Convair B-58 Hustler

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
B-58 Hustler
B-58 Hustler.jpg
B-58A Hustler в полёте
Тип

стратегический средний бомбардировщик

Разработчик

Convair

Производитель

Convair Division, General Dynamics
(Форт-Уэрт, Техас)

Первый полёт

11 ноября 1956 года

Начало эксплуатации

август 1960 года

Конец эксплуатации

16 января 1970 года

Статус

снят с вооружения

Эксплуатанты

ВВС США

Годы производства

19561962

Единиц произведено

116

Стоимость программы разработки

$ 3,2 млрд.

Стоимость единицы

$12,44 млн[1]

Commons-logo.svg Изображения на Викискладе

Конвэр B-58 «Хастлер» (англ. Convair B-58 Hustler) — первый в мире сверхзвуковой дальний бомбардировщик, состоявший на вооружении ВВС США в 1960-е годы. На момент своего создания по максимальной скорости (M=2) не уступал самым быстрым истребителям. Из-за ряда недостатков эксплуатация B-58 была недолгой, однако самолёт занял заметное место в истории бомбардировочной авиации. Серийный выпуск составил 116 машин (13 опытных YB-58,17 предсерийных и 86 серийных В-58А).

В 1961—1963 гг. на В-58 установлено 19 мировых рекордов, например — средней скорости на замкнутом маршруте протяжённостью 1 073 км (2 095,48 км/ч — 10 мая 1961 г.), средней скорости на замкнутом маршруте 1 000 км с нагрузкой 2 000 кг — 2 067,57 км/ч (14 января 1961 г.), высоты полёта (14 сентября 1962 г.) с нагрузкой 5 000 кг — 26 018 м (после разгона на высоте 10 670 м до скорости 2 100 км/ч с последующим кабрированием под углом 35 градусов).

История создания[править | править вики-текст]

Проект родился из исследований компании Convair по схеме «бесхвостка» с дельтавидным крылом (проект перехватчика XF-92,1946), исследовательских программ GEBO I (Generalized Bomber Study — «обобщённые исследования бомбардировщиков», — 1946) и GEBO II (сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, 1949), в которых были просчитаны более 10 тысяч различных конфигураций.

Исследования показали невозможность создания на том этапе развития техники дальнего бомбардировщика, способного совершать длительный полёт на сверхзвуке без дозаправки в воздухе (которая также ещё не была достаточно отработана). Поэтому сфокусировались на многоступенчатых пилотируемых аппаратах по двум основным направлениям: 1) принцип сбрасывания на пути к цели выполнивших свою функцию частей конструкции (как в многоступенчатых ракетах); пилотируемый модуль с минимальным оборудованием de-facto нужен был лишь для возврата экипажа после бомбардировки; 2) два пилотируемых компонента (идея «авиаматки») — тяжёлый дозвуковой носитель + малогабаритный сверхзвуковой «ударник»; это обещало снизить стоимость и время разработки комплекса (подходящий дозвуковой носитель — В-36, — уже имелся). ВВС решили объединить положительные качества обоих вариантов.

В январе 1950 г. Convair представила проект: В-36 преодолевает 3200 км, после чего пяти-(!)-двигательный ударный самолёт отделяется и летит с крейсерской скоростью М=1,3 ещё 3200 км, а «матка» возвращается на базу; «ударник» в зоне цели совершает бросок на скорости М=1.5, сбрасывает контейнер с атомной бомбой и один из пяти двигателей и ложится на обратный курс с крейсерской скоростью М=1,3; преодолев половину обратного пути, сбрасывает ещё два двигателя и летит уже с дозвуковой скоростью М=0,9. Однако детальный анализ показал, что составной комплекс окажется не таким уж дешёвым (например, требовались две независимые навигационные системы на обоих компонентах «сцепки»).

В декабре 1951 г. ВВС выпустили уточнённые требования SAB-51 — боевая нагрузка 4,5 т, радиус действия 4260 км при базировании на передовых аэродромах и 7410 км при межконтинентальном перелёте с одной дозаправкой, «бросок» к цели со скоростью М=2,1 на участке 370 км на высоте 16 760 м. В соответствии с этим ТТЗ, дополненным требованием выполнения новым самолётом и разведывательных задач, в феврале 1953 г. фирма Convair получила контракт по самолёту, обозначенному В-58 и собственное наименование Hustler «Хаслер» («пробивной делец»).

