Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из пушки М61A1 «Вулкан» калибра 20 мм, установленной в фюзеляже, с левой стороны кабины. Боезапас-515 снарядов. Девять узлов внешних подвесок могут нести различное вооружение массой 6894 кг с уменьшенным или 4763 кг с полным запасом топлива, в том числе ракеты «Сайдуиндер», «Сперроу», «Мейверик» AGM 65Е, малокалиберные бомбы. Однако штатным вооружением считаются две ракеты «Сайдуиндер», подвешиваемые на торцевых замках крыла.

Размах крыла, м 9,14 9,45

Длина, м 14,17 14,52

Высота, м 4,95 5,01

Площадь несущей поверхности, м2 26,01 27,87

Масса пустого самолета, кг … 6607

Взлетная масса (ном./макс.), кг 9797/ 10205/ /12247 /15 500

Грузоподъемность, кг 5216 6894

Емкость внутренних топливных баков, кг … 3162

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 377/471 366/537

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 0,87/1,10 0,92/1,40

Максимальное число Маха 1,95 2,0

Максимальная скорость на высоте 12 200 м, км/ч 2124

Вертикальная скорость, м/с 213

Практический потолок, м 15240 15240

Максимальная дальность (перегоночная), км 3705

Радиус действия, км 547 925

Длина разбега, м 533

Длина пробега, м 808

Рис. 2.180. Истребитель YF-17.

История создания. YF-17 наряду с YF-16 был вторым проектом, допущенным к заключительному этапу конкурса на разработку легкого боевого самолета. К созданию YF-17 с первоначальным фирменным обозначением Р.530, измененным впоследствии на «Кобра» Р.600, фирма «Нортроп» приступила в мае 1966 г. После заключения контракта (14.04.1972 г.) на строительство двух опытных образцов проект был переработан в соответствии с уточненными требованиями ВВС США. К строительству опытных образцов фирма приступила в начале 1973 г.

Первый из них был показан публично в апреле 1974 г., а 9 июля состоялся его облет. После проведения в 1975 г. сопоставительных испытаний опытных образцов YF-17 и YF-16 было принято решение запустить в серийное производство самолет YF-16. Тогда фирма использовала опытные образцы YF-17 для разработки (совместно с «Макдоннел-Дуглас») самолета F-18, которым можно было бы дополнить более дорогой и тяжелый истребитель ВМС США F-14A, находящийся на вооружении, а также для модернизации последнего. Разработка и строительство двух опытных образцов YF-17 обошлись в 39 млн. долл.

Описание самолета. YF-17 выполнен по классической схеме моноплана со среднерасположенным трапециевидным многолонжеронным крылом удлинения 3,5. Крыло установлено с отрицательным углом поперечного V, равным 5°, и имеет прямолинейные передние и задние кромки, углы стреловидности которых равны соответственно + 20 и – 5°. В корневой части крыло сопрягается с удлиненным наплывом, имеющим криволинейную переднюю кромку и большие углы стреловидности и установки. У наплывов крыла предусмотрены прифюзеляжные щели размером 1,8 M 0,1 м, расположенные в корневых сечениях и предназначенные для улучшения работы воздухозаборников при углах атаки до 60°. Использование наплывов позволило увеличить подъемную силу и угловую скорость установившегося разворота, а также улучшить поперечную устойчивость самолета. Крыло оборудовано носовыми щитками (хорда щитка составляет ~ 20% хорды крыла) по всему размаху, щелевыми выдвижными закрылками значительной хорды и большого размаха, а также небольшими элеронами. Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, работающих на малых скоростях полета (при сверхзвуковых скоростях они блокируются в нейтральном положении), управляемого дифференциального стабилизатора и двухки- левого вертикального оперения, размещенного перед стабилизатором из соображений правила площадей. Кили с небольшими рулями направления установлены с углом развала ~ 30°. Для повышения эффективности управления на малых скоростях полета используются все подвижные поверхности, в том числе носовые щитки и закрылки, которые отклоняются автоматически в зависимости от числа Маха, мгновенной массы самолета и угла атаки, обеспечивая требуемую подъемную силу.

Рис. 2.181. Проекции истребителя YF-17.

