idénticos (en tamaño y diseño) de 4,57 m de longitud y cuatro pilones bajo el fuselaje y fue diseñado para transportar hasta 32 UR AGM-69 SRAM (ocho en lanzadores giratorios en cada compartimiento y dos en cada uno pilón exterior), así como bombas nucleares y convencionales de caída libre; en medio de 1970's fue posible utilizar el KR AGM-86A (ALCM-A).
En el B-1B, las bahías delantera y central de armas se combinan en un compartimiento doble de longitud 9,53 m con una partición reversible instalada desde el noveno avión; el compartimiento trasero se mantuvo sin cambios, hay seis unidades de suspensión sub-fuselaje. Al diseñar el B-1B, se asumió que las siguientes armas nucleares se colocaban en lanzadores de tambor: ocho misiles de crucero AGM-86B (ALCM-B) con una masa total de 11610 kg en el compartimiento dual o 24 UR AGM-69 SRAM (16 UR en el compartimiento dual y ocho en la parte trasera) peso total 24385 kg, o 12 bombas B-28 (11810 kg), o 24 bombas B-61 (7630 kg), o 24 bombas B-83 (26135 kg). En los pilones ventrales, se planeó instalar hasta 12 KR AGM-86B, o hasta 12 UR AGM-69 o suspensión de bombas nucleares y convencionales. En los compartimientos de armas y en las torres exteriores, también se planificó la instalación de KR General Dynamics EMM-129 mejorado. Sin embargo, a principios de 1990, los misiles SRAM fueron retirados debido a la expiración de sus períodos de almacenamiento, los misiles de crucero aún no están instalados y las armas nucleares en realidad están limitadas a las bombas B-61 y B-83. Además, la suspensión externa tampoco se utiliza.
Las armas convencionales en los compartimentos internos del proyecto pueden incluir hasta 84 bombas Mk.82 calibre 227 kg con una masa total de 20235 kg o hasta 24 bombas Mk.84 (masa total 21445 kg), o hasta 84 mín. . Suspensión de bombas convencionales y dispuestas para pilones ventrales. Según algunas publicaciones, la carga de combate típica de las armas convencionales puede en el futuro alcanzar las bombas 36 Mk.227 (21910 en el fuselaje y 128 en torres externas) con un peso total de 82 kg. Sin embargo, para 84, el uso de armas convencionales con B-44B no se resolvió por completo (solo en julio se certificó que el B-30835 B con experiencia en 1993 había arrojado las bombas convencionales McNUMX, en 1-1991 se planeó para garantizar que las bombas McNNXX se pudieran lanzar y bombas guiadas) y las armas convencionales con B-1 B aún no estaban asignadas. En el futuro, los misiles anti-barco AGM-82 "Arpón", las bombas ajustables de precisión JDAM y JSOW y otras armas pueden agregarse al armamento del avión.
Los brazos del compartimiento de armas en В-1А son metálicos, en В-1В - de composites. En B-1B, se utilizan spoilers retráctiles para reducir las cargas acústicas cuando el compartimiento de armas está abierto.
B-1 B rango de vuelo con carga diferente
| Peso de la carga de combate, t | Peso de despegue, t | Reserva de combustible, t | Rango (km) sin repostar en vuelo a lo largo del perfil. | ||
| altitud alta | grande -least {en el sitio 1850 km) - gran altura | grande - grande - gran altura en el modo óptimo | |||
| 16,9 | 201,8 | 97,3 *) | 10200 | 7400 | 8670 |
| - »- | 192,7 | 89,2 | 9400 | 6620 | 8300 |
| 10,9 | 195,8 | 97,3 *) | 10400 | 7800 | 8780 |
| - »- | 186,7 | 89,2 | 9600 | 6990 | 8450 |
*) Con un depósito de combustible adicional en el doble compartimento.
B-1 B Características
dimensiones. Envergadura en la posición del mínimo / máximo de barrido 41,67 / 23,84 m; Longitud de la aeronave 44,81 m (B-1A - 46 m); Altura del avión 10,62 m; área del ala a lo largo del trapecio base con barrido mínimo 181,16 y 2.
motores. TRDDF General Electric F101-GE-102 (4x136,9 kN, 4x13960 kgf con FK; 4x64,9 kN, 4X6620 kgf sin FK). TRDDF General Electric F1-GE-101 (100x4 kN, 133,4x4 kgf con fk; 13600x4 kN, 75,6X4 kgf sin fk) se instalaron en В-7700А.
pesos, kg: peso máximo de despegue de 216365 (В-1А cerca de 180000); peso en vacío del avión 87090 (en B-1, la masa del 73000 vacío); Capacidad máxima de combustible en los tanques internos 88450 (B-1A - 86000); Peso máximo de diseño de la carga de combate: en los nodos de los compartimentos internos del 34020, en los nodos externos del 26760.
de datos de vuelo. La velocidad máxima de vuelo a gran altitud 1328 km / h (M = 1,25) (para B-1А - 2300 km / h, que corresponde al número M = 2,2); Velocidad máxima al superar la defensa aérea en vuelo a 1160 km / h (M = 0,95); práctico techo 15240 m; Máximo rango de vuelo sin repostar en el aire 12000 km.
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