В ходе разработки проект трансформировался от подвесного ударного самолёта в автономный бомбардировщик В-58. Неизменной оставалась лишь схема «бесхвостка» с треугольным крылом стреловидностью 60 градусов малого удлинения, которую Convair в дальнейшем использовала в перехватчиках F-102 (1953 г.) и F-106 (1956 г.), а также в экспериментальном сверхзвуковом гидросамолёте-истребителе Sea Dart (1953 г.), — из-за лучшего аэродинамического качества на сверхзвуке, отсутствия балансировочных потерь «отдельного» оперения, а также бОльшими внутренними объёмами для топлива и оборудования.

Проект развивался в сторону увеличения доли возвращаемых компонентов и снижения числа «тонких мест» в конструкции: от сбрасываемого контейнера с емкостью для топлива, ТРД и ракетным двигателем, бомбой — фактически, крылатой ракеты с ИНС, РЛС и дальностью пуска 260 км, а также двух сбрасываемых двигателей на возвращаемом модуле — до четырёх стационарных двигателей на пилотируемом модуле и большого бака с выемкой под бомбу на подфюзеляжном пилоне. К сентябрю 1953 г. проработка проекта привела к решению об укороченном (без РЛС) веретенообразном контейнере, содержащем лишь топливо и боевую нагрузку, на пилоне (сперва планировали сопрягать плоскими поверхностями фюзеляж и контейнер, имевший собственную сбрасываемую переднюю стойку шасси-отчего после учебных/патрульных полётов при посадке сначала надо сбрасывать контейнер (!), требующий своей системы спасения из-за дороговизны и наличия ядерной бомбы в нём).

Изначально планировали установку двигателей в спаренных гондолах (как на В-47 и В-52) для снижения массы конструкции (примерно на 450 кг) и облегчения доступа к двигателям при техобслуживании. Однако испытания показали, что сопротивление такой конфигурации на трансзвуковых скоростях почти вдвое превышало расчётное и не позволяло выйти на сверхзвук. Размещение же турбин в отдельных гондолах соответствовало правилу площадей, сформулированому летом 1952 г. сотрудником NACA Р. Уиткомбом, и уменьшало лобовое сопротивление, особенно в конфигурации с подвесным контейнером.

Разработка В-58, как и любого новаторского летательного аппарата, была связана с большим числом трудностей, отчего военные неоднократно высказывали сомнения в возможности реализации проекта, усугублявшиеся проблемами с перехватчиком F-102, лётные данные которого были значительно ниже расчётных. После продувочных испытаний крупномасштабных моделей в 1954 г. ситуация стала угрожающей, так как уточнённые расчётные характеристики самолёта, прежде всего дальность, не удовлетворяли военных. В июне 1955 г. программа была преобразована в чисто экспериментальную, 13 уже заказанных самолётов предполагалось использовать для аэродинамических исследований продолжительного сверхзвукового полёта и разработки систем для будущих боевых комплексов. До начала 1958 г. разработка В-58 была в «полузамороженном» состоянии, конкурируя в отношении финансирования с программой разработки XВ-70, начавшейся в 1954 г. Лишь в начале 1959 г. стратегическое авиакомандование окончательно поддержало производство В-58 для замены В-47.

Первый полёт состоялся 11 ноября 1956 г. Уже 30 декабря 1956 г., новая машина превысила скорость звука, а 29 июня 1957 г. состоялся первый полёт со скоростью М=2,03 на высоте 13 км. 15 октября 1959 года самолёт летел в течение 70 мин со средней скоростью около 2124 км/ч. Трижды успешно имитировалось преодоление ПВО СССР без использования бортовых средств РЭП.

В июне 1959 г. считалось, что В-58А способен поразить 87 % целей на территории Советского Союза и мог «достать» большинство крупных целей к западу от Урала с одной воздушной дозаправкой. При этом длительное движение на скорости, доступной лишь немногим перехватчикам, позволяло надеяться на успешный отрыв от ПВО.

1 августа 1960 г. был поставлен первый серийный самолёт с полным комплектом оборудования, а завершилось серийное производство в октябре 1962 г.

Конструкция[править | править вики-текст]

Крыло и корпус образовывали единое целое: шпангоуты фюзеляжа переходили в лонжероны крыла малой толщины профиля (3-4 %), для обеспечения приемлемой прочности и жёсткости которое выполнили 33-лонжеронным (!) с шагом между элементами 280—380 мм. Взлётно-посадочной механизации крыло не имело, для улучшения характеристик сваливания и повышения устойчивости на больших углах атаки передняя кромка крыла была выполнена с круткой.

Около 80 % обшивки составляли клеёные слоистые панели из двух листов дюралюминия толщиной от 0,25 до 1 мм с прослойкой из ячеистого наполнителя. В местах, подверженных нагреву, соты были также из дюраля, в прочих — из стеклопластика, имеющего высокий коэффициент теплоизоляции. Панели собирались на эпоксидно-фенольном и резиново-фенольном клее, обшивка крепилась стальными или титановыми заклепками, обеспечивавшими важную для сверхзвукового самолёта гладкость внешних поверхностей и жёсткость, устранившую опасность панельного флаттера. Фюзеляж овального сечения включал кабины членов экипажа, обширные отсеки громоздкого электронного оборудования, поисковый и доплеровский радары, системы жизнеобеспечения, охлаждения аппаратуры, электронного противодействия, узлы крепления подвесного контейнера и топливные баки.

Спасательная капсула B-58 в состоянии после катапультирования (закрыт складной защитный щит)

Первоначально использовались обычные катапультируемые кресла. Но в феврале 1958 года, после гибели и травмирования лётчиков от скоростного напора, было решено установить герметизированные спасательные капсулы, оборудованные автономной системой жизнеобеспечения. Капсулы были громоздкими и тяжелыми (297 кг), не могли катапультироваться на малых скоростях (менее 185 км/ч), накладывали ограничения по росту и весу лётчиков. Начиная с 1962 года все В-58А получили вместо кресел капсулы, но учебные ТВ-58А не переоборудовались.

Топливо (авиакеросин JP-4) размещалось в баках-отсеках подвесного контейнера, в одном фюзеляжном, двух крыльевых, резервном (над основным), и балансировочном (в хвостовом конусе), перекачка в который осуществлялась автоматически.

Вертикальное оперение машины состояло из большого стреловидного киля и односекционного руля направления площадью 3,72 м². Односекционные элевоны площадью 16,52 м² занимали заднюю кромку крыла между фюзеляжем и соплами наружных двигателей (размах каждого — 4,6 м, корневая хорда около 2,1 м, углы отклонения 10 градусов вниз и 23 градуса вверх).

Шасси из-за размещения контейнера вооружения под фюзеляжем, имело большую высоту. Основные стойки, оборудованные двухосными тележками с восемью колесами диаметром 559 мм, убирались в корневые части крыла с поворотом тележек на 90 градусов. Однако при всех компоновочных ухищрениях пришлось «раздуть» ниши основных стоек за контуры крыла и прикрыть их обтекателями. Передняя стойка, оснащённая спаренными колёсами того же диаметра, при убирании складывалась вдвое и имела электромеханический сервопривод разворота для маневрирования на земле. Колёса бескамерные, рассчитывались на десять взлётов и посадок с предельной скоростью движения по земле 402 км/ч. Из-за разрывов пневматиков при разбеге и пробеге (в 1960 г. по этой причине был потерян один «Хастлер», двое членов экипажа погибли), с середины 1961 г. на основных стойках шасси между парами колес стали устанавливать аварийные колёса, принимавшие на себя нагрузку в случае разрыва пневматиков. Шасси можно было выпускать и в полёте для использования в качестве аэродинамических тормозов, так как специализированного аэродинамического тормоза В-58 не имел. В хвостовой части фюзеляжа размещался тормозной парашют с диаметром купола 8,5 м, выпускаемый при скорости не выше 340 км/ч.

В-58 оснащался четырьмя ТРД General Electric J79. J79 имел длину 5,14 м, диаметр 0,97 м, сухую массу 1650 кг, степень повышения давления 12,2, расход воздуха 74 кг/с. Тяга без форсажа составляла 4450 кгс, на полном форсаже — 6580 кгс. Впервые применены направляющие аппараты первых шести ступеней компрессора с поворотными лопатками, форсажная камера с регулируемой степенью форсирования и сверхзвуковое регулируемое сопло эжекторного типа. Параметры, заложенные при проектировании, а также постоянные работы по модернизации сделали этот агрегат массовым — общее число построенных двигателей J79 достигло почти 17000 шт. Максимальная продолжительность непрерывной работы форсажной камеры составляла 2 ч, но в реальной эксплуатации из-за большого расхода топлива форсаж не включался более чем на 45 мин. Воздухозаборники двухскачковые, с автоматически регулируемым центральным конусом.

