Стоимость программы самолета В-1В была ограничена конгрессом США величиной 20,5 млрд долл. по курсу 1982 г. (28 млрд долл. по курсу 1988 г.), включая стоимость серийного производства 12,3 млрд долл. Цена одного самолета с учетом всех расходов по программе составляла 237,2 млн.долл. для первых 52 самолетов и 168,9 млн долл. – для остальных 48. Десятилетняя программа модернизации самолетов, о которой говорилось выше, обойдется еще в 1,9 млрд долл.
КОНСТРУКЦИЯ.
Самолет нормальной балансировочной схемы, имеет интегральную аэродинамическую компоновку, отличающуюся плавным сопряжением фюзеляжа и низко расположенного крыла изменяемой стреловидности, и снабжен четырьмя двигателями, расположенными попарно в гондолах под неподвижной частью крыла (НЧК). Интегральная компоновка обеспечивает увеличение внутренних объемов, уменьшение площади омываемой поверхности и ЭПР самолета. Конструкция безопасно повреждаемая, расчетный ресурс планера 13500 ч. Впервые в ходе крупной американской самолетостроительной программы требования к прочности были составлены с учетом механики разрушения. При описании допустимых условий эксплуатации В-1А указывалось, что, имея полетную массу 170 т, самолет может выполнять маневры с перегрузкой 2,5 ед. Максимально допустимый скоростной напор составляет 6500 кгс/м 2 , что при полете у земли соответствует числу М=0,96.
Испытания спасательной капсулы самолета В-1А
Первоначально предполагалось выполнить конструкцию на 40% (по массе) из титановых сплавов, но впоследствии их доля была уменьшена до 21%, а затем до 17,6% вследствие снижения максимального числа М полета. В соединениях четвертой части всех деталей из титана применяется диффузионная сварка. В конструкции В-1В используются также алюминиевые сплавы (доля 42,5%), сталь (7%), КМ (2,3%), стеклопластик и другие неметаллические материалы (30,6%). На В-1 В конструкция изменена на 20% по сравнению с В-1А, в частности, усилено шасси, применены РПМ и т.д.
Коробчатая поперечная балка центроплана длиной более 7,9 м и шириной 1,5 м, несущая шарниры поворота подвижных частей (ПЧК) крыла и воспринимающая нагрузки от основных стоек шасси, выполнена, в основном, (почти на 80%) из титанового сплава Ti-6AL-4V с применением диффузионной сварки, герметизирована и содержит встроенный топливный бак. С использованием этого же титанового сплава изготовлены механизм изменения стреловидности крыла (в частности, проушины из двойных фрезерованных пластин с монолитным подкреплением и оси шарниров поворота подвижных консолей крыла, имеющие диаметр 430 мм, массу примерно по 270 кг и опирающиеся на шаровые стальные подшипники). Винтовые приводы ПЧК, развивающие усилие до 4410 кН (450 тс), связаны валом синхронизации поворота консолей крыла и приводятся четырьмя гидромоторами, которые могут работать от любых двух из четырех гидросистем. Приводы изменения стреловидности закрыты передними выступающими корневыми обтекателями ПЧК, предотвращающими образование щелей при увеличении стреловидности подвижных консолей. Обшивка НЧК за шарнирами служит зализом, обеспечивающим плавное сопряжение хвостовой части крыла и гондол двигателей. Подвижные консоли имеют двухлонжеронные алюминиевые кессоны с фрезерованными лонжеронами и нервюрами, а также цельнофрезерованными монолитными нижней и верхней панелями обшивки, выполненными соответственно из сплавов 2219 и 2124. Толщина обшивки изменяется от 48,3 мм до 7,6 мм. Подвижная консоль имеет длину 16,76 м, максимальную хорду 2,29 м, масса полностью оборудованной консоли 6954 кг. На В-1А в зоне сочленения хвостовой части ПЧК и НЧК использовалось уплотнение в виде металлических пластин, на В-1В применены скользящие пластины с надувными уплотнениями типа разработанных для самолета «Торнадо». Законцовки крыла, зализы сочленения крыла с фюзеляжем и некоторые панели ПЧК выполнены из стеклопластика.
Катапультируемое кресло ACES