Фюзеляж самолета состоит из трех частей. В носовой части находятся приборный отсек, кабина экипажа, боевой отсек с размещенной в нем пушкой, ниша уборки передней стойки шасси и передний топливный бак. В носовой части фюзеляжа имеется дестабилизатор, выполненный в виде полосы, опоясывающей (в горизонтальной плоскости) носовой обтекатель радиолокационной станции. Кабина с двухсекционным открываемым вверх-назад фонарем оснащена катапультируемым сиденьем класса 0-0, направляющие которого наклонены под углом 18°. В центральной части фюзеляжа располагаются главный топливный бак, ниши уборки главных стоек шасси и воздушные каналы двигателей. Выполненная в виде двух двигательных гондол задняя часть фюзеляжа имеет сверху тормозной щиток. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, задние-назад.

71% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 10%-из стали, 10%-из композитов, 7%-из сплавов титана и 2%-из других материалов. Стационарное вооружение самолета составляет пушка М61А1 «Вулкан» калибра 20 мм. На самолете имеются семь узлов внешних подвесок (в том числе замки на концевых частях крыла для ракет «Сайдуиндер»).

Двигательная установка. На самолете установлены два турбовентиляторных двигателя YJ101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой на форсаже 66,72 кН (6804 кГ) каждый. Воздухозаборники боковые, подкрыльные, нерегулируемые. Топливная система имеет оборудование для дозаправки в полете.

Размах крыла, м 10,67

Длина, м 17,07

Высота, м 4,42

Площадь несущей поверхности, м2 32,5

Нормальная взлетная масса, кг 10430

Емкость внутренних топливных баков, кг 4770

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 321

Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 0,79

Максимальное число Маха 2,0

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2120

Максимальная скорость у земли, км/ч 1150

Максимальная крейсерская скорость, км/ч 1700

Практический потолок, м 20000

Максимальная дальность (перегоночная), км 4816

Радиус действия, км 927

Взлетная дистанция (при нормальной массе), м 305

Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 610

Рис. 2.182. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла «Торнадо».

История создания. 17.07.1968 г. между фирмами ФРГ, Великобритании и Италии было подписано соглашение о сотрудничестве в рамках программы MRCA-75, а в марте 1969 г. образовалось общество «Панавиа эркрафт» GmbH (о своем участии заявили фирмы «Мессершмитт- Бельков-Блом», ВАС и «Фиат») по разработке многоцелевого истребителя, который мог бы стать преемником самолета «Старфайтер» F-104. В декабре 1969 г. была начата проектная проработка одноместного варианта «Панавиа» 100 и двухместного «Панавиа» 200, однако уже в марте следующего года работы над одноместным самолетом были прекращены. Собственно разработка самолета началась в июле 1970 г., а уже спустя четыре месяца приступили к строительству опытных образцов. Для осуществления обширной программы летных испытаний было решено изготовить 9 опытных образцов и 6 предсерийных самолетов. Первый опытный образец (POl) был облетан 14.08.1974 г., а последний-5.02.1977 г. Утвержденные в 1973 г. планы производства предусматривали изготовление свыше 800 самолетов (для Великобритании-385, для ФРГ-324, для Италии-100). Первые самолеты предполагалось поставить на вооружение истребительно-бомбардировочных дивизионов ФРГ в 1979 г.; итальянские ВВС получили первые самолеты в марте 1981 г. По данным 1976 г. при принятом объеме выпускаемой серии стоимость одного самолета должна была составлять 26,4 млн. марок (в 1970 г. эта стоимость оценивалась в 13-16 млн. марок, а в 1973 г.-в 21,08 млн. марок).

Описание самолета. «Торнадо» представляет собой высокоплан с крылом изменяемой геометрии, угол стреловидности передней кромки которого меняется в диапазоне 25-66°. Крыло оснащено предкрылками и щелевыми выдвижными закрылками, расположенными по всему размаху поворотных консолей, двухсекционными интерцепторами и носовыми щитками (типа Крюгера) в неподвижных прифюзеляжных частях крыла. Предкрылки и закрылки не только улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета, но также повышают его маневренность при среднем положении крыла. Подвижные части крыла крепятся к центроплану с использованием подшипников, размещенных с внешней стороны воздухозаборников.