Сверхзвуковая скорость полёта обусловила применение бустерной необратимой дублированной системы управления. Управление осуществлялось в трёх режимах: взлётно-посадочном, ручном полетном и автоматическом полётном. Автопилот обеспечивал устойчивое выдерживание заданных числа М, высоты полёта и курса (в том числе по данным наземных маяков) и допускал совмещённое ручное управление самолётом. Во всех трёх каналах устанавливались демпферы, имелась также система продольной балансировки самолёта с автоматами балансировки и ограничения перегрузки. При взлёте и посадке они выключались (после чего лётчик мог отклонять элевоны по тангажу на полный ход) и включались вручную после уборки шасси. Устанавливался автомат перекрёстной связи между элевонами и рулём направления.

Гидравлика — две независимые системы с рабочим давлением 210 кгс/кв.см, имеющие по два насоса. Первая обеспечивала работу органов управления, вторая дублировала первую, а также служила для привода поверхностей управления самолётом, уборки и выпуска шасси, торможения колёс, управления антенной носовой РЛС и хвостовой турели, выброса дипольных отражателей и прочих нужд. Пневматическая система с давлением 175—210 кгс/кв.см обеспечивала аварийный выпуск шасси и торможение. Система электроснабжения включала в себя сеть переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с тремя генераторами, приводимыми от двигателей, и восемь трансформаторов-выпрямителей, питающих сеть постоянного тока (250 В, 150 В и 28 В) и переменного тока низкого напряжения (28 В).

Охлаждение мощного бортового комплекса аппаратуры, насчитывавшего более 5000 электронных ламп и транзисторов, обеспечивалось системой кондиционирования, воздух для которой отбирался от компрессоров внутренних двигателей. Система кондиционирования обслуживала также подвесной контейнер, охлаждала отсеки шасси, предотвращала запотевание лобового стекла и защищала его от дождя, а также обеспечивала наддув топливных баков. «Проветривание» рабочих мест экипажа оказалось малоэффективным, в полёте лётчики часто страдали от жары.

В кабине пилота использовалась световая сигнализация неисправностей, возникающих в полёте. В середине 1960-х годов она была дополнена речевой (одной из первых в мире) системой сигнализации женским голосом о двадцати аварийных ситуациях.

Для обеспечения выхода на цель и бомбометания имелась навигационно-бомбардировочная система Сперри AN/ASQ-42. Одно из основных требований к ней состояло в повышении точности навигации и бомбометания в связи с большой скоростью самолёта и сбросом бомбы на расстоянии в три раза большем, чем с самолётов В-47 и В-52. Необходимые параметры были достигнуты путём использования автономной инерциальной и астронавигационной подсистем в сочетании с системой измерения скорости и сноса AN/APN-113, радиовысотомером и аналоговой ЭВМ массой 545 кг. Оборудование обеспечивало расчет курса самолёта к цели по ортодромии. Обеспечивались девять режимов бомбометания, основным из которых являлся режим с использованием заранее заданной вынесенной точки прицеливания. Навигация уверенно осуществлялась и в полярных районах.

Имелась на борту и аппаратура радионавигационной системы TACAN. В состав связного оборудования фирмы Магнавокс входили коротковолновая радиостанция AN/ARC-58, две командные УКВ-радиостанции, аварийная радиостанция, а также запросчик и ответчик системы «свой-чужой».

Оборонительный комплекс средств РЭБ составляли: станция AN/ALR 12 для предупреждения о радиолокационном облучении с четырьмя антеннами, обеспечивавшими круговой обзор, автоматически управлявшая выбросом дипольных отражателей, 10 пакетов которых располагались в верхних крыльевых обтекателях ниш основных стоек шасси; станция РТР и постановки помех; аппаратура противодействия ракетам с тепловыми системами наведения.

Особенности конструкции[править | править вики-текст]

Существенным недостатком «карманника» был неудовлетворительный обзор вперед-вниз, из-за чего за десяток секунд до касания земли лётчик терял из виду осевую линию ВПП и управлял самолётом исключительно по приборам и используя боковые ориентиры.

Активная защита от нападения спереди не рассматривалась в принципе, было решено ограничиться оборонительным вооружением в задней полусфере. После отмены программы МХ-1601 (в рамках которой в 1953—1954 гг. изучалось использование ракет с обратным стартом и поворотом на угол до 90 градусов) ограничились кормовой артиллерийской установкой с углом обстрела 60 градусов (вначале калибра 30 мм, но из-за массы и объёма выбрали 20-мм пушку М61 «Вулкан» с боекомплектом 1200 снарядов, установленную в «жале»-обтекателе хвостовой оконечности фюзеляжа с управляющей РЛС у основания киля).

Самолёт изначально предназначался для доставки ядерного оружия с большой высоты и не имел внутреннего отсека вооружения, предполагалось использование так называемых баков-контейнеров МА-1 и МВ-1 (в конфигурации разведчика: МС-1 для фоторазведки, в том числе с малых высот — до семи различных АФА общей массой около 450 кг, — и MD-1 для электронной разведки). МА-1С представлял собой крылатую ракету схемы «утка» массой 12 295 кг с дальностью пуска 260 км и высотой полёта до 32 900 м. Она была снабжена ЖРД Белл LR81-BA-1 тягой 6800 кгс, инерциальной системой наведения, складывающимся нижним и выдвижным верхним вертикальным оперением. После пуска она должна была резко набирать высоту под углом 20 градусов, затем планировать с углом 7 градусов, а на финальном участке пикировать на цель под углом до 70. Работы по МА-1С в мае 1957 г. были прекращены после израсходования $66 млн из-за существенного уменьшения скорости (до дозвуковой) и дальности В-58 с подвешенной ракетой.

Попытка использовать на В-58 баллистическую УР была связана с проектом создания на его основе первого противоспутникового комплекса (задача, не требовавшая большой дальности). После четырёх пусков, из которых два только были удачными, проект закрыли.

Подвесной бак-контейнер

Таким образом, В-58 оснащался только свободнопадающим наступательным оружием. Первым на вооружение поступил так называемый «однокомпонентный» бак-контейнер МВ-1С: оперенное осесимметричное тело массой 1135 кг, длиной 17,4 м и диаметром около 1,5 м, крестообразным стабилизатором, придававшем небольшое вращение в падении, двумя топливными отсеками (содержавшими 12 490 кг керосина), между которыми располагалась термоядерная БЧ W39Y1-1 регулируемой мощности весом 2745 кг. Контейнер МВ-1 оставался на вооружении до вывода В-58 из состава ВВС США, имея ряд недостатков, которые ограничили его использование в основном первыми годами эксплуатации серийных самолётов. В частности, не удалось решить до конца проблему протечки топлива в отсек боевой нагрузки, в результате чего было повреждено несколько БЧ. Но главное — после выработки топлива контейнер, на три четверти пустой, был «балластом», создававшим вредное аэродинамическое сопротивление и «съедавшим» дальность полёта.

Вынужденной, но эффективной мерой стало дальнейшее усложнение подвески за счёт применения двухкомпонентного контейнера TCP (разработан в 1958—1960 гг., испытан в 1961), имевшего большой отдельный топливный бак, сверху которого, в нише, размещался меньший по размерам компонент с бомбой W-53, снабжённый трёхкилевым оперением (нижний киль — убирающийся), и двумя небольшими топливными отсеками. Большой бак мог отделяться после выработки топлива, что облегчало самолёт и уменьшало его лобовое сопротивление. Оставшаяся подвеска сбрасывалась при атаке и, в свою очередь, разделялась в непосредственной близости от цели, которая поражалась только носовой частью с БЧ. Длина верхнего компонента — 10,7 м, диаметр — 1,07 м, масса с полным запасом топлива и бомбой 5430 кг (топлива — 1935 кг). Длина нижнего бака — 16,5 м, диаметр 1,5 м, масса пустого 860 кг, полностью снаряжённого — 11800 кг.

Подвеску обоих типов можно было сбрасывать при любой скорости полёта и на любой высоте при условии, что топливо в них в основном израсходовано. Из-за балансировки полностью заправленного топливом носителя контейнер имел максимально переднее расположение, и сброс его в этом случае приводил к статической неустойчивости по тангажу.

Контейнерная боевая нагрузка обуславливала поражение только одной цели одним бомбардировщиком. Для увеличения числа поражаемых целей все поступившие на вооружение самолёты в 1962—1964 гг. были модифицированы установкой двух длинных балок с двумя бомбодержателями каждая под корневой частью крыла, под термоядерные бомбы Мк43 (меньшего калибра, чем в контейнере). Масса боеприпаса — около 955 кг, длина 3,7 м, максимальный диаметр 0,46 м, мощность заряда до 0,9 Мт. Таким образом, всего В-58 мог нести до пяти ядерных бомб, и именно в такой конфигурации он обычно и находился на боевом дежурстве. Однако подвеска четырёх бомб на пилонах значительно увеличивала лобовое сопротивление и заметно уменьшала дальность полёта, и так невысокую.

В апреле 1967 г. была выполнена практическая оценка применимости В-58 в тактических операциях. Несколько самолётов модифицировали для подвески на пилонах обычных бомб калибром до 1360 кг (на многозамковых держателях MER или тройных TER). В испытаниях В-58 использовались в качестве ведущих для наведения F-105D и F-4C/D. Ожидалось, что высокоэффективная навигационно-бомбардировочная система «Хаслера» улучшит точность группового бомбометания на малой высоте при скорости до 1100 км/ч. Было выполнено 75 вылетов, бомбометание производилось почти исключительно визуально — система AN/ASQ-42 показала неудовлетворительную точность на малой высоте. Поскольку точность группового бомбометания повысилась ненамного при сохранении недостатков полёта в строю (таких, как трудность поддержания визуального контакта в сложных погодных условиях и увеличение уязвимости от огня средств ПВО), а выживаемость В-58 в маловысотном полёте при активной ПВО вообще вызвала большие сомнения, программу быстро прекратили. К тому же в одном из полётов самолёт был повреждён осколками собственной бомбы.

Программы МС-1 и МD-1 (контейнеры фото- и радиоразведки) были аннулированы в 1958 г. после израсходования 40 млн $ вследствие передачи задач высотной разведки U-2, а электронной — самолётам ERB-47H и другим. Однако ВВС США тогда не имели специализированных летательных аппаратов для маловысотной скоростной разведки и в начале 60-х ряд контейнеров МВ-1С переделали в вариант LA-1 с установкой вместо БЧ панорамного АФА Fairchild КА-56А высокого разрешения для съёмки с малых высот (150 м) на большой скорости. В декабре 1963 г. возможность оснащения такой подвеской получили 45 самолётов В-58, но на практике в роли разведчика они использовались лишь в единичных случаях.

Тактико-технические характеристики[править | править вики-текст]

Проекции B-58A

Приведённые характеристики соответствуют модификации B-58A.

Источник данных: Standard Aircraft Characteristics [2]; Loftin L. K., Jr., 1985.

Технические характеристики
  • Экипаж: 3 (пилот, штурман и оператор оборонительных систем)
  • Длина: 29,5 м
  • Размах крыла: 17,31 м
  • Высота: 9,57 м
  • Площадь крыла: 143,3 м²
  • Стреловидность по передней кромке: 60°
  • Коэффициент удлинения крыла: 2,096
  • Средняя аэродинамическая хорда: 11,02 м
  • Профиль крыла: NACA 0003.46-64 корень крыла, NACA 0004.08-63 законцовки
  • Колея шасси: 4,05 м
  • Масса пустого: 23 161 кг
    • с MB-1C: 24 304 кг
  • Масса снаряжённого: 25 144 кг
  • Максимальная взлётная масса: 72 668 кг
  • Максимальная посадочная масса: 43 091 кг
  • Масса в бою: 48 648 кг
  • Масса топлива во внутренних баках: 45 313 кг (с ПТБ)
  • Объём топливных баков: 42 067 л + 16 110 л в ПТБ
  • Силовая установка: 4 × ТРДФ General Electric J79-GE-5
    • Бесфорсажная тяга: 4 × 44,48 кН (4536 кгс) (максимальная)
      • нормальная: 1 × 43,15 кН (4400 кгс)
    • Форсажная тяга: 4 × 69,39 кН (7076 кгс)
    • Длина двигателя: 5,13 м
    • Диаметр двигателя: 0,894 м
    • Сухая масса двигателя: 1619 кг
  • Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе: 0,0068
  • Эквивалентная площадь сопротивления: 0,97 м²
Лётные характеристики
Вооружение
  • Стрелково-пушечное: 1 × 20 мм пушка M61 Vulcan в хвостовой установке с 1200 патр.
  • Боевая нагрузка: 2826 кг (в MB-1C)

Служба[править | править вики-текст]

Первое строевое авиакрыло В-58 образовано 1 марта 1960 г. на базе Карсуэлл, второе — на базе Банкер Хилл. Части объявили боеготовыми в августе 1962 г., а в сентябре самолёты уже были поставлены на дежурство. Каждое крыло имело три эскадрильи по 12 бомбардировщиков и 4 резервных машины. Интенсивность полётов была достаточно высока: за всё время эксплуатации парк бомбардировщиков налетал 225000 часов.

Треть всех В-58 постоянно несла дежурство на аэродромах в состоянии 15-минутной готовности к старту. Начиная с 1963 г. во время учений практиковались взлёты с минимальным интервалом: до 15-20 самолётов поднимались в воздух за 15 минут. Это был один из наиболее трудных элементов лётной эксплуатации, поскольку задымленность ВПП и опасность столкновения с соседними машинами требовали высокой точности действий экипажей.

В 1959—1960 гг. прошёл испытания разведывательный вариант с мощной контейнерной РЛС бокового обзора Хьюз AN/APQ-69, не позволявшей в силу своей громоздкости (длина антенны более 15 м) выходить на сверхзвук. В 1961—1962 гг. испытывался модифицированный контейнер МВ-1, с РЛС бокового обзора (с синтезированной апертурой Гудъир AN/APS-73), имевшей дальность действия 148 км и разрешающую способность всего в 15,2 м. Благодаря малым размерам РЛС область режимов полёта не сузилась, но всё же наибольшую разрешающую способность РЛС имела на дозвуковых скоростях. Один раз система была применена для выполнения реальной задачи — самолёт с РЛС произвёл облёт Кубы во время карибского кризиса 1962 г., что стало единственным случаем «боевого» применения В-58.

Под занавес карьеры в ВВС США два В-58 были дооборудованы для транспортировки четырёх 908-кг бомб Мк.64. На них был нанесён трёхцветный «вьетнамский» камуфляж. Самолёты отрабатывали боевое применение в качестве лидеров групп сверхзвуковых бомбардировщиков. Несмотря на положительные результаты испытаний, принять участие во Вьетнамской войне «Хаслеру» так и не удалось.

Один В-58 использовался в 1960—1964 гг. в качестве летающей лаборатории для испытаний системы управления огнём AN/ASG-18 и ракет AIM-47A (GAR-9), предназначавшихся вначале для «трёхмахового» перехватчика F-108 «Рапира», а затем и для самолёта Lockheed YF-12A, работы по AIM-47A в конце концов привели к созданию ракеты AIM-54 — основному оружию палубного перехватчика F-14. В 1959 г. на одном из В-58А, переоборудованном в летающую лабораторию NB-58A, в подфюзеляжной гондоле проходил испытания двигатель Дженерал Электрик J93-GE-3, предназначенный для использования на бомбардировщике В-70 и перехватчике F-108.

В 1965 г. в качестве промежуточного маловысотного бомбардировщика прорыва командование ВВС США решило использовать самолёт FB-111, на смену которому предназначался В-1. Снятие В-58 с вооружения началось в ноябре 1969 г., через месяц после поставки первого FB-111, и завершилось всего через два месяца — 16 января 1970 г.

Недостатки проекта[править | править вики-текст]

Несмотря на благоприятные предварительные оценки, B-58 не удалось долго продержаться в строю ВВС США. Оборотной стороной масштабности конструкторских усилий стала высокая общая стоимость программы — $3,2 млрд в текущих ценах, — то есть $27,6 млн на один самолёт (для сравнения — $9 млн для бомбардировщика В-52 и $3 млн для В-47). В американской печати противники В-58 писали что он стоит больше, чем если бы собирался полностью из золота.

Критика самолёта возобновилась в начале 1960-х годов и привела к снятию бомбардировщика с вооружения к началу 1970-х. Один из основных «минусов» — в ограниченной дальности полёта, несмотря на то, что во взлётной массе самолёта на топливо приходилась очень высокая доля — около 60 %! Без дозаправки в воздухе максимальная дальность даже на дозвуке была достаточно скромной −7550 км. В нормальной эксплуатации В-58 совершал полёты со сверхзвуковой скоростью на расстояние не более 800 км, поскольку на сверхзвуке расход топлива был очень велик — до 27200 кг/ч при М=2 в сравнении с 5000-5550 кг/ч при М=0,91. В 1958—1960 гг. прорабатывался вариант В-58С (BJ58), который предполагалось оснастить четырьмя бесфорсажными двигателями Пратт-Уитни J58 (с тягой выше, чем у форсированных J79 на В-58А). При взлётной массе около 91 т он должен был нести ракетное оружие, иметь крейсерское число М=2,5 на высоте 20700 м с возможностью кратковременного броска при числе М=3, максимальную дальность 9600 км без дозаправки и 13900 км с одной дозаправкой в полёте. Но В-58С, как и В-58В, отвергли из-за того, что он продолжал линию чисто высотных бомбардировщиков, а совершенствование ПВО СССР (прежде всего, создание ЗРК С-75, способного поражать высотные скоростные цели) требовало скоростного низковысотного прорыва. Последний, в силу несовершенства электроники B-58, неспособной, в отличие от планера, выдерживать перегрузки (а также отсутствия РЛС, совмещающей функции обзора и следования рельефу, а в случае раздельных систем — отсутствия места под отдельные системы из-за плотной компоновки) был признан ограниченно возможным, а приспособление самолёта к маловысотному полёту — нецелесообразным.

Стратегическое авиакомандование не испытывало любви к «Хаслеру» и из-за значительных эксплуатационных трудностей. Строгость самолёта в пилотировании проявилась ещё во время испытаний, но если в первые два года серьёзных происшествий удалось избежать, то за полтора последующих (с декабря 1958 г. по июнь 1960 г.) произошло восемь катастроф, в которых погибли 11 человек и ещё несколько получили тяжёлые травмы, а к январю 1964 г. разбились ещё три машины. К моменту снятия с вооружения из 116 выпущенных В-58 двадцать шесть (!) было безвозвратно потеряно.

Вследствие плотной компоновки доступ к агрегатам при наземном обслуживании был затруднён и В-58 слыл у техников «кошмарным» самолётом. Например, один из часто заменяемых элементов РЛС извлекали лишь после подъёма с помощью лебёдки из кабины спасательной капсулы, для подключения питания и проверки работы РЛС после замены элемента капсулу водворяли на место, а если станция всё же не заработала, то вся процедура повторялась вновь. Для замены повреждённой обшивки самолёт приходилось помещать на стапель, так как практически все панели фюзеляжа были силовыми и изъятие любой из них грозило потерей прочности. На земле при полностью заправленных внутренних топливных баках самолёт имел допустимую центровку только с подвешенным контейнером, а без оного — «приседал» на хвост, поэтому перед снятием контейнера надо было слить топливо из внутренних ёмкостей, и наоборот, полная заправка не допускалась до подвески контейнера. При отсутствии такового к узлу в нише носовой стойки шасси или к переднему узлу крепления подвески крепили противовес массой 2,8 т.

Из-за сложности эксплуатации В-58 требования к квалификации лётного и наземного обслуживающего персонала были одними из самых высоких в ВВС США. Строевые лётчики подбирались по личной рекомендации командира авиакрыла и должны были иметь налёт на реактивных самолётах не менее 1000 часов, из них не менее половины — в качестве командира экипажа многодвигательного реактивного самолёта (В-47, В-52, КС-135). В процессе переподготовки на В-58 каждый пилот проходил курс обучения на тренажёре объёмом 30 ч и и как минимум 90 ч налёта. Из-за тесноты в кабинах действовали ограничения на рост и вес членов экипажа. Наземный персонал также подбирался из числа специалистов очень высокого класса.

См. также[править | править вики-текст]

Images.png Внешние изображения
Учебные средства B-58
Image-silk.png Тренажёр оператора (экстерьер)
Image-silk.png Тренажёр оператора (интерьер)
Самолёты аналогичные по назначению, конфигурации и времени создания

Примечания[править | править вики-текст]

  1. Knaack, 1988, p. 392
  2. Standard Aircraft Characteristics. B/RB-58A Hustler. — The Secretary of the Air Force, 10 Jul 1959.

Литература[править | править вики-текст]

  • Knaack Marcelle. Vol. 2 Post-World War II Bombers, 1945-1973. // Encyclopedia of US Air Force aircraft and missile systems. — Washington, D.C.: Office of Air Force History United States Air Force, 1988. — P. 351-399. — 619 p. — ISBN 0-912799-59-5.
  • Loftin L. K., Jr. Quest for performance: The evolution of modern aircraft. — Washington, D.C.: NASA Scientific and Technical Information Branch, 1985.
  • Журнал Авиация № 2 2001 год

Ссылки[править | править вики-